Pocisk wielostopniowy: Ministerstwo Obrony Federacji Rosyjskiej. Dlaczego rakiety są wielostopniowe? Schemat z wiszącymi zbiornikami

Projekt powstał na zlecenie inwestora venture z UE.

Koszt wystrzelenia statku kosmicznego na orbitę jest nadal bardzo wysoki. Wynika to z wysokiego kosztu silników rakietowych, drogiego systemu sterowania, drogich materiałów stosowanych w obciążonych konstrukcjach rakiet i ich silników, skomplikowanej i zazwyczaj drogiej technologii ich wytwarzania, przygotowania do startu, a przede wszystkim ich jednorazowości. posługiwać się.

Udział kosztu lotniskowca w całkowitym koszcie wystrzelenia statku kosmicznego jest różny. Jeśli nośnik jest seryjny, a urządzenie jest unikalne, to około 10%. Wręcz przeciwnie, może osiągnąć 40% lub więcej. Jest bardzo drogi, dlatego powstał pomysł stworzenia rakiety nośnej, która niczym samolot pasażerski wystartowałaby z kosmodromu, wleciała na orbitę i zostawiając tam satelitę lub statek kosmiczny, wróciłaby na kosmodrom.

Pierwszą próbą realizacji takiego pomysłu było stworzenie systemu promu kosmicznego. Na podstawie analizy wad jednorazowych nośników i systemu Space Shuttle, którą wykonał Konstantin Feoktistov (K. Feoktistov. Trajektoria życia. Moskwa: Vagrius, 2000. ISBN 5-264-00383-1. Rozdział 8. Rakieta jako samolot), istnieje wyobrażenie o cechach, jakie powinien posiadać dobry pojazd nośny, aby zapewnić dostarczenie ładunku na orbitę przy minimalnych kosztach i z maksymalną niezawodnością. Powinien to być system wielokrotnego użytku, zdolny do 100-1000 lotów. Ponowne wykorzystanie jest potrzebne zarówno do obniżenia kosztów każdego lotu (koszty rozwoju i produkcji rozkładają się na liczbę lotów), jak i do zwiększenia niezawodności wystrzelenia ładunku na orbitę: każda podróż samochodem i lot samolotu potwierdza poprawność jego konstrukcja i wysoka jakość wykonania. Dzięki temu możliwe jest obniżenie kosztów ubezpieczenia ładunku i samej rakiety. Tylko maszyny wielokrotnego użytku mogą być naprawdę niezawodne i niedrogie w eksploatacji – takie jak lokomotywa parowa, samochód, samolot.

Rakieta musi być jednostopniowa. Wymóg ten, podobnie jak możliwość ponownego użycia, wiąże się z minimalizacją kosztów i zapewnieniem niezawodności. Rzeczywiście, jeśli rakieta jest wielostopniowa, to nawet jeśli wszystkie jej stopnie bezpiecznie powrócą na Ziemię, to przed każdym startem muszą być złożone w jedną całość i nie da się sprawdzić poprawności montażu i funkcjonowania procesów oddzielenie po montażu, ponieważ przy każdym sprawdzeniu zmontowana maszyna musi się kruszyć. Nie testowane, nie testowane pod kątem działania po montażu, połączenia stają się niejako jednorazowe. A pakiet połączony przez węzły o obniżonej niezawodności również staje się w pewnym stopniu dyspozycyjny. Jeśli rakieta jest wielostopniowa, to koszt jej działania jest większy niż koszt obsługi maszyny jednostopniowej z następujących powodów:

• W przypadku maszyny jednoetapowej nie są wymagane żadne koszty montażu.
• Nie jest konieczne przydzielanie lądowisk na powierzchni Ziemi do lądowania pierwszych etapów, a tym samym nie trzeba płacić za ich czynsz, ponieważ te tereny nie są wykorzystywane gospodarczo.
• Nie trzeba płacić za transport pierwszych kroków na miejsce startu.
• Tankowanie rakiety wielostopniowej wymaga bardziej złożonej technologii, więcej czasu. Montaż pakietu i dostarczenie etapów na miejsce startu nie podlegają prostej automatyzacji i dlatego wymagają udziału większej liczby specjalistów w przygotowaniu takiej rakiety do następnego lotu.

Rakieta musi wykorzystywać jako paliwo wodór i tlen, w wyniku czego spalanie wytwarza przyjazne dla środowiska produkty spalania na wyjściu silnika o wysokim impulsie właściwym. Czystość środowiska jest ważna nie tylko dla prac prowadzonych na starcie, podczas tankowania, w razie wypadku, ale także dla uniknięcia szkodliwego wpływu produktów spalania na warstwę ozonową atmosfery.

Skylon, DC-X, Lockheed Martin X-33 i Roton to jedne z najbardziej rozwiniętych projektów jednostopniowych statków kosmicznych za granicą. Jeśli Skylon i X-33 są pojazdami skrzydlatymi, to DC-X i Roton są pociskami pionowego startu i pionowego lądowania. Ponadto obaj posunęli się nawet do stworzenia próbek testowych. Jeśli Roton miał tylko prototyp atmosferyczny do ćwiczenia lądowania autorotacyjnego, to prototyp DC-X wykonał kilka lotów na wysokość kilku kilometrów na silniku rakietowym na paliwo ciekłe (LRE) na ciekłym tlenie i wodorze.

Opis techniczny rakiety Zeya

Aby radykalnie obniżyć koszty wystrzeliwania ładunku w kosmos, Lin Industrial proponuje stworzenie pojazdu startowego Zeya (LV). Jest to jednostopniowy system transportu pionowego startu i lądowania wielokrotnego użytku. Wykorzystuje przyjazne dla środowiska i wysoce wydajne komponenty paliwowe: utleniacz - ciekły tlen, paliwo - ciekły wodór.

Pojazd nośny składa się ze zbiornika utleniacza (powyżej, który stanowi osłonę termiczną do wejścia atmosferycznego i miękkiego wirnika do lądowania), przedziału ładunkowego, przedziału przyrządów, zbiornika paliwa, przedziału ogonowego z układem napędowym i podwozia. Zbiorniki paliwa i utleniacza - segmentowo-stożkowe, nośne, kompozytowe. Zbiornik paliwa jest pod ciśnieniem zgazowywany ciekłym wodorem, a zbiornik utleniacza jest pod ciśnieniem sprężonym helem z butli wysokociśnieniowych. Maszerowy układ napędowy składa się z 36 silników rozmieszczonych na obwodzie oraz zewnętrznej dyszy rozprężnej w postaci korpusu środkowego. Sterowanie podczas pracy silnika głównego w pochyleniu i odchyleniu odbywa się poprzez dławienie silników umieszczonych na średnicy, w torze - za pomocą ośmiu silników na gazowe elementy paliwowe znajdujące się pod przedziałem ładunkowym. Silniki na gazowych elementach pędnych są wykorzystywane do sterowania w segmencie lotów orbitalnych.

