Flerstegsmissil: Ryska federationens försvarsministerium. Varför görs raketer i flera steg? Schema med hängande tankar

Projektet utvecklades på begäran av en riskinvesterare från EU.

Kostnaden för att skjuta upp rymdfarkoster i omloppsbana är fortfarande mycket hög. Detta beror på de höga kostnaderna för raketmotorer, ett dyrt kontrollsystem, dyra material som används i den stressade konstruktionen av raketer och deras motorer, komplex och vanligtvis dyr teknik för deras tillverkning, förberedelse för uppskjutning och, främst, deras engångsteknik använda sig av.

Andelen av kostnaden för bäraren av den totala kostnaden för att skjuta upp en rymdfarkost varierar. Om mediet är seriellt och enheten är unik, då cirka 10 %. Tvärtom kan det nå 40 % eller mer. Det är väldigt dyrt, och därför uppstod idén att skapa en bärraket som likt ett luftfartyg skulle lyfta från kosmodromen, flyga i omloppsbana och lämna en satellit eller rymdfarkost där, skulle återvända till kosmodromen.

Det första försöket att implementera en sådan idé var skapandet av rymdfärjesystemet. Baserat på analysen av bristerna hos engångsbärare och rymdfärjesystemet, som gjordes av Konstantin Feoktistov (K. Feoktistov. Livets bana. Moskva: Vagrius, 2000. ISBN 5-264-00383-1. Kapitel 8. Raket som ett flygplan), det finns en uppfattning om de egenskaper som en bra bärraket bör ha för att säkerställa leverans av en nyttolast i omloppsbana till minimal kostnad och med maximal tillförlitlighet. Det ska vara ett återanvändbart system som klarar 100-1000 flygningar. Återanvändbarhet behövs både för att minska kostnaderna för varje flygning (utvecklings- och tillverkningskostnader fördelas över antalet flygningar), och för att öka tillförlitligheten av att skjuta upp en nyttolast i omloppsbana: varje resa med bil och flygning av ett flygplan bekräftar riktigheten av dess design och högkvalitativa tillverkning. Följaktligen är det möjligt att minska kostnaderna för att försäkra nyttolasten och försäkra själva raketen. Endast återanvändbara maskiner kan vara verkligt pålitliga och billiga att använda - som ett ånglok, en bil, ett flygplan.

Raketen måste vara enstegs. Detta krav, liksom återanvändbarhet, är förknippat med att minimera kostnaderna och säkerställa tillförlitlighet. Faktum är att om raketen är flerstegs, även om alla dess stadier säkert återvänder till jorden, måste de före varje uppskjutning sättas ihop till en enda helhet, och det är omöjligt att kontrollera den korrekta monteringen och funktionen av stegens processer separation efter montering, eftersom den monterade maskinen måste smulas sönder vid varje kontroll. Ej testad, ej funktionstestad efter montering, anslutningarna blir liksom engångsbruk. Och ett paket som är sammankopplat med noder med minskad tillförlitlighet blir också till viss del disponibelt. Om raketen är flerstegs, är kostnaden för dess drift större än kostnaden för att driva en enstegsmaskin av följande skäl:

• För en enstegsmaskin krävs inga monteringskostnader.
• Det finns inget behov av att tilldela landningsområden på jordens yta för landningen av de första etapperna, och följaktligen finns det inget behov av att betala för deras hyra, för det faktum att dessa områden inte används i ekonomin.
• Det finns ingen anledning att betala för transporten av de första stegen till lanseringsplatsen.
• Att tanka en flerstegsraket kräver mer komplex teknik, mer tid. Monteringen av paketet och leveransen av stegen till uppskjutningsplatsen är inte mottagliga för den enklaste automatiseringen och kräver därför deltagande av ett större antal specialister för att förbereda en sådan raket för nästa flygning.

Raketen måste använda väte och syre som bränsle, vilket gör att förbränning producerar miljövänliga förbränningsprodukter vid motorns utgång med en hög specifik impuls. Miljörenhet är viktig inte bara för arbete som utförs i början, under tankning, i händelse av en olycka, utan också för att undvika de skadliga effekterna av förbränningsprodukter på atmosfärens ozonskikt.

Skylon, DC-X, Lockheed Martin X-33 och Roton är bland de mest utvecklade projekten för enstegsfarkoster utomlands. Om Skylon och X-33 är bevingade fordon, då är DC-X och Roton vertikala start- och vertikala landningsmissiler. Dessutom gick båda så långt som att skapa testprover. Om Roton bara hade en atmosfärisk prototyp för att öva autorotationslandning, så gjorde DC-X-prototypen flera flygningar till en höjd av flera kilometer på en raketmotor för flytande drivmedel (LRE) på flytande syre och väte.

Teknisk beskrivning av Zeya-raketen

För att radikalt minska kostnaderna för att skjuta upp last i rymden, föreslår Lin Industrial att skapa en Zeya-raketbil (LV). Det är ett enstegs, återanvändbart transportsystem för vertikal start och vertikal landning. Den använder miljövänliga och högeffektiva bränslekomponenter: oxidationsmedel - flytande syre, bränsle - flytande väte.

Uppskjutningsfarkosten består av en oxidationstank (ovanför vilken är en värmesköld för atmosfäriskt inträde och en mjuklandningsrotor), ett lastutrymme, ett instrumentfack, en bränsletank, ett bakutrymme med framdrivningssystem och ett landningsställ. Bränsle- och oxidationstankar - segmentell-koniska, bärande, komposit. Bränsletanken trycksätts genom förgasning av flytande väte, och oxidationstanken trycksätts av komprimerat helium från högtryckscylindrar. Det marscherande framdrivningssystemet består av 36 motorer placerade runt omkretsen och ett externt expansionsmunstycke i form av en central kropp. Kontroll under drift av huvudmotorn i stigning och girning utförs genom att strypa diametralt placerade motorer, i rullning - med hjälp av åtta motorer på gasformiga bränslekomponenter placerade under lastutrymmet. Motorer på gasformiga drivmedelskomponenter används för styrning i orbitalflygsegmentet.

Flygmönstret för Zeya är som följer. Efter att ha gått in i referensnära jordens omloppsbana, utför raketen vid behov omloppsmanövrar för att komma in i målbanan, varefter den, genom att öppna nyttolastfacket (som väger upp till 200 kg), separerar den.

Under ett varv i omloppsbana nära jorden från uppskjutningsögonblicket, efter att ha gett ut en bromsimpuls, landar Zeya i området för uppskjutningskosmodromen. Hög landningsnoggrannhet säkerställs genom att använda lyft-till-drag-förhållandet som skapas av missilens form för sido- och avståndsmanövrar. En mjuklandning utförs genom nedstigning med hjälp av principen om autorotation och åtta landningsstötdämpare.

Ekonomi

Nedan följer en uppskattning av tiden och kostnaden för arbetet innan den första uppstarten:

• Pilotprojekt: 2 månader - 2 miljoner euro
• Skapande av framdrivningssystemet, utveckling av komposittankar och kontrollsystem: 12 månader - 100 miljoner euro
• Skapande av en bänkbas, konstruktion av prototyper, förberedelse och modernisering av produktion, utkast till design: 12 månader - 70 miljoner euro
• Utveckling av komponenter och system, prototyptestning, brandtestning av en flygprodukt, teknisk design: 12 månader - 143 miljoner euro

Totalt: 3,2 år, 315 miljoner euro

Enligt våra uppskattningar kommer kostnaden för en uppskjutning att vara 0,15 miljoner euro, och kostnaden för underhåll mellan flyg och överliggande kostnader kommer att vara cirka € 0,1 miljoner för interlanseringsperioden. Om du ställer in lanseringspriset i € 35 tusen per 1 kg (till en kostnad av 1250 €/kg), vilket är nära lanseringspriset på Dnepr-raketen för utländska kunder kommer hela lanseringen (200 kg nyttolast) att kosta kunden € 7 miljoner. Därmed kommer projektet att löna sig i 47 lanseringar.

Zeya-variant med trekomponentsmotor

Ett annat sätt att öka effektiviteten hos en enstegs bärraket är att byta till en LRE med tre bränslekomponenter.

Sedan början av 1970-talet har konceptet med trekomponentsmotorer studerats i Sovjetunionen och USA, vilket skulle kombinera en hög specifik impuls när man använder väte som bränsle, och en högre genomsnittlig bränsledensitet (och följaktligen en mindre volym). och vikten av bränsletankar), karakteristiska för kolvätebränslen. Vid start skulle en sådan motor gå på syre och fotogen och på höga höjder skulle den gå över till att använda flytande syre och väte. Ett sådant tillvägagångssätt kan göra det möjligt att skapa en enstegs rymdbärare.

I vårt land utvecklades trekomponentsmotorer RD-701, RD-704 och RD0750, men de fördes inte till scenen för att skapa prototyper. På 1980-talet utvecklade NPO Molniya Multipurpose Aerospace System (MAKS) baserat på RD-701 raketmotor för flytande drivmedel med syre + fotogen + vätebränsle. Beräkningar och design av trekomponents raketmotorer utfördes också i Amerika (se t.ex. Dual-Fuel Propulsion: Why it Works, Possible Engines, and Results of Vehicle Studies, av James A. Martin och Alan W. Wilhite , publicerad i maj 1979 i Am erican Institute of Aeronautics and Astronautics (AIAA) Paper No. 79-0878).

Vi anser att för trekomponenten Zeya bör flytande metan användas istället för den fotogen som traditionellt erbjuds för sådana raketmotorer för flytande drivmedel. Det finns många anledningar till detta:

• Zeya använder flytande syre som oxidationsmedel, kokande vid en temperatur på -183 grader Celsius, det vill säga kryogen utrustning används redan i designen av raketen och tankningskomplexet, vilket innebär att det inte kommer att finnas några grundläggande svårigheter med att ersätta en fotogen tank med en metantank vid -162 grader Celsius.
• Metan är effektivare än fotogen. Den specifika impulsen (SI, ett mått på LRE-effektivitet - förhållandet mellan impulsen som skapas av motorn och bränsleförbrukningen) för bränsleparet metan + flytande syre överstiger SI för paret fotogen + flytande syre med cirka 100 m/s.
• Metan är billigare än fotogen.
• Till skillnad från fotogenmotorer finns det nästan ingen koksning i metanmotorer, det vill säga bildandet av svårborttaget sot. Och därför är sådana motorer mer bekväma att använda i återanvändbara system.
• Vid behov kan metan ersättas med en liknande flytande naturgas (LNG). LNG består nästan helt av metan, har liknande fysiska och kemiska egenskaper och är något mindre effektiv än ren metan. Samtidigt är LNG 1,5–2 gånger billigare än fotogen och mycket billigare. Faktum är att Ryssland täcks av ett omfattande nätverk av naturgasledningar. Det räcker med att ta en gren till kosmodromen och bygga ett litet komplex för flytande gas. Även i Ryssland byggdes en LNG-anläggning på Sakhalin och två småskaliga vätskekomplex i St. Petersburg. Det är planerat att bygga ytterligare fem anläggningar i olika delar av Ryska federationen. Samtidigt kräver produktionen av raketfotogen speciella kvaliteter av olja som utvinns från strikt definierade fält, vars reserver är uttömda i Ryssland.

Driftschemat för en trekomponents bärraket är som följer. Först bränns metan - ett bränsle med hög densitet, men en relativt liten specifik impuls i ett vakuum. Sedan förbränns väte - ett bränsle med låg densitet och högsta möjliga specifika impuls. Båda typerna av bränsle förbränns i ett enda framdrivningssystem. Ju högre andel bränsle av den första typen, desto mindre massa av strukturen, men desto större massa av bränslet. Följaktligen, ju högre andelen bränsle av den andra typen är, desto lägre krävs bränsletillförsel, men desto större massa av strukturen. Därför är det möjligt att hitta det optimala förhållandet mellan massorna av flytande metan och väte.

Vi utförde motsvarande beräkningar och tog koefficienten för bränsleutrymmen för väte lika med 0,1 och för metan - 0,05. Bränslerumsförhållandet är förhållandet mellan bränslefackets slutliga massa och massan av den tillgängliga bränsletillförseln. Bränsleutrymmets slutliga massa inkluderar massorna av den garanterade bränsletillförseln, de oanvändbara resterna av drivmedelskomponenter och massan av trycksatta gaser.

Beräkningar har visat att trekomponenten Zeya kommer att skjuta upp 200 kg nyttolast i låg omloppsbana om jorden med en massa av dess struktur på 2,1 ton och en uppskjutningsmassa på 19,2 ton. Tvåkomponents Zeya på flytande väte förlorar mycket: massan av strukturen är 4, 8 ton, och startvikten är 37,8 ton.

Ritning från boken Kazimir Simenovich Artis Magnae Artilleriae pars prima 1650

Flerstegs raket- ett luftfartyg bestående av två eller flera mekaniskt anslutna missiler, kallad steg separerar under flygningen. En flerstegsraket låter dig uppnå en hastighet högre än vart och ett av dess steg separat.

Berättelse

En av de första teckningarna som föreställer raketer publicerades i verk av en militäringenjör och artillerigeneral Kazimir Simenovich, infödd i Vitebsk Voivodeship of the Commonwealth, "Artis Magnae Artilleriae pars prima" (lat. "Great artillery part one" ), tryckt under året i Amsterdam, Nederländerna. På den finns en trestegsraket, där det tredje steget är kapslat i det andra, och båda är tillsammans i det första steget. Kompositionen för fyrverkerier placerades i huvuddelen. Raketerna var fyllda med fast bränsle - krut. Denna uppfinning är intressant eftersom den för mer än trehundra år sedan förutsåg i vilken riktning modern raketteknologi gick.

För första gången uttrycks idén om att använda flerstegsraketer för rymdutforskning i K. E. Tsiolkovskys verk. I staden publicerade han sin nya bok med titeln Space Rocket Trains. K. Tsiolkovsky kallade denna term sammansatta raketer, eller snarare, en sammansättning av raketer som lyfter på marken, sedan i luften och slutligen i yttre rymden. Ett tåg, som till exempel består av 5 missiler, styrs först av den första - huvudmissilen; efter att ha använt sitt bränsle, krokas den av och kastas till marken. Vidare, på samma sätt, börjar den andra att fungera, sedan den tredje, den fjärde och slutligen den femte, vars hastighet vid den tiden kommer att vara tillräckligt hög för att föras bort i det interplanetära rummet. Sekvensen av arbete med huvudraketen orsakas av önskan att få raketmaterial att fungera inte i kompression, utan i spänning, vilket kommer att göra det lättare att designa. Enligt Tsiolkovsky är längden på varje raket 30 meter. Diameter - 3 meter. Gaser från munstyckena försvinner indirekt till raketernas axel, för att inte sätta press på följande raketer. Längden på startsträckan på marken är flera hundra kilometer.

Trots det faktum att, när det gäller tekniska detaljer, har raketvetenskapen på många sätt gått en annan väg (moderna raketer, till exempel, "sprides" inte längs marken, utan lyfter vertikalt, och operationsordningen för stadier av en modern raket är motsatsen, i förhållande till den som Tsiolkovsky talade om), själva idén om en flerstegsraket är fortfarande relevant idag.

Raketalternativ. Från vänster till höger:
1. enstegsraket;
2. tvåstegsraket med tvärgående separation;
3. Tvåstegsmissil med längsgående separation.
4. Raket med externa bränsletankar, löstagbar efter uttömning av bränsle i dem.

Strukturellt utförs flerstegsraketer c tvärgående eller längsgående separation av steg.
På tvärgående separation stegen placeras ovanför varandra och arbetar sekventiellt efter varandra, och slås på först efter separationen av föregående steg. Ett sådant schema gör det möjligt att skapa system i princip med valfritt antal steg. Dess nackdel ligger i det faktum att resurserna i efterföljande steg inte kan användas i arbetet med den föregående, eftersom de är en passiv börda för den.

På längsgående uppdelning det första steget består av flera identiska raketer (i praktiken från 2 till 8), placerade symmetriskt runt det andra stegets kropp, så att resultatet av dragkrafterna från förstastegsmotorerna riktas längs symmetriaxeln för andra, och arbetar samtidigt. Ett sådant schema tillåter motorn i det andra steget att arbeta samtidigt med motorerna i det första, vilket ökar den totala dragkraften, vilket är särskilt nödvändigt under driften av det första steget, när raketens massa är maximal. Men en raket med en longitudinell separation av steg kan bara vara tvåstegs.
Det finns också ett kombinerat separationssystem - längsgående-tvärgående, vilket gör att du kan kombinera fördelarna med båda scheman, där det första steget är uppdelat från det andra i längdriktningen, och separationen av alla efterföljande steg sker på tvären. Ett exempel på detta tillvägagångssätt är den inhemska transportören Soyuz.

Rymdfärjans rymdfarkost har en unik layout av en tvåstegsraket med longitudinell separation, vars första steg består av två sidor fastdrivna boosters, och i det andra steget finns en del av bränslet i tankar orbiter(egentligen ett återanvändbart skepp), och de flesta av dem - i en löstagbar extern bränsletank. Först förbrukar orbiterns framdrivningssystem bränsle från den externa tanken, och när den är slut, återställs den externa tanken och motorerna fortsätter att arbeta på bränslet som finns i orbiterns tankar. Ett sådant schema gör det möjligt att maximalt utnyttja orbiterns framdrivningssystem, som fungerar under hela rymdfarkostens uppskjutning i omloppsbana.

Med en tvärgående separation är stegen sammankopplade med speciella sektioner - adaptrar- bärande strukturer av cylindrisk eller konisk form (beroende på förhållandet mellan stegens diametrar), som var och en måste motstå den totala vikten av alla efterföljande steg, multiplicerat med det maximala värdet av den överbelastning som raketen upplever i alla områden där denna adapter är en del av raketen.
Med längsgående separation skapas kraftband (fram och bak) på kroppen av det andra steget, till vilket blocken i det första steget är fästa.
Elementen som förbinder delarna av en kompositraket ger den styvheten hos en enda kropp, och när stegen är åtskilda bör de nästan omedelbart släppa det övre steget. Vanligtvis ansluts stegen med hjälp av pyrobultar. En pyrobolt är en fästbult, i vars skaft en hålighet skapas nära huvudet, fylld med en hög explosiv med en elektrisk detonator. När en strömpuls appliceras på den elektriska detonatorn uppstår en explosion som förstör bultaxeln, vilket resulterar i att dess huvud lossnar. Mängden sprängämnen i pyrobolten doseras noggrant så att den å ena sidan garanterat sliter av huvudet, och å andra sidan inte skadar raketen. När stegen är separerade försörjs de elektriska sprängkapslarna för alla pyrobultar som förbinder de separerade delarna samtidigt med en strömpuls, och anslutningen släpps.
Därefter ska stegen skiljas på säkert avstånd från varandra. (Att starta motorn på det övre steget nära den nedre kan bränna ut dess bränslekapacitet och explodera det återstående bränslet, vilket kommer att skada det övre steget eller destabilisera dess flygning.) När stegen är separerade i atmosfären uppstår den mötandes aerodynamiska kraft. luftflöde kan användas för att separera dem. I tomrummet används ibland hjälpande små solida raketmotorer.
På raketer med flytande drivmedel tjänar samma motorer också till att "fälla ut" bränslet i tankarna i det övre steget: när motorn i det lägre steget stängs av flyger raketen med tröghet, i ett fritt fall, medan det flytande bränslet i tankarna är i fjädring, vilket kan leda till fel vid start av motorn. Hjälpmotorer ger en liten acceleration till stegen, under påverkan av vilka bränslet "lägger sig" på botten av tankarna.
På bilden ovan av raketen

Uppskjutningen genomfördes med hjälp av en flerstegsraket”, har vi läst dessa ord många gånger i rapporter om uppskjutningen av världens första konstgjorda satelliter av jorden, om skapandet av en solsatellit, om uppskjutning av rymdraketer till månen. Bara en kort fras, och hur mycket inspirerat arbete av forskare, ingenjörer och arbetare i vårt fosterland döljs bakom dessa sex ord!

Vad är moderna flerstegsraketer? Varför blev det nödvändigt att använda raketer bestående av ett stort antal etapper för rymdfärder? Vad är den tekniska effekten av att öka antalet raketsteg?

Låt oss försöka att kortfattat besvara dessa frågor. För att genomföra flygningar ut i rymden krävs enorma bränslereserver. De är så stora att de inte kan placeras i tankarna på en enstegsraket. Med den nuvarande nivån av ingenjörsvetenskap är det möjligt att bygga en raket där bränsle skulle stå för upp till 80-90% av dess totala vikt. Och för flygningar till andra planeter bör de nödvändiga bränslereserverna vara hundratals och till och med tusentals gånger större än raketens egen vikt och nyttolasten i den. Med de bränslereserver som kan placeras i tankarna på en enstegsraket är det möjligt att uppnå en flyghastighet på upp till 3-4 km / s. Förbättringen av raketmotorer, sökandet efter de mest fördelaktiga bränslekvaliteterna, användningen av strukturmaterial av högre kvalitet och ytterligare förbättringar av designen av raketer kommer säkerligen att göra det möjligt att något öka hastigheten på enstegsraketer. Men det kommer fortfarande att vara väldigt långt från kosmiska hastigheter.

För att uppnå kosmiska hastigheter föreslog K. E. Tsiolkovsky användningen av flerstegsraketer. Forskaren själv kallade dem bildligt talat "raketåg". Enligt Tsiolkovsky ska ett rakettåg, eller, som vi säger nu, en flerstegsraket, bestå av flera raketer monterade på varandra. Bottenraketen är vanligtvis den största. Hon bär hela "tåget". Efterföljande steg görs mindre och mindre.

När den lyfter från jordens yta fungerar den nedre raketens motorer. De agerar tills de förbrukar allt bränsle i hennes tankar. När tankarna i det första steget är tomma, separeras det från de övre raketerna för att inte belasta deras vidare flygning med dödvikt. Det separerade första steget med tomma tankar fortsätter att flyga upp under en tid av tröghet och faller sedan till marken. För att spara det första steget för återanvändning kan det hoppa fallskärm.

Efter separeringen av det första steget slås motorerna på det andra steget på. De börjar agera när raketen redan har stigit till en viss höjd och har en betydande flyghastighet. Andrastegsmotorer accelererar raketen ytterligare och ökar dess hastighet med ytterligare några kilometer per sekund. Efter att allt bränsle som finns i tankarna i det andra steget är förbrukat dumpas det också. Den ytterligare flygningen av kompositraketen säkerställs genom driften av motorerna i det tredje steget. Sedan släpps det tredje steget. Kön närmar sig motorerna i det fjärde steget. Efter att ha gjort det arbete som tilldelats dem ökar de raketens hastighet med ett visst belopp och ger sedan plats för motorerna i det femte steget. Efter återställning av det femte steget börjar de sjätte motorerna att fungera.

Så varje steg i raketen ökar successivt flyghastigheten, och det sista, övre steget når den nödvändiga kosmiska hastigheten i luftlöst rymd. Om uppgiften är att landa på en annan planet och återvända tillbaka till jorden, så måste raketen som har flugit ut i rymden i sin tur bestå av flera etapper, som slås på sekventiellt när den går ner till planeten och när den lyfter från den.

Det är intressant att se vilken effekt användningen av ett stort antal steg på raketer ger.

Ta en enstegsraket med en uppskjutningsvikt på 500 ton. Antag att denna vikt är fördelad enligt följande: nyttolast - 1 ton, scenens torrvikt - 99,8 ton och bränsle - 399,2 ton. Därför är den strukturella perfektionen av denna raket är sådan att viktbränslet är 4 gånger scenens torrvikt, det vill säga vikten av själva raketen utan bränsle och nyttolast. Tsiolkovsky-talet, det vill säga förhållandet mellan raketens uppskjutningsvikt och dess vikt efter att allt bränsle har använts, för denna raket kommer att vara 4,96. Detta nummer och hastigheten med vilken gasen lämnar motormunstycket bestämmer hastigheten som raketen kan nå. Låt oss nu försöka ersätta en enstegsraket med en tvåstegsraket. Låt oss återigen ta en nyttolast på 1 ton och anta att designens perfektion av stegen och gasutflödeshastigheten kommer att förbli densamma som i en enstegsraket. Sedan, som beräkningar visar, för att uppnå samma flyghastighet som i det första fallet krävs en tvåstegsraket med en totalvikt på endast 10,32 ton, det vill säga nästan 50 gånger lättare än en enstegs. Torrvikten för en tvåstegsraket kommer att vara 1,86 ton, och vikten av bränslet som placeras i båda stegen kommer att vara 7,46 ton. Som du kan se, i exemplet under övervägande, ersätter en enstegsraket med en tvåstegsraket. steg ett gör det möjligt att minska förbrukningen av metall och bränsle med 54 gånger vid lansering av samma nyttolast.

Låt oss ta till exempel en rymdraket med en nyttolast på 1 ton. Låt den här raketen behöva bryta igenom atmosfärens täta lager och, flygande in i det luftlösa rymden, utveckla en andra kosmisk hastighet - 11,2 km/s. Våra diagram visar förändringen i vikten av en sådan rymdraket beroende på viktfraktionen av bränsle i varje steg och på antalet steg (se sidan 22).

Det är lätt att räkna ut att om du bygger en raket vars motorer kastar ut gaser med en hastighet av 2 400 m/s och i vart och ett av stegen står bränslet för endast 75 % av vikten, så tar även med sex steg. raketens vikt kommer att vara mycket stor - nästan 5,5 tusen ton. Genom att förbättra designegenskaperna hos raketstadierna är det möjligt att uppnå en betydande minskning av startvikten. Så, till exempel, om bränslet står för 90% av scenens vikt, kan en sexstegsraket väga 400 ton.

Användningen av högkaloriskt bränsle i raketer och ökad effektivitet hos deras motorer ger en exceptionellt stor effekt. Om hastigheten på gasutflödet från motormunstycket på detta sätt ökas med endast 300 m/s, vilket bringar den till det värde som anges på grafen - 2 700 m/s, kan raketens startvikt minskas flera gånger. En sexstegsraket, där bränslevikten endast är 3 gånger vikten av scenstrukturen, kommer att ha en uppskjutningsvikt på cirka 1,5 tusen ton. Och genom att minska strukturvikten till 10% av den totala vikten för varje steg, vi kan minska raketens uppskjutningsvikt med samma upp till 200 steg

Om vi ​​ökar hastigheten på utflödet av gas med ytterligare 300 m/sek, det vill säga tar det lika med 3 tusen m/sek, kommer en ännu större viktminskning att inträffa. Till exempel kommer en sexstegsraket med en bränsleviktsfraktion på 75 % att ha en uppskjutningsvikt på 600 ton. Genom att öka bränsleviktsfraktionen till 90 % är det möjligt att skapa en rymdraket med endast två steg. Dess vikt kommer att vara cirka 850 ton. Genom att fördubbla antalet steg kan du minska raketens vikt till 140 ton. Och med sex steg kommer startvikten att sjunka till 116 ton.

Så här påverkar antalet steg, deras designperfektion och hastigheten på gasutflödet raketens vikt.

Varför minskar då de erforderliga bränslereserverna med en ökning av antalet steg, och med dem raketens totala vikt? Detta beror på att ju fler etapper, desto oftare kommer tomma tankar att kasseras, raketen kommer att befrias från värdelös last snabbare. Samtidigt, med en ökning av antalet steg, minskar till en början raketens startvikt väldigt mycket, och sedan blir effekten av att öka antalet steg mindre signifikant. Det kan också noteras, vilket tydligt framgår av graferna, att för raketer med relativt dålig designkaraktär har en ökning av antalet steg större effekt än för raketer med hög andel bränsle i varje steg. Detta är ganska förståeligt. Om skalen i varje steg är mycket tunga, måste de släppas så snabbt som möjligt. Och om skrovet har en mycket låg vikt, så belastar det inte missilerna för mycket, och frekventa droppar av tomma skrov har inte längre så stor effekt.

När raketer flyger till andra planeter är den nödvändiga bränsleförbrukningen inte begränsad till den mängd som är nödvändig för acceleration under start från jorden. När rymdfarkosten närmar sig en annan planet, faller den in i sin attraktionssfär och börjar närma sig dess yta med ökande hastighet. Om planeten berövas en atmosfär som kan släcka åtminstone en del av hastigheten, kommer raketen, när den faller på planetens yta, att utveckla samma hastighet som är nödvändig för att flyga bort från denna planet, det vill säga andra rymdhastighet. Värdet på den andra kosmiska hastigheten är som bekant olika för varje planet. Till exempel, för Mars är det 5,1 km/sek, för Venus - 10,4 km/sek, för månen - 2,4 km/sek. I fallet när raketen flyger upp till planetens attraktionssfär, med en viss hastighet i förhållande till den senare, kommer hastigheten på raketens fall att vara ännu större. Till exempel nådde den andra sovjetiska rymdraketen månens yta med en hastighet av 3,3 km/sek. Om uppgiften är att säkerställa en jämn landning av raketen på månens yta, måste ytterligare bränsletillförsel finnas ombord på raketen. För att släcka vilken hastighet som helst krävs det att man använder så mycket bränsle som behövs för att raketen ska utveckla samma hastighet. Följaktligen måste en rymdraket avsedd för säker leverans av någon form av last till månens yta bära betydande bränslereserver. En enstegsraket med en nyttolast på 1 ton bör ha en vikt på 3-4,5 ton, beroende på dess design perfektion.

Tidigare har vi visat vilken enorm vikt raketer måste ha för att kunna bära en last på 1 ton ut i rymden, och nu ser vi att endast en tredjedel eller till och med en fjärdedel av denna last säkert kan sänkas ner till månens yta. Resten ska vara bränsle, lagringstankar, motor och styrsystem.

Vad ska den slutliga vikten av en rymdraket vara avsedd för säker leverans av vetenskaplig utrustning eller annan nyttolast som väger 1 ton till månens yta?

För att ge en uppfattning om fartyg av denna typ, i vår figur, visas en femstegsraket konventionellt i sektion, utformad för att leverera en container med vetenskaplig utrustning som väger 1 ton till månens yta. denna raket baserades på tekniska data som ges i ett stort antal böcker (till exempel i böckerna av V. Feodosyev och G. Sinyarev "Introduction to Rocketry" och Sutton "Rocket Engines").

Raketmotorer för flytande drivmedel togs. För att tillföra bränsle till förbränningskamrarna tillhandahålls turbopumpenheter som drivs av nedbrytningsprodukterna av väteperoxid. Den genomsnittliga gasutflödeshastigheten för förstastegsmotorerna antas vara 2 400 m/s. Motorerna i de övre stegen arbetar i mycket försålda skikt av atmosfären och i ett luftlöst utrymme, så deras effektivitet visar sig vara något högre och för dem antas gasutflödeshastigheten vara 2 700 m/sek. För designegenskaperna för stegen antogs sådana värden som finns i raketer som beskrivs i teknisk litteratur.

Med de valda initiala uppgifterna erhölls följande viktegenskaper för rymdraketen: startvikt - 3 348 ton, inklusive 2 892 ton bränsle, 455 ton struktur och 1 ton nyttolast. Vikten av de individuella stegen fördelades enligt följande: det första steget - 2 760 ton, det andra - 495 ton, det tredje - 75,5 ton, det fjärde - 13,78 ton, det femte - 2,72 ton. Raketens höjd nådde 60 m , diametern på den nedre scenen - 10 m

I det första skedet levererades 19 motorer med en dragkraft på 350 ton vardera. På den andra - 3 av samma motorer, på den tredje - 3 motorer med en dragkraft på vardera 60 ton. På den fjärde - en med en dragkraft på 35 ton och i det sista steget - en motor med en dragkraft på 10 ton.

När de lyfter från jordens yta accelererar motorerna i det första steget raketen till en hastighet av 2 km / s. Efter att den tomma kroppen i det första steget har tappats, slås motorerna på de följande tre stegen på, och raketen får en andra rymdhastighet.

Vidare flyger raketen med tröghet till månen. När raketen närmar sig ytan vänder den ner munstycket. Femtestegsmotorn slås på. Det dämpar fallhastigheten och raketen sjunker mjukt till månens yta.

Ovanstående figur och beräkningarna relaterade till den representerar naturligtvis inte ett riktigt projekt för en månraket. De ges bara för att ge en första uppfattning om omfattningen av rymdraketer i flera steg. Det är helt klart att utformningen av en raket, dess dimensioner och vikt beror på utvecklingsnivån inom vetenskap och teknik, på de material som designarna har till förfogande, på det använda bränslet och kvaliteten på raketmotorerna, på dess byggares skicklighet. Skapandet av rymdraketer ger gränslöst utrymme för kreativiteten hos forskare, ingenjörer och teknologer. Det finns fortfarande många upptäckter och uppfinningar att göra inom detta område. Och med varje ny prestation kommer missilers egenskaper att förändras.

Precis som moderna luftskepp av typerna IL-18, TU-104, TU-114 inte är som de flygplan som flög i början av detta århundrade, så kommer rymdraketer att kontinuerligt förbättras. Med tiden, för rymdflygningar, kommer raketmotorer att använda inte bara energin från kemiska reaktioner, utan också andra energikällor, såsom energin från kärnprocesser. Med förändringen av typerna av raketmotorer kommer designen på själva raketerna också att förändras. Men K. E. Tsiolkovskys anmärkningsvärda idé om skapandet av "rakettåg" kommer alltid att spela en hedervärd roll i studiet av rymdens stora vidder.

På fig. 22 visar att en ballistisk missils bana, och därmed räckvidden för dess flygning, beror på initialhastigheten V 0 och vinkeln Θ 0 mellan denna hastighet och horisonten. Denna vinkel kallas kastvinkeln.

Låt till exempel kastvinkeln vara lika med Θ 0 = 30°. I det här fallet kommer raketen, som startade sin ballistiska flygning vid punkt 0 med en hastighet V 0 = 5 km/sek, att flyga längs den elliptiska kurvan II. Vid V 0 = 8 km/sek kommer raketen att flyga längs en elliptisk kurva III, vid V 0 = 9 km/sek, längs kurva IV. När hastigheten ökas till 11,2 km/s kommer banan från en stängd elliptisk kurva att förvandlas till en öppen parabolisk och raketen lämnar jordens tyngdsfär (kurva V). Vid en ännu högre hastighet kommer raketen att fly längs en hyperbol (VI). Det är så raketbanan förändras med en förändring av den initiala hastigheten, även om kastvinkeln förblir oförändrad.

Om du håller den initiala hastigheten konstant och bara ändrar kastvinkeln, kommer raketens bana att genomgå inte mindre betydande förändringar.

Låt, till exempel, den initiala "hastigheten är lika med V 0 = 8 km / h. Om raketen skjuts upp vertikalt uppåt (kastvinkel Θ 0 = 90 °), så kommer den teoretiskt att stiga till en höjd lika med radien på jorden och återvända till jorden inte långt från början ( VII) Vid Θ 0 = 30° kommer raketen att flyga längs den elliptiska bana som vi redan har övervägt (kurva III). Slutligen, vid Θ 0 = 0° (uppskjutning parallellt med horisonten) kommer raketen att förvandlas till en jordsatellit med en cirkulär bana (kurva I).

Dessa exempel visar att endast genom att ändra kastvinkeln kan räckvidden för missiler vid samma initiala hastighet på 8 km/s ha en räckvidd från noll till oändlighet.

I vilken vinkel kommer raketen att starta sin ballistiska flygning? Det beror på vilket kontrollprogram som ges till raketen. Det är till exempel möjligt att för varje starthastighet välja den mest fördelaktiga (optimala) kastvinkeln vid vilken flygräckvidden kommer att vara störst. När starthastigheten ökar, minskar denna vinkel. De resulterande ungefärliga värdena för räckvidd, höjd och flygtid visas i tabell. 4.

Tabell 4

Om kastvinkeln kan ändras godtyckligt, är förändringen i den initiala hastigheten begränsad, och dess ökning med var 1 km / s är förknippad med stora tekniska problem.

K. E. Tsiolkovsky gav en formel som gör det möjligt att bestämma den ideala hastigheten för en raket i slutet av dess acceleration med motorer:

V id \u003d V ist ln G start/G end,

där V id - raketens idealhastighet i slutet av den aktiva sektionen;

V ist - hastigheten för utflödet av gaser från motorns jetmunstycke;

G beg - raketens initiala vikt;

G con - raketens slutvikt;

ln är tecknet på den naturliga logaritmen.

Vi bekantade oss med värdet av hastigheten på utflödet av gaser från munstycket på en raketmotor i föregående avsnitt. För flytande bränslen som anges i tabellen. 3 är dessa hastigheter begränsade till 2200 - 2600 m / s (eller 2,2 - 2,6 km / s), och för fasta bränslen - till 1,6 - 2,0 km / s.

G-start anger den initiala vikten, dvs raketens totala vikt före uppskjutning, och G-slutet är dess slutvikt vid slutet av accelerationen (efter att bränslet tagit slut eller motorerna stängts av). Förhållandet mellan dessa vikter G beg /G con, som ingår i formeln, kallas Tsiolkovsky-talet och kännetecknar indirekt vikten av bränslet som används för att accelerera raketen. Uppenbarligen, ju större Tsiolkovsky-talet är, desto högre hastighet kommer raketen att utvecklas och följaktligen desto längre kommer den att flyga (ceteris paribus). Men Tsiolkovsky-talet, såväl som hastigheten för utflödet av gaser från munstycket, har sina begränsningar.

På fig. 23 visar en sektion av en typisk enstegsraket och dess viktdiagram. Förutom bränsletankar har raketen motorer, styr- och styrsystem, hud, nyttolast och olika strukturella element och hjälputrustning. Därför kan raketens slutvikt inte vara många gånger mindre än dess ursprungliga vikt. Till exempel vägde den tyska V-2-raketen 3,9 ton utan bränsle och 12,9 ton med bränsle.Detta betyder att Tsiolkovsky-talet för denna raket var: 12,9 / 3,9 = 3,31. På den nuvarande utvecklingsnivån för utländsk raketvetenskap når detta förhållande för utländska raketer 5–7.

Låt oss beräkna den ideala hastigheten för en enstegsraket, med V 0 = 2,6 km/sek. och G start / G slut = 7,

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

Från tabell. 4 visar att en sådan missil kan nå en räckvidd på cirka 3 200 km. Den faktiska hastigheten kommer dock att vara mindre än 5 km/sek. eftersom motorn förbrukar sin energi inte bara på raketacceleration, utan också på att övervinna luftmotstånd, på att övervinna tyngdkraften. Raketens faktiska hastighet kommer att vara endast 75 - 80% av den ideala. Följaktligen kommer den att ha en starthastighet på cirka 4 km/sek och en räckvidd på högst 1800 km*.

* (Intervallet som anges i tabellen. 4 ges ungefär, eftersom ett antal faktorer inte beaktades vid beräkningen. Till exempel togs inte hänsyn till delar av banan som ligger i täta lager av atmosfären och påverkan av jordens rotation. När man skjuter i östlig riktning är flygområdet för ballistiska missiler större, eftersom själva jordens rotationshastighet läggs till deras hastighet i förhållande till jorden.)

För att skapa en interkontinental ballistisk missil, skjuta upp konstgjorda jordsatelliter och rymdfarkoster, och ännu mer för att skicka rymdraketer till månen och planeterna, är det nödvändigt att ge bärraketen en betydligt högre hastighet. Så för en missil med en räckvidd på 9000 - 13000 km krävs en initial hastighet på cirka 7 km / s. Den första kosmiska hastigheten som måste ges till en raket för att den ska kunna bli en jordsatellit med låg omloppshöjd är som bekant 8 km/sek.

För att lämna jordens gravitationssfär måste raketen accelereras till den andra kosmiska hastigheten - 11,2 km / s, för att flyga runt månen (utan att återvända till jorden) krävs en hastighet på mer än 12 km / s. En förbiflygning av Mars utan att återvända till jorden kan utföras med en initial hastighet på cirka 14 km/s, och med en återgång till omloppsbana runt jorden - cirka 27 km/s. En hastighet på 48 km/s krävs för att minska varaktigheten av en flygning till Mars och tillbaka till tre månader. Att öka hastigheten på raketen kräver i sin tur utgifterna för en ständigt ökande mängd bränsle för acceleration.

Anta att vi till exempel har byggt en raket som väger 1 kg utan bränsle. Om vi ​​vill berätta för henne hastigheten på 3, 6, 9 och 12 km / s, hur mycket bränsle kommer då att behöva fyllas i raketen och brännas under acceleration? Den nödvändiga mängden bränsle * visas i tabellen. 5.

* (Med en utströmningshastighet på 3 km/sek.)

Tabell 5

Det råder ingen tvekan om att i kroppen på en raket, vars "torra" vikt bara är 1 kg, kommer vi att kunna ta emot 1,7 kg bränsle. Men det är mycket tveksamt att den klarar hans 6,4 kg. Och uppenbarligen är det absolut omöjligt att fylla den med 19 eller 54 kg bränsle. En enkel men tillräckligt stark tank som kan rymma en sådan mängd bränsle väger redan mycket mer än ett kilo. Till exempel väger en tjugoliters dunk som är känd för bilister cirka 3 kg. Raketens "torra" vikt, förutom tanken, bör inkludera vikten på motorerna, struktur, nyttolast etc.

Vår store landsman K. E. Tsiolkovsky hittade ett annat (och än så länge det enda) sättet att lösa en så svår uppgift som att uppnå de rakethastigheter som krävs av praktiken idag. Denna väg består i skapandet av flerstegsraketer.

En typisk flerstegsraket visas i fig. 24. Den består av en nyttolast OCH flera löstagbara steg med ett kraftverk och en försörjning av bränsle i varje. Motorn i det första steget informerar nyttolasten, såväl som det andra och tredje steget (den andra underraketen) med hastigheten ν 1 . Efter att bränslet är förbrukat separeras det första steget från resten av raketen och faller till marken, och andrastegsmotorn slås på på raketen. Under verkan av dess dragkraft får den återstående delen av raketen (den tredje subraketen) en extra hastighet ν 2 . Sedan separerar det andra steget, efter att ha tagit slut på bränsle, också från resten av raketen och faller till marken. Vid denna tidpunkt slås motorn i tredje steget på och informerar nyttolasten om den extra hastigheten ν 3 .

Således, i en flerstegsraket, accelererar nyttolasten många gånger. Den totala idealhastigheten för en trestegsraket kommer att vara lika med summan av de tre idealhastigheterna som erhålls från varje steg:

V id 3 \u003d ν 1 + ν 2 + ν 3.

Om hastigheten för utflödet av gaser från motorerna i alla steg är densamma och efter separationen av var och en av dem inte förändras förhållandet mellan den ursprungliga vikten för den återstående delen av raketen och den sista, ökar hastigheten ν 1 , ν 2 och ν 3 kommer att vara lika med varandra. Då kan vi anta att hastigheten för en raket som består av tre (eller till och med n) steg kommer att vara lika med tredubbla (eller ökade med n gånger) hastigheten för en enstegsraket.

Faktum är att i varje steg av flerstegsraketer kan det finnas motorer som ger olika avgashastigheter; ett konstant viktförhållande kanske inte upprätthålls; luftmotståndet när flyghastigheten ändras och jordens attraktion när du rör dig bort från den ändras. Därför kan sluthastigheten för en flerstegsraket inte bestämmas genom att helt enkelt multiplicera hastigheten för en enstegsraket med antalet steg*. Men det förblir sant att genom att öka antalet steg kan raketens hastighet ökas många gånger om.

* (Man bör också komma ihåg att mellan att stänga av ett steg och att slå på ett annat kan det finnas ett tidsintervall under vilket raketen flyger med tröghet.)

Dessutom kan en flerstegsraket ge en given räckvidd av samma nyttolast vid en mycket lägre total bränsleförbrukning och uppskjutningsvikt än en enstegsraket. Har det mänskliga sinnet lyckats kringgå naturlagarna? Nej. Bara en person som har lärt sig dessa lagar kan spara på bränsle och vikt av strukturen, utföra uppgiften. I en enstegsraket, från början till slutet av den aktiva sektionen, accelererar vi hela dess "torra" vikt. I en flerstegsraket gör vi inte det. Så, i en trestegsraket, spenderar det andra steget inte längre bränsle för att accelerera den "torra" vikten av det första steget, eftersom det senare kasseras. Det tredje steget slösar inte heller bränsle för acceleration av den "torra" vikten av det första och andra steget. Den accelererar bara sig själv och nyttolasten. Det tredje (och i allmänhet det sista) steget kunde inte längre kopplas bort från raketens huvud, eftersom ytterligare acceleration inte krävs. Men i många fall skiljer det sig ändå åt. Således praktiseras separationen av de sista stegen i bärraketer av satelliter, rymdraketer och sådana stridsmissiler som Atlas, Titan, Minuteman, Jupiter, Polaris, etc.

När vetenskaplig utrustning placerad i raketens huvuddel skjuts upp i rymden, förutses separation av det sista steget. Detta är nödvändigt för att utrustningen ska fungera korrekt. När en satellit skjuts upp är den också försedd med att separera den från det sista steget. På grund av detta minskar motståndet och det kan existera under lång tid. Vid lansering av en stridsballistisk missil tillhandahålls separationen av det sista steget från stridshuvudet, vilket gör att det blir svårare att upptäcka stridshuvudet och slå det med en antimissil. Dessutom blir det sista steget som separeras under raketens nedstigning ett lockbete. Om det under återinträde i atmosfären är planerat att kontrollera stridsspetsen eller stabilisera dess flygning, är det utan det sista steget lättare att kontrollera det, eftersom det har en mindre massa. Slutligen, om det sista steget inte är separerat från stridshuvudet, kommer det att vara nödvändigt att skydda både från uppvärmning och förbränning, vilket är olönsamt.

Naturligtvis kommer problemet med att få höga hastigheter att lösas inte bara genom att skapa flerstegsraketer. Denna metod har också sina nackdelar. Faktum är att med en ökning av antalet steg blir designen av raketer mycket mer komplicerad. Det finns ett behov av komplexa mekanismer för att separera steg. Därför kommer forskare alltid att sträva efter det minsta antalet steg, och för detta är det först och främst nödvändigt att lära sig hur man får fler och fler hastigheter för utflödet av förbränningsprodukter eller produkter av någon annan reaktion.

Vad är enheten för en flerstegsraket Låt oss ta en titt på det klassiska exemplet på en raket för rymdflygning, beskrivet i skrifterna av Tsiolkovsky, grundaren av raketvetenskap. Det var han som var den första att publicera den grundläggande idén om att tillverka en flerstegsraket.

Raketens princip.

För att övervinna gravitationen behöver raketen en stor mängd bränsle, och ju mer bränsle vi tar, desto större massa har raketen. Därför, för att minska raketens massa, är de byggda på flerstegsprincipen. Varje steg kan betraktas som en separat raket med sin egen raketmotor och bränsletillförsel för flygning.

Enheten för stegen i en rymdraket.

Det första steget av en rymdraket den största, i en raket för rymdflygning, kan det finnas upp till 6 motorer av det första steget, och ju mer tung lasten måste föras ut i rymden, desto fler motorer i det första steget av raketen.

I den klassiska versionen finns det tre av dem, placerade symmetriskt längs kanterna på en likbent triangel, som om de omger raketen runt omkretsen. Denna etapp är den största och mäktigaste, det är hon som sliter av raketen. När bränslet i raketens första steg är förbrukat kasseras hela steget.

Därefter styrs raketens rörelse av motorerna i det andra steget. De kallas ibland accelererande, eftersom det är med hjälp av motorerna i det andra steget som raketen når den första rymdhastigheten, tillräcklig för att nå jordens omloppsbana.

Detta kan upprepas flera gånger, där varje steg av raketen väger mindre än den föregående, eftersom jordens tyngdkraft minskar med klättringen.

Hur många gånger denna process upprepas, så många steg finns i en rymdraket. Det sista steget av raketen är utformat för manövrering (flygkorrigeringsmotorer finns tillgängliga i varje steg av raketen) och leverans av nyttolasten och astronauterna till deras destination.

Vi granskade enheten hur en raket fungerar, ballistiska flerstegsmissiler, ett fruktansvärt vapen som bär kärnvapen, är arrangerade på exakt samma sätt och skiljer sig inte i grunden från rymdraketer. De är kapabla att fullständigt förstöra både liv på hela planeten och sig själv.

Flerstegs ballistiska missiler gå in i omloppsbana nära jorden och därifrån träffar de markmål med delade stridsspetsar med kärnstridsspetsar. Samtidigt räcker det med 20-25 minuter för att de ska flyga till den mest avlägsna punkten.