Çok kademeli füze: Rusya Federasyonu Savunma Bakanlığı. Roketler neden çok aşamalı yapılır? Asılı tanklarla şema

Proje, AB'den bir girişim yatırımcısının talebi üzerine geliştirildi.

Uzay aracını yörüngeye fırlatmanın maliyeti hala çok yüksek. Bunun nedeni, roket motorlarının yüksek maliyeti, pahalı bir kontrol sistemi, roketlerin ve motorlarının stresli tasarımında kullanılan pahalı malzemeler, üretimleri için karmaşık ve genellikle pahalı teknoloji, fırlatma için hazırlık ve esas olarak bir kereliktir. kullanmak.

Bir uzay aracını fırlatmanın toplam maliyetinde taşıyıcının maliyetinin payı değişir. Ortam seriyse ve aygıt benzersizse, yaklaşık %10'dur. Aksine %40 ve daha fazlasına ulaşabilir. Çok pahalıdır ve bu nedenle, bir uçak gemisi gibi, kozmodromdan kalkacak, yörüngeye uçacak ve orada bir uydu veya uzay aracı bırakarak kozmodroma geri dönecek bir fırlatma aracı yaratma fikri ortaya çıktı.

Böyle bir fikri hayata geçirmeye yönelik ilk girişim, Uzay Mekiği sisteminin yaratılmasıydı. Tek kullanımlık taşıyıcıların ve Konstantin Feoktistov tarafından yapılan Uzay Mekiği sisteminin eksikliklerinin analizine dayanarak (K. Feoktistov. Hayatın yörüngesi. Moskova: Vagrius, 2000. ISBN 5-264-00383-1. Bölüm 8. Uçak olarak roket), iyi bir fırlatma aracının, bir yükün yörüngeye minimum maliyetle ve maksimum güvenilirlikle teslim edilmesini sağlamak için sahip olması gereken nitelikler hakkında bir fikir var. 100-1000 uçuş yapabilen yeniden kullanılabilir bir sistem olmalıdır. Yeniden kullanılabilirlik, hem her uçuşun maliyetini azaltmak (geliştirme ve üretim maliyetleri uçuş sayısına göre dağıtılır) hem de bir yükü yörüngeye fırlatmanın güvenilirliğini artırmak için gereklidir: araba ile yapılan her yolculuk ve bir uçağın uçuşu, uçuşların doğruluğunu teyit eder. tasarımı ve yüksek kaliteli üretimi. Sonuç olarak, faydalı yükün sigortalanması ve roketin kendisinin sigortalanmasının maliyetini azaltmak mümkündür. Buharlı lokomotif, araba, uçak gibi yalnızca yeniden kullanılabilir makineler gerçekten güvenilir ve kullanımı ucuz olabilir.

Roket tek aşamalı olmalıdır. Bu gereksinim, yeniden kullanılabilirlik gibi, maliyetlerin en aza indirilmesi ve güvenilirliğin sağlanması ile ilişkilidir. Gerçekten de, roket çok aşamalıysa, tüm aşamaları güvenli bir şekilde Dünya'ya dönse bile, her fırlatmadan önce tek bir bütün halinde birleştirilmeleri gerekir ve aşama ayırma işlemlerinin doğru montajını ve işleyişini kontrol etmek imkansızdır. montajdan sonra, çünkü her kontrolde monte edilen makine parçalanmalıdır. Test edilmedi, montajdan sonra çalışıp çalışmadığı test edilmedi, bağlantılar adeta tek kullanımlık hale geldi. Ve düşük güvenilirlikle düğümlerle bağlanan bir paket de bir dereceye kadar atılabilir hale gelir. Roket çok aşamalıysa, aşağıdaki nedenlerle operasyonunun maliyeti, tek aşamalı bir makineyi çalıştırmanın maliyetinden daha fazladır:

• Tek kademeli bir makine için montaj maliyeti gerekmez.
• İlk etapların inişi için Dünya yüzeyinde iniş alanları tahsis etmeye ve dolayısıyla bu alanların ekonomide kullanılmadığı için kira ödemelerine gerek yoktur.
• Fırlatma sahasına ilk adımların taşınması için herhangi bir ücret ödemenize gerek yoktur.
• Çok aşamalı bir rokete yakıt ikmali yapmak daha karmaşık teknoloji ve daha fazla zaman gerektirir. Paketin montajı ve aşamaların fırlatma sahasına teslimi, en basit otomasyona uygun değildir ve bu nedenle, bir sonraki uçuş için böyle