Schemat lotu Zeya jest następujący. Po wejściu na referencyjną orbitę okołoziemską, rakieta w razie potrzeby wykonuje manewry orbitalne, aby wejść na orbitę docelową, po czym otwierając przedział ładunkowy (ważący do 200 kg), oddziela go.

Podczas jednego obrotu na orbicie okołoziemskiej od momentu startu, po wydaniu impulsu hamowania, Zeya ląduje w rejonie kosmodromu startowego. Wysoka dokładność lądowania jest zapewniona dzięki wykorzystaniu współczynnika podnoszenia do oporu, stworzonego przez kształt rakiety, do manewrów bocznych i na odległość. Miękkie lądowanie odbywa się poprzez schodzenie z wykorzystaniem zasady autorotacji i ośmiu amortyzatorów podczas lądowania.

Gospodarka

Poniżej szacunkowy czas i koszt pracy przed pierwszym uruchomieniem:

• Projekt pilotażowy: 2 miesiące - 2 mln €
• Stworzenie układu napędowego, rozwój zbiorników kompozytowych i systemu sterowania: 12 miesięcy - 100 mln €
• Stworzenie podstawy ławki, budowa prototypów, przygotowanie i modernizacja produkcji, projekt projektu: 12 miesięcy - 70 mln €
• Rozwój komponentów i systemów, testy prototypów, testy ogniowe produktu lotniczego, projekt techniczny: 12 miesięcy - 143 mln euro

Razem: 3,2 lata, 315 mln euro

Według naszych szacunków koszt jednego startu wyniesie 0,15 mln euro, a koszty utrzymania międzylotowego i koszty ogólne wyniosą około 0,1 miliona w okresie międzylaunchowym. Jeśli ustawisz cenę premierową w € 35 tys. za 1 kg (koszt 1250 euro/kg), co jest zbliżone do ceny startu na rakiecie Dniepr dla klientów zagranicznych całe uruchomienie (200 kg ładowności) będzie kosztować klienta € 7 mln. Tym samym projekt opłaci się w 47 uruchomieniach.

Wariant Zeya z silnikiem trzykomponentowym

Innym sposobem na zwiększenie wydajności jednostopniowego pojazdu startowego jest przejście na LRE z trzema składnikami paliwa.

Od początku lat 70. XX wieku w ZSRR i USA badano koncepcję silników trójkomponentowych, które łączyłyby wysoki impuls właściwy przy stosowaniu wodoru jako paliwa z wyższą średnią gęstością paliwa (a co za tym idzie mniejszą objętością). i masy zbiorników paliwowych), charakterystyczne dla paliw węglowodorowych. Przy rozruchu taki silnik pracowałby na tlen i naftę, a na dużych wysokościach przestawiałby się na ciekły tlen i wodór. Takie podejście może umożliwić stworzenie jednostopniowego kosmicznego nośnika.

W naszym kraju opracowano silniki trójkomponentowe RD-701, RD-704 i RD0750, ale nie doprowadzono ich do etapu tworzenia prototypów. W latach 80. NPO Molniya opracowała Wielozadaniowy System Lotniczy (MAKS) oparty na silniku rakietowym na paliwo ciekłe RD-701 z tlenem + naftą + paliwem wodorowym. Obliczenia i projektowanie trójkomponentowych silników rakietowych przeprowadzono również w Ameryce (patrz na przykład Dual-Fuel Propulsion: Why it Works, Possible Engines and Results of Vehicle Studies, James A. Martin i Alan W. Wilhite , opublikowany w maju 1979 w Am erican Institute of Aeronautics and Astronautics (AIAA) Dokument nr. 79-0878).

Uważamy, że w przypadku trzyskładnikowego silnika Zeya należy stosować ciekły metan zamiast nafty tradycyjnie oferowanej do takich silników rakietowych na paliwo ciekłe. Powodów jest wiele:

• Zeya jako utleniacz wykorzystuje ciekły tlen, wrzący w temperaturze -183 stopni Celsjusza, czyli sprzęt kriogeniczny jest już używany w konstrukcji rakiety i kompleksu tankowania, co oznacza, że ​​nie będzie zasadniczych trudności z wymianą nafty zbiornik ze zbiornikiem na metan na -162 st.C.
• Metan jest bardziej wydajny niż nafta. Impuls właściwy (SI, miara sprawności LRE - stosunek impulsu wytworzonego przez silnik do zużycia paliwa) pary paliwowej metan + tlen ciekły przekracza SI pary paliwowej nafta + tlen ciekły o około 100 m/s.
• Metan jest tańszy niż nafta.
• W przeciwieństwie do silników naftowych, w silnikach na metan prawie nie występuje koksowanie, czyli tworzenie się trudnej do usunięcia sadzy. Dlatego takie silniki są wygodniejsze w użyciu w systemach wielokrotnego użytku.
• W razie potrzeby metan można zastąpić podobnym skroplonym gazem ziemnym (LNG). LNG składa się prawie w całości z metanu, ma podobne właściwości fizyczne i chemiczne i jest nieco mniej wydajny niż czysty metan. Jednocześnie LNG jest 1,5–2 razy tańszy od nafty i znacznie tańszy. Faktem jest, że Rosja jest objęta rozległą siecią gazociągów. Wystarczy wziąć odnogę do kosmodromu i zbudować niewielki kompleks skraplania gazu. Również w Rosji zbudowano instalację LNG na Sachalinie oraz dwa małe kompleksy skraplania w Sankt Petersburgu. Planowana jest budowa kolejnych pięciu zakładów w różnych częściach Federacji Rosyjskiej. Jednocześnie produkcja nafty rakietowej wymaga specjalnych gatunków ropy wydobywanej ze ściśle określonych złóż, których zasoby w Rosji są wyczerpane.

Schemat działania trzykomponentowego pojazdu nośnego jest następujący. Najpierw spalany jest metan – paliwo o dużej gęstości, ale stosunkowo małym impulsie właściwym w próżni. Następnie spalany jest wodór – paliwo o małej gęstości i możliwie najwyższym impulsie właściwym. Oba rodzaje paliwa spalane są w jednym układzie napędowym. Im wyższy udział paliwa pierwszego rodzaju, tym mniejsza masa konstrukcji, ale większa masa paliwa. Odpowiednio, im wyższy udział paliwa drugiego rodzaju, tym mniejsze wymagane zasilanie paliwem, ale większa masa konstrukcji. W związku z tym możliwe jest znalezienie optymalnego stosunku między masami ciekłego metanu i wodoru.

Przeprowadziliśmy odpowiednie obliczenia, przyjmując współczynnik komór paliwowych dla wodoru równy 0,1, a dla metanu - 0,05. Stosunek komory paliwowej to stosunek masy końcowej komory paliwowej do masy dostępnego źródła paliwa. Na końcową masę komory paliwowej składają się masy gwarantowanego zasilania paliwem, bezużyteczne pozostałości składników paliwa oraz masa gazów sprężających.

Obliczenia wykazały, że trzyskładnikowa Zeya wystrzeli 200 kg ładunku na niską orbitę okołoziemską o masie swojej struktury 2,1 tony i masie startowej 19,2 t. Dwuskładnikowa Zeya na ciekłym wodorze dużo traci: masa konstrukcji wynosi 4,8 tony, a masa początkowa 37,8 tony.

Rysunek z księgi Kazimierza Simenowicza Artis Magnae Artilleriae pars prima 1650

Rakieta wielostopniowa- samolot składający się z dwóch lub więcej połączonych mechanicznie pocisków, zwanych kroki oddzielanie się w locie. Rakieta wielostopniowa pozwala osiągnąć prędkość większą niż każdy z jej etapów z osobna.

Fabuła

Jeden z pierwszych rysunków przedstawiających rakiety ukazał się w dziele inżyniera wojskowego i generała artylerii Kazimierza Simenowicza, rodaka z województwa witebskiego Rzeczypospolitej, „Artis Magnae Artilleriae pars prima” (łac. „Wielka sztuka artylerii cz. 1”). ), wydrukowany w roku w Amsterdamie , Holandia . Na nim jest trzystopniowa rakieta, w której trzeci stopień jest zagnieżdżony w drugim, a oba razem znajdują się w pierwszym stopniu. W części czołowej umieszczono kompozycję do fajerwerków. Rakiety były napełnione paliwem stałym - prochem. Wynalazek ten jest interesujący, ponieważ ponad trzysta lat temu przewidział kierunek, w jakim zmierza współczesna technologia rakietowa.

Po raz pierwszy idea wykorzystania rakiet wielostopniowych do eksploracji kosmosu została wyrażona w pracach K.E. Tsiołkowskiego. W mieście opublikował swoją nową książkę pt. Pociągi rakiet kosmicznych. K. Cielkowski nazwał to pojęcie rakietami złożonymi, a raczej zespołem rakiet, które startują na ziemi, potem w powietrzu i wreszcie w kosmosie. Pociąg, złożony np. z 5 pocisków, jest najpierw kierowany przez pierwszy - pocisk czołowy; po zużyciu paliwa odczepia się go i rzuca na ziemię. Dalej, w ten sam sposób, zaczyna działać druga, potem trzecia, czwarta i wreszcie piąta, których prędkość do tego czasu będzie wystarczająco duża, aby unieść się w przestrzeń międzyplanetarną. Sekwencja pracy z głowicą rakiety spowodowana jest chęcią, aby materiały rakietowe pracowały nie w ściskaniu, ale w naprężeniu, co ułatwi projektowanie. Według Tsiołkowskiego długość każdej rakiety wynosi 30 metrów. Średnice - 3 metry. Gazy z dysz ulatniają się pośrednio do osi rakiet, aby nie wywierać nacisku na kolejne rakiety. Długość rozbiegu na ziemi to kilkaset kilometrów.

Pomimo tego, że pod względem szczegółów technicznych, nauka o rakietach poszła na wiele sposobów inną ścieżką (np. współczesne rakiety nie „rozrzucają” po ziemi, ale odlatują pionowo, a kolejność działania etapy nowoczesnej rakiety są odwrotne, w stosunku do tego, o którym mówił Ciołkowski ), sama idea rakiety wielostopniowej pozostaje aktualna do dziś.

Opcje rakietowe. Od lewej do prawej:
1. rakieta jednostopniowa;
2. rakieta dwustopniowa z separacją poprzeczną;
3. Pocisk dwustopniowy z separacją wzdłużną.
4. Rakieta z zewnętrznymi zbiornikami paliwa, odłączanymi po wyczerpaniu się w nich paliwa.

Strukturalnie, rakiety wielostopniowe są przeprowadzane c poprzeczny lub podłużna separacja stopni.
Na separacja poprzeczna etapy są umieszczone jeden nad drugim i pracują kolejno jeden po drugim, włączając się dopiero po rozdzieleniu poprzedniego etapu. Taki schemat umożliwia tworzenie systemów w zasadzie o dowolnej liczbie kroków. Jego wadą jest to, że zasoby kolejnych etapów nie mogą być wykorzystywane w pracy poprzedniego, stanowiąc dla niego bierne obciążenie.

Na separacja wzdłużna pierwszy stopień składa się z kilku identycznych rakiet (w praktyce od 2 do 8) rozmieszczonych symetrycznie wokół korpusu drugiego stopnia tak, że wypadkowa sił ciągu silników pierwszego stopnia skierowana jest wzdłuż osi symetrii po drugie, pracując jednocześnie. Taki schemat pozwala silnikowi drugiego stopnia pracować jednocześnie z silnikami pierwszego, zwiększając w ten sposób całkowity ciąg, co jest szczególnie potrzebne podczas pracy pierwszego stopnia, gdy masa rakiety jest maksymalna. Ale rakieta z podłużnym rozdzieleniem etapów może być tylko dwustopniowa.
Istnieje również połączony schemat separacji - podłużno-poprzeczne, co pozwala na połączenie zalet obu schematów, w których pierwszy etap dzieli się od drugiego wzdłużnie, a oddzielenie wszystkich kolejnych etapów następuje poprzecznie. Przykładem takiego podejścia jest krajowy przewoźnik Sojuz.

Statek kosmiczny promu kosmicznego ma unikalny schemat dwustopniowej rakiety z separacją wzdłużną, której pierwszy stopień składa się z dwóch bocznych dopalaczy na paliwo stałe, a w drugim etapie część paliwa znajduje się w zbiornikach orbiter(właściwie statek wielokrotnego użytku), a większość z nich - w odłączanym zewnętrzny zbiornik paliwa. Po pierwsze, układ napędowy orbitera zużywa paliwo z zewnętrznego zbiornika, a kiedy się wyczerpie, zewnętrzny zbiornik jest opróżniany, a silniki nadal pracują na paliwie zawartym w zbiornikach orbitera. Taki schemat umożliwia maksymalne wykorzystanie układu napędowego orbitera, który działa podczas startu statku kosmicznego na orbitę.

Dzięki poprzecznej separacji stopnie są połączone specjalnymi sekcjami - adaptery- konstrukcje nośne o kształcie cylindrycznym lub stożkowym (w zależności od stosunku średnic stopni), z których każdy musi wytrzymać łączny ciężar wszystkich kolejnych stopni pomnożony przez maksymalną wartość przeciążenia doświadczanego przez rakietę we wszystkich obszarach, w których ten adapter jest częścią rakiety.
Dzięki separacji wzdłużnej na korpusie drugiego stopnia tworzone są pasma mocy (przód i tył), do których przymocowane są bloki pierwszego stopnia.
Elementy łączące części kompozytowej rakiety nadają jej sztywność jednego korpusu, a gdy stopnie zostaną rozdzielone, powinny niemal natychmiast uwolnić górny stopień. Zwykle kroki są połączone za pomocą pyroboty. Pirobot to śruba mocująca, w której trzonie w pobliżu głowicy powstaje wnęka wypełniona ładunkiem wybuchowym z detonatorem elektrycznym. Po przyłożeniu impulsu prądowego do detonatora elektrycznego następuje eksplozja, niszcząca wałek rygla, w wyniku czego jego główka odpada. Ilość materiałów wybuchowych w pyrobocie jest starannie dozowana, aby z jednej strony urwać głowę, a z drugiej nie uszkodzić rakiety. Po rozdzieleniu stopni detonatory elektryczne wszystkich pirobotów łączących wydzielone części są jednocześnie zasilane impulsem prądowym, a połączenie zostaje zwolnione.
Następnie kroki powinny być rozstawione w bezpiecznej odległości od siebie. (Uruchomienie silnika górnego stopnia w pobliżu dolnego może spowodować spalenie jego zbiornika paliwa i eksplozję pozostałego paliwa, co uszkodzi górny stopień lub zdestabilizuje jego lot.) Gdy stopnie zostaną rozdzielone w atmosferze, siła aerodynamiczna nadlatującego do ich oddzielenia można użyć przepływu powietrza, a w pustce czasami stosuje się pomocnicze małe silniki rakietowe na paliwo stałe.
W rakietach na paliwo ciekłe te same silniki służą również do „wytrącania” paliwa w zbiornikach górnego stopnia: przy wyłączonym silniku dolnego stopnia rakieta leci bezwładnie, swobodnie spadając, podczas gdy paliwo płynne w zbiornikach jest w zawieszeniu, co może prowadzić do awarii podczas uruchamiania silnika. Silniki pomocnicze nadają stopniom lekkie przyspieszenie, pod wpływem których paliwo „osadza się” na dnach zbiorników.
Na powyższym zdjęciu rakiety

Wystrzelenie odbyło się za pomocą wielostopniowej rakiety” – te słowa wielokrotnie czytaliśmy w doniesieniach o wystrzeleniu pierwszych na świecie sztucznych satelitów Ziemi, o stworzeniu satelity Słońca, o wystrzelenie rakiet kosmicznych na Księżyc. Tylko jedno krótkie zdanie, a za tymi sześcioma słowami kryje się natchniona praca naukowców, inżynierów i pracowników naszej Ojczyzny!

Czym są nowoczesne rakiety wielostopniowe? Dlaczego konieczne stało się użycie rakiet składających się z dużej liczby etapów do lotów kosmicznych? Jaki jest techniczny efekt zwiększenia liczby stopni rakietowych?

Spróbujmy krótko odpowiedzieć na te pytania. Do wykonywania lotów w kosmos potrzebne są ogromne rezerwy paliwa. Są tak duże, że nie da się ich umieścić w zbiornikach rakiety jednostopniowej. Przy obecnym poziomie nauk inżynieryjnych możliwe jest zbudowanie rakiety, w której paliwo stanowiłoby nawet 80-90% jej całkowitej masy. A w przypadku lotów na inne planety wymagane rezerwy paliwa powinny być setki, a nawet tysiące razy większe niż masa własna rakiety i znajdujący się w niej ładunek. Dzięki tym zapasom paliwa, które można umieścić w zbiornikach rakiety jednostopniowej, możliwe jest osiągnięcie prędkości lotu do 3-4 km/s. Ulepszanie silników rakietowych, poszukiwanie najkorzystniejszych gatunków paliwa, stosowanie materiałów konstrukcyjnych o wyższej jakości oraz dalsze doskonalenie konstrukcji rakiet z pewnością umożliwią nieznaczne zwiększenie prędkości rakiet jednostopniowych. Ale nadal będzie bardzo daleko od kosmicznych prędkości.

Aby osiągnąć kosmiczne prędkości, K. E. Tsiołkowski zaproponował zastosowanie rakiet wielostopniowych. Sam naukowiec w przenośni nazwał je „pociągami rakietowymi”. Według Cielkowskiego pociąg rakietowy lub, jak mówimy teraz, rakieta wielostopniowa, powinien składać się z kilku rakiet zamontowanych jedna na drugiej. Dolna rakieta jest zwykle największa. Niesie cały „pociąg”. Kolejne kroki są coraz mniejsze.

Podczas startu z powierzchni Ziemi pracują silniki rakiety dolnej. Działają, dopóki nie zużyją całego paliwa w jej zbiornikach. Gdy zbiorniki pierwszego stopnia są puste, oddziela się od górnych rakiet, aby nie obciążać ich dalszego lotu ciężarem własnym. Odseparowany pierwszy stopień z pustymi zbiornikami przez jakiś czas leci w górę z powodu bezwładności, a następnie opada na ziemię. Aby zachować pierwszy stopień do ponownego wykorzystania, można go zrzucić na spadochronie.

Po wydzieleniu pierwszego stopnia uruchamiane są silniki drugiego stopnia. Zaczynają działać, gdy rakieta wzniosła się już na określoną wysokość i ma znaczną prędkość lotu. Silniki drugiego stopnia jeszcze bardziej przyspieszają rakietę, zwiększając jej prędkość o kilka kilometrów na sekundę. Po zużyciu całego paliwa znajdującego się w zbiornikach drugiego stopnia jest ono również wyrzucane. Dalszy lot rakiety kompozytowej zapewnia praca silników trzeciego stopnia. Następnie odpada trzeci etap. Kolejka zbliża się do lokomotyw czwartego stopnia. Po wykonaniu zleconej im pracy zwiększają prędkość rakiety o określoną wartość, a następnie ustępują miejsca silnikom piątego stopnia. Po zresetowaniu piątego etapu, szóste silniki zaczynają pracować.

Tak więc każdy stopień rakiety sukcesywnie zwiększa prędkość lotu, a ostatni, górny stopień osiąga wymaganą prędkość kosmiczną w przestrzeni bezpowietrznej. Jeśli zadaniem jest wylądowanie na innej planecie i powrót na Ziemię, to rakieta, która wyleciała w kosmos, z kolei musi składać się z kilku etapów, które są kolejno włączane podczas schodzenia na planetę i startu z niej.

Ciekawe, jaki efekt daje zastosowanie dużej liczby stopni na rakietach.

Weź rakietę jednostopniową o masie startowej 500 t. Załóżmy, że masa ta jest rozłożona w następujący sposób: ładowność - 1 tona, sucha masa sceny - 99,8 t i paliwo - 399,2 t. Dlatego doskonałość konstrukcyjna tej rakiety jest taki, że masa paliwa jest 4 razy większa od masy suchej sceny, to znaczy masy samej rakiety bez paliwa i ładunku. Liczba Ciołkowskiego, czyli stosunek masy startowej rakiety do jej masy po zużyciu całego paliwa, dla tej rakiety wyniesie 4,96. Ta liczba i szybkość, z jaką gaz opuszcza dyszę silnika, określa prędkość, jaką rakieta może osiągnąć. Spróbujmy teraz zastąpić rakietę jednostopniową rakietą dwustopniową. Ponownie weźmy ładunek 1 tony i załóżmy, że doskonałość konstrukcyjna stopni i prędkość wypływu gazu pozostaną takie same, jak w rakiecie jednostopniowej. Wtedy, jak pokazują obliczenia, do osiągnięcia takiej samej prędkości lotu jak w pierwszym przypadku potrzebna jest rakieta dwustopniowa o łącznej masie zaledwie 10,32 ton, czyli prawie 50 razy lżejsza od jednostopniowej. Sucha masa rakiety dwustopniowej wyniesie 1,86 t, a masa paliwa umieszczonego w obu stopniach wyniesie 7,46 t. Jak widać w omawianym przykładzie zastąpienie rakiety jednostopniowej rakietą dwustopniową pierwszy etap umożliwia 54-krotne zmniejszenie zużycia metalu i paliwa przy wystrzeliwaniu tego samego ładunku.

Weźmy na przykład rakietę kosmiczną o ładowności 1 t. Niech ta rakieta musi przebić się przez gęste warstwy atmosfery i lecąc w przestrzeń pozbawioną powietrza, rozwinąć drugą prędkość kosmiczną - 11,2 km/s. Nasze wykresy pokazują zmianę masy takiej rakiety kosmicznej w zależności od ułamka wagowego paliwa na każdym etapie i liczby etapów (patrz strona 22).

Łatwo policzyć, że jeśli zbudujesz rakietę, której silniki wyrzucają gazy z prędkością 2400 m/s, a w każdym z etapów paliwo stanowi tylko 75% masy, to nawet przy sześciu etapach, wziernik- waga rakiety będzie bardzo duża - prawie 5,5 tysiąca t. Poprawiając właściwości konstrukcyjne stopni rakietowych, można osiągnąć znaczne zmniejszenie masy początkowej. Na przykład, jeśli paliwo stanowi 90% masy sceny, sześciostopniowa rakieta może ważyć 400 ton.

Zastosowanie wysokokalorycznego paliwa w rakietach oraz zwiększenie wydajności ich silników daje wyjątkowo duży efekt. Jeżeli w ten sposób prędkość wypływu gazu z dyszy silnika zwiększy się tylko o 300 m/s, doprowadzając do wartości wskazanej na wykresie – 2700 m/s, to masę startową rakiety można kilkukrotnie zmniejszyć. Sześciostopniowa rakieta, w której masa paliwa jest tylko 3 razy większa od masy konstrukcji scenicznej, będzie miała masę startową około 1,5 tys. możemy zmniejszyć masę rakiety o te same nawet 200 kroków

Jeśli zwiększymy prędkość wypływu gazu o kolejne 300 m/sek., czyli przyjmiemy 3 tys. m/sek., to nastąpi jeszcze większa redukcja masy. Na przykład rakieta sześciostopniowa z udziałem masowym paliwa 75% będzie miała masę startową 600 t. Zwiększając udział masowy paliwa do 90%, możliwe jest stworzenie rakiety kosmicznej z tylko dwoma stopniami. Jej waga wyniesie około 850 t. Podwajając liczbę etapów, można zmniejszyć masę rakiety do 140 t. A przy sześciu etapach masa startowa spadnie do 116 ton.

W ten sposób na wagę rakiety wpływa ilość stopni, ich doskonałość konstrukcyjna oraz prędkość wypływu gazu.

Dlaczego zatem wraz ze wzrostem liczby etapów zmniejszają się wymagane zapasy paliwa, a wraz z nimi całkowita masa rakiety? Dzieje się tak, ponieważ im większa liczba etapów, tym częściej puste zbiorniki będą odrzucane, a rakieta szybciej uwolni się od bezużytecznego ładunku. Jednocześnie wraz ze wzrostem liczby etapów początkowo masa startowa rakiety bardzo się zmniejsza, a następnie efekt zwiększenia liczby etapów staje się mniej znaczący. Można również zauważyć, co wyraźnie widać na wykresach, że w przypadku rakiet o stosunkowo słabej charakterystyce konstrukcyjnej wzrost liczby stopni ma większy efekt niż w przypadku rakiet o wysokim procencie paliwa w każdym stopniu. To całkiem zrozumiałe. Jeśli pociski na każdym etapie są bardzo ciężkie, należy je jak najszybciej zrzucić. A jeśli kadłub ma bardzo niską wagę, to nie obciąża zbyt mocno pocisków, a częste zrzuty pustych kadłubów nie mają już tak wielkiego efektu.

Kiedy rakiety lecą na inne planety, wymagane zużycie paliwa nie jest ograniczone do ilości niezbędnej do przyspieszenia podczas startu z Ziemi. Zbliżając się do innej planety, statek kosmiczny wpada w swoją strefę przyciągania i zaczyna zbliżać się do jej powierzchni z coraz większą prędkością. Jeśli planeta zostanie pozbawiona atmosfery zdolnej do wygaszenia przynajmniej części prędkości, to rakieta, spadając na powierzchnię planety, rozwinie taką samą prędkość, jaka jest konieczna, aby odlecieć z tej planety, czyli prędkość druga prędkość kosmiczna. Jak wiadomo, wartość drugiej prędkości kosmicznej jest inna dla każdej planety. Na przykład dla Marsa jest to 5,1 km/s, dla Wenus – 10,4 km/s, dla Księżyca – 2,4 km/s. W przypadku, gdy rakieta leci do sfery przyciągania planety, mając określoną prędkość w stosunku do tej ostatniej, prędkość spadania rakiety będzie jeszcze większa. Na przykład druga radziecka rakieta kosmiczna osiągnęła powierzchnię Księżyca z prędkością 3,3 km/s. Jeżeli zadaniem jest zapewnienie płynnego lądowania rakiety na powierzchni Księżyca, to na pokładzie rakiety muszą znajdować się dodatkowe zapasy paliwa. Aby wygasić jakąkolwiek prędkość, konieczne jest zużycie takiej ilości paliwa, jaka jest potrzebna, aby rakieta osiągnęła tę samą prędkość. W konsekwencji rakieta kosmiczna przeznaczona do bezpiecznego dostarczania jakiegoś ładunku na powierzchnię Księżyca musi mieć znaczne zapasy paliwa. Rakieta jednostopniowa o ładowności 1 tony powinna ważyć 3-4,5 tony, w zależności od doskonałości konstrukcji.

Wcześniej pokazaliśmy, jak ogromną wagę muszą mieć rakiety, aby wynieść w przestrzeń kosmiczną ładunek 1 tony, a teraz widzimy, że tylko jedną trzecią, a nawet czwartą tego ładunku można bezpiecznie opuścić na powierzchnię Księżyca. Reszta powinna stanowić paliwo, zbiorniki magazynowe, silnik i układ sterowania.

Jaka powinna być ostateczna waga rakiety kosmicznej przeznaczonej do bezpiecznego dostarczenia sprzętu naukowego lub innego ładunku o wadze 1 tony na powierzchnię Księżyca?

Aby dać wyobrażenie o statkach tego typu, na naszym rysunku konwencjonalnie pokazano w przekroju pięciostopniową rakietę, przeznaczoną do dostarczenia kontenera ze sprzętem naukowym o masie 1 tony na powierzchnię Księżyca. rakieta ta została oparta na danych technicznych podanych w wielu książkach (na przykład w książkach V. Feodosyeva i G. Sinyareva „Wprowadzenie do rakiety” i Suttona „Silniki rakietowe”).

Wzięto silniki rakietowe na paliwo ciekłe. Do dostarczania paliwa do komór spalania służą zespoły turbopompowe napędzane produktami rozkładu nadtlenku wodoru. Przyjmuje się, że średnia prędkość wypływu gazu dla silników pierwszego stopnia wynosi 2400 m/s. Silniki wyższych stopni pracują w silnie rozrzedzonych warstwach atmosfery iw przestrzeni pozbawionej powietrza, więc ich sprawność okazuje się nieco wyższa i zakłada się dla nich prędkość wypływu gazu na poziomie 2700 m/sek. Do cech konstrukcyjnych etapów przyjęto takie wartości, jakie występują w rakietach opisanych w literaturze technicznej.

Na podstawie wybranych danych wyjściowych uzyskano następujące charakterystyki masowe rakiety kosmicznej: masa startowa - 3348 ton, w tym 2892 ton paliwa, 455 ton konstrukcji i 1 tona ładunku. Ciężar poszczególnych stopni rozkładał się następująco: pierwszy etap – 2760 t, drugi – 495 t, trzeci – 75,5 t, czwarty – 13,78 t, piąty – 2,72 t. Wysokość rakiety sięgała 60 m , średnica dolnego stopnia - 10 m

W pierwszym etapie dostarczono 19 silników o ciągu 350 ton każdy. Na drugim - 3 takie same silniki, na trzecim - 3 silniki o ciągu 60 ton każdy, na czwartym - jeden o ciągu 35 ton, a na ostatnim etapie - silnik o ciągu 10 ton.

Podczas startu z powierzchni Ziemi silniki pierwszego stopnia rozpędzają rakietę do prędkości 2 km/s. Po zrzuceniu pustego korpusu pierwszego stopnia uruchamiają się silniki kolejnych trzech stopni, a rakieta uzyskuje drugą prędkość kosmiczną.

Ponadto rakieta leci bezwładnością na Księżyc. Zbliżając się do jej powierzchni, rakieta obraca dyszę w dół. Silnik piątego stopnia jest włączony. Tłumi prędkość spadania, a rakieta płynnie schodzi na powierzchnię Księżyca.

Powyższa liczba i związane z nią obliczenia oczywiście nie przedstawiają prawdziwego projektu rakiety księżycowej. Podano je tylko po to, aby dać pierwsze wyobrażenie o skali kosmicznych rakiet wielostopniowych. Jest absolutnie jasne, że konstrukcja rakiety, jej wymiary i waga zależą od poziomu rozwoju nauki i techniki, od materiałów, którymi dysponują konstruktorzy, od użytego paliwa i jakości silników rakietowych, od umiejętności jego budowniczych. Tworzenie rakiet kosmicznych stwarza nieograniczone możliwości dla kreatywności naukowców, inżynierów i technologów. W tej dziedzinie jest jeszcze wiele odkryć i wynalazków. A z każdym nowym osiągnięciem zmieni się charakterystyka pocisków.

Tak jak współczesne sterowce typu IL-18, TU-104, TU-114 nie przypominają samolotów latających na początku tego stulecia, tak rakiety kosmiczne będą stale ulepszane. Z czasem do lotów kosmicznych silniki rakietowe będą wykorzystywać nie tylko energię reakcji chemicznych, ale także inne źródła energii, takie jak energia procesów jądrowych. Wraz ze zmianą typów silników rakietowych zmieni się również konstrukcja samych rakiet. Ale niezwykły pomysł K. E. Cielkowskiego o stworzeniu „pociągów rakietowych” zawsze będzie odgrywał honorową rolę w badaniu rozległych przestrzeni kosmicznych.

Na ryc. 22 pokazuje, że trajektoria pocisku balistycznego, a tym samym zasięg jego lotu, zależy od prędkości początkowej V 0 oraz kąta Θ 0 między tą prędkością a horyzontem. Ten kąt nazywa się kątem rzutu.

Niech na przykład kąt rzutu będzie równy Θ 0 = 30°. W tym przypadku rakieta, która rozpoczęła swój lot balistyczny w punkcie 0 z prędkością V 0 = 5 km/s, poleci po krzywej eliptycznej II. Przy V 0 = 8 km/s rakieta będzie lecieć po łuku eliptycznym III, przy V 0 = 9 km/s po łuku IV. Gdy prędkość wzrośnie do 11,2 km/s, trajektoria z zamkniętej krzywej eliptycznej zmieni się w otwartą paraboliczną i rakieta opuści sferę grawitacji Ziemi (krzywa V). Z jeszcze większą prędkością rakieta ucieknie po hiperboli (VI). W ten sposób trajektoria rakiety zmienia się wraz ze zmianą prędkości początkowej, chociaż kąt rzutu pozostaje niezmieniony.

Jeśli utrzymasz stałą prędkość początkową i zmienisz tylko kąt rzutu, trajektoria rakiety ulegnie nie mniej znaczącym zmianom.

Niech na przykład „prędkość początkowa jest równa V 0 = 8 km / h. Jeśli rakieta zostanie wystrzelona pionowo w górę (kąt rzutu Θ 0 = 90 °), to teoretycznie wzniesie się na wysokość równą promieniowi Ziemię i powrót na Ziemię niedaleko od startu ( VII) Przy Θ 0 = 30° rakieta poleci po trajektorii eliptycznej, którą już rozważaliśmy (krzywa III). Na koniec przy Θ 0 = 0° (start równolegle do horyzont), rakieta zamieni się w satelitę Ziemi o orbicie kołowej (krzywa I).

Te przykłady pokazują, że tylko zmieniając kąt rzutu, zasięg pocisków przy tej samej prędkości początkowej 8 km/s może mieć zasięg od zera do nieskończoności.

Pod jakim kątem rakieta rozpocznie swój lot balistyczny? Zależy to od programu sterującego podanego rakiecie. Można np. dla każdej prędkości początkowej wybrać najkorzystniejszy (optymalny) kąt rzutu, przy którym zasięg lotu będzie największy. Wraz ze wzrostem prędkości początkowej kąt ten maleje. Otrzymane przybliżone wartości zasięgu, wysokości i czasu lotu przedstawia tabela. 4.

Tabela 4

Jeżeli kąt rzutu można dowolnie zmieniać, to zmiana prędkości początkowej jest ograniczona, a jej zwiększanie co 1 km/s wiąże się z dużymi problemami technicznymi.

K. E. Tsiołkowski podał formułę, która umożliwia określenie idealnej prędkości rakiety pod koniec jej przyspieszenia przez silniki:

V id \u003d V ist ln G początek / G koniec,

gdzie V id - idealna prędkość rakiety na końcu aktywnej sekcji;

V ist - prędkość wypływu gazów z dyszy odrzutowej silnika;

G błagam - początkowa waga rakiety;

G con - ostateczna waga rakiety;

ln jest znakiem logarytmu naturalnego.

W poprzednim rozdziale zapoznaliśmy się z wartością prędkości wypływu gazów z dyszy silnika rakietowego. Dla paliw płynnych podano w tabeli. 3, prędkości te są ograniczone do 2200 – 2600 m/s (czyli 2,2 – 2,6 km/s), a dla paliw stałych – do 1,6 – 2,0 km/s.

G start oznacza masę początkową, czyli całkowitą masę rakiety przed startem, a G end to jej końcowa masa na koniec przyspieszania (po wyczerpaniu się paliwa lub wyłączeniu silników). Stosunek tych mas G beg /G con zawarty we wzorze nazywa się liczbą Cielkowskiego i pośrednio charakteryzuje masę paliwa użytego do przyspieszenia rakiety. Oczywiście, im większa liczba Ciołkowskiego, tym większa będzie prędkość rakiety, a co za tym idzie, dalej będzie lecieć (ceteris paribus).Jednak liczba Ciołkowskiego, a także prędkość wypływu gazów z dyszy, ma swoje ograniczenia.

Na ryc. 23 przedstawia przekrój typowej rakiety jednostopniowej i jej wykres masy. Oprócz zbiorników paliwa rakieta ma silniki, sterowanie i systemy, poszycie, ładowność oraz różne elementy konstrukcyjne i wyposażenie pomocnicze. Dlatego ostateczna waga rakiety nie może być wielokrotnie mniejsza niż jej waga początkowa. Na przykład niemiecka rakieta V-2 ważyła 3,9 tony bez paliwa i 12,9 tony z paliwem.Oznacza to, że liczba Ciołkowskiego tej rakiety wynosiła: 12,9 / 3,9 = 3,31. Na obecnym poziomie rozwoju zagranicznej nauki o rakietach stosunek ten dla zagranicznych rakiet sięga 5–7.

Obliczmy idealną prędkość rakiety jednostopniowej, przyjmując V 0 = 2,6 km/s. i G początek / G koniec = 7,

V id \u003d 2,6 ln 7 \u003d 2,6 1,946 ≈ 5 km / s.

Z tabeli. 4 pokazuje, że taki pocisk jest w stanie osiągnąć zasięg około 3200 km. Jednak jego rzeczywista prędkość będzie mniejsza niż 5 km/s. ponieważ silnik zużywa swoją energię nie tylko na przyspieszenie rakiety, ale także na pokonanie oporów powietrza, na pokonanie siły grawitacji. Rzeczywista prędkość rakiety wyniesie tylko 75 - 80% ideału. W konsekwencji będzie miał prędkość początkową około 4 km/s i zasięg nie większy niż 1800 km*.

* (Zakres podany w tabeli. 4 podano w przybliżeniu, ponieważ przy jej obliczaniu nie uwzględniono wielu czynników. Na przykład nie uwzględniono odcinków trajektorii leżących w gęstych warstwach atmosfery i wpływu ruchu obrotowego Ziemi. Podczas strzelania w kierunku wschodnim zasięg lotu pocisków balistycznych jest większy, ponieważ prędkość obrotu samej Ziemi jest dodawana do ich prędkości względem Ziemi.)

Aby stworzyć międzykontynentalny pocisk balistyczny, wystrzelić sztuczne satelity Ziemi i statki kosmiczne, a tym bardziej wysłać rakiety kosmiczne na Księżyc i planety, konieczne jest nadanie znacznie większej prędkości rakiety nośnej. Tak więc dla pocisku o zasięgu 9000 - 13000 km wymagana jest prędkość początkowa około 7 km / s. Pierwsza kosmiczna prędkość, jaką trzeba nadać rakiecie, aby mogła stać się satelitą Ziemi na małej wysokości orbitalnej, wynosi, jak wiadomo, 8 km/s.

Aby opuścić ziemską sferę grawitacyjną, rakieta musi zostać rozpędzona do drugiej prędkości kosmicznej - 11,2 km/s, aby latać wokół Księżyca (bez powrotu na Ziemię) wymagana jest prędkość ponad 12 km/s. Przelot Marsa bez powrotu na Ziemię można przeprowadzić z prędkością początkową ok. 14 km/s, a z powrotem na orbitę okołoziemską - ok. 27 km/s. Aby skrócić czas lotu na Marsa iz powrotem do trzech miesięcy, wymagana jest prędkość 48 km/s. Z kolei zwiększenie prędkości rakiety wymaga wydatkowania coraz większej ilości paliwa na przyspieszenie.

Załóżmy na przykład, że zbudowaliśmy rakietę ważącą 1 kg bez paliwa. Jeśli chcemy jej podać prędkość 3, 6, 9 i 12 km/s, to ile paliwa trzeba będzie wlać do rakiety i spalić podczas przyspieszania? Wymagana ilość paliwa * podana jest w tabeli. 5.

* (Z prędkością wypływu 3 km/sek.)

Tabela 5

Nie ulega wątpliwości, że w korpusie rakiety, której „sucha” waga wynosi zaledwie 1 kg, zmieścimy 1,7 kg paliwa. Ale jest bardzo wątpliwe, czy pomieści jego 6,4 kg. I oczywiście jest absolutnie niemożliwe zatankowanie go 19 lub 54 kg paliwa. Prosty, ale wystarczająco mocny zbiornik, który może pomieścić taką ilość paliwa, waży już znacznie więcej niż kilogram. Na przykład dwudziestolitrowy kanister znany kierowcom waży około 3 kg. „Sucha” masa rakiety, oprócz zbiornika, powinna zawierać masę silników, konstrukcji, ładowności itp.

Nasz wielki rodak K. E. Ciiołkowski znalazł inny (i jak dotąd jedyny) sposób na rozwiązanie tak trudnego zadania, jakim było osiągnięcie prędkości rakietowych wymaganych przez dzisiejszą praktykę. Ta ścieżka polega na tworzeniu rakiet wielostopniowych.

Typową rakietę wielostopniową pokazano na ryc. 24. Składa się z ładowności ORAZ kilku odłączanych stopni z elektrownią i zapasem paliwa w każdym. Silnik pierwszego stopnia informuje o ładowności, a drugiego i trzeciego stopnia (druga podrakieta) o prędkości ν 1 . Po zużyciu paliwa pierwszy stopień oddziela się od reszty rakiety i spada na ziemię, a silnik drugiego stopnia zostaje włączony na rakiecie. Pod wpływem jego ciągu pozostała część rakiety (trzecia podrakieta) nabiera dodatkowej prędkości ν 2 . Wtedy drugi stopień, po wyczerpaniu się paliwa, również oddziela się od reszty rakiety i spada na ziemię. W tym momencie włącza się silnik trzeciego stopnia i informuje ładunek o dodatkowej prędkości ν 3 .

Tak więc w rakiecie wielostopniowej ładunek przyspiesza wielokrotnie. Całkowita prędkość idealna rakiety trzystopniowej będzie równa sumie trzech prędkości idealnych uzyskanych z każdego stopnia:

V id 3 \u003d ν 1 + ν 2 + ν 3.

Jeżeli prędkość wypływu gazów z silników wszystkich stopni jest taka sama i po rozdzieleniu każdego z nich stosunek masy początkowej pozostałej części rakiety do masy końcowej nie zmienia się, to przyrosty prędkości ν 1 , ν 2 i ν 3 będą sobie równe. Wtedy możemy założyć, że prędkość rakiety składającej się z trzech (lub nawet n) stopni będzie równa trzykrotnej (lub zwiększonej n razy) prędkości rakiety jednostopniowej.

W rzeczywistości na każdym etapie rakiet wielostopniowych mogą znajdować się silniki, które dają różne prędkości wydechu; nie można utrzymać stałego stosunku wagowego; opór powietrza wraz ze zmianą prędkości lotu i przyciąganie Ziemi w miarę oddalania się od niej. Dlatego ostatecznej prędkości rakiety wielostopniowej nie można określić po prostu mnożąc prędkość rakiety jednostopniowej przez liczbę stopni*. Ale pozostaje prawdą, że zwiększając liczbę etapów, prędkość rakiety można zwiększyć wielokrotnie.

* (Należy również pamiętać, że między wyłączeniem jednego stopnia a włączeniem drugiego może wystąpić przedział czasu, w którym rakieta leci bezwładności.)

Ponadto rakieta wielostopniowa może zapewnić ten sam zakres ładunku przy znacznie niższym całkowitym zużyciu paliwa i masie startowej niż rakieta jednostopniowa. Czy ludzki umysł zdołał ominąć prawa natury? Nie. Tylko osoba, która poznała te prawa, może zaoszczędzić na paliwie i wadze konstrukcji, wykonując zadanie. W rakiecie jednostopniowej od samego początku do końca sekcji aktywnej przyspieszamy całą jej „suchą” masę. W wielostopniowej rakiecie tego nie robimy. Tak więc w rakiecie trzystopniowej drugi stopień nie zużywa już paliwa na przyspieszenie „suchej” masy pierwszego stopnia, ponieważ ten drugi jest odrzucany. Trzeci etap również nie marnuje paliwa na przyspieszanie „suchej” masy pierwszego i drugiego etapu. Przyspiesza tylko siebie i ładunek. Trzeciego (i generalnie ostatniego) stopnia nie można było już odłączyć od głowicy rakiety, ponieważ dalsze przyspieszanie nie jest wymagane. Ale w wielu przypadkach nadal się rozdziela. Tak więc separacja ostatnich etapów jest praktykowana w rakietach nośnych satelitów, rakietach kosmicznych i takich pociskach bojowych, jak Atlas, Titan, Minuteman, Jupiter, Polaris itp.

W przypadku wystrzelenia w kosmos aparatury naukowej umieszczonej w głowicy rakiety przewiduje się oddzielenie ostatniego stopnia. Jest to niezbędne do prawidłowego funkcjonowania sprzętu. Kiedy satelita jest wystrzelony, zapewnia się również jego oddzielenie od ostatniego etapu. Dzięki temu odporność jest zmniejszona i może istnieć przez długi czas. Podczas wystrzeliwania bojowego pocisku balistycznego zapewnia się oddzielenie ostatniego stopnia od głowicy bojowej, przez co trudniej jest wykryć głowicę bojową i uderzyć ją pociskiem przeciwrakietowym. Co więcej, ostatni etap oddzielony podczas opadania rakiety staje się wabikiem. Jeśli podczas powrotu w atmosferę planuje się sterowanie głowicą lub stabilizację jej lotu, to bez ostatniego etapu łatwiej jest ją kontrolować, ponieważ ma mniejszą masę. Wreszcie, jeśli ostatni stopień nie zostanie oddzielony od głowicy bojowej, konieczne będzie zabezpieczenie zarówno przed nagrzewaniem, jak i spalaniem, co jest nieopłacalne.

Oczywiście problem uzyskiwania dużych prędkości rozwiąże nie tylko tworzenie rakiet wielostopniowych. Ta metoda ma również swoje wady. Faktem jest, że wraz ze wzrostem liczby etapów projektowanie rakiet staje się znacznie bardziej skomplikowane. Potrzebne są złożone mechanizmy oddzielania kroków, dlatego naukowcy zawsze będą dążyć do minimalnej liczby kroków, a do tego przede wszystkim należy nauczyć się uzyskiwać coraz większe prędkości odpływu produktów spalania lub produkty jakiejś innej reakcji.

Jakie jest urządzenie wielostopniowej rakiety Przyjrzyjmy się klasycznemu przykładowi rakiety do lotów kosmicznych, opisanemu w pismach Tsiołkowskiego, twórcy nauki o rakietach. To on jako pierwszy opublikował podstawową ideę produkcji wielostopniowej rakiety.

Zasada rakiety.

Aby pokonać grawitację, rakieta potrzebuje dużego zapasu paliwa, a im więcej paliwa zabierzemy, tym większa masa rakiety. Dlatego, aby zmniejszyć masę rakiety, budowane są na zasadzie wielostopniowej. Każdy etap można uznać za oddzielną rakietę z własnym silnikiem rakietowym i zapasem paliwa do lotu.

Urządzenie etapów rakiety kosmicznej.

Pierwszy etap rakiety kosmicznej największa, w rakiecie do lotów kosmicznych, może znajdować się do 6 silników pierwszego stopnia, a im cięższy ładunek trzeba przenieść w kosmos, tym więcej silników w pierwszym stopniu rakiety.

W wersji klasycznej są trzy z nich, rozmieszczone symetrycznie wzdłuż krawędzi trójkąta równoramiennego, jakby otaczały rakietę na obwodzie. Ten etap jest największy i najpotężniejszy, to ona odrywa rakietę. Kiedy paliwo w pierwszym stopniu rakiety zostanie zużyte, cały stopień jest odrzucany.

Następnie ruch rakiety jest kontrolowany przez silniki drugiego stopnia. Czasami nazywa się je przyspieszaniem, ponieważ to za pomocą silników drugiego stopnia rakieta osiąga pierwszą prędkość kosmiczną, wystarczającą do osiągnięcia orbity okołoziemskiej.

Można to powtórzyć kilka razy, przy czym każdy stopień rakiety waży mniej niż poprzedni, ponieważ siła grawitacji Ziemi zmniejsza się wraz ze wznoszeniem.

Ile razy ten proces się powtarza, tyle kroków zawiera rakieta kosmiczna. Ostatni stopień rakiety przeznaczony jest do manewrowania (silniki korekcji lotu są dostępne w każdym stopniu rakiety) oraz dostarczania ładunku i astronautów do miejsca przeznaczenia.

Sprawdziliśmy urządzenie jak działa rakieta, balistyczne pociski wielostopniowe, straszna broń przenosząca broń jądrową, są rozmieszczone dokładnie w ten sam sposób i nie różnią się zasadniczo od rakiet kosmicznych. Są w stanie całkowicie zniszczyć zarówno życie na całej planecie, jak i siebie.

Wielostopniowe pociski balistyczne wejdź na orbitę zbliżoną do Ziemi i stamtąd uderzaj w cele naziemne za pomocą podzielonych głowic z głowicami nuklearnymi. Jednocześnie wystarczy 20-25 minut, aby dolecieli do najbardziej odległego punktu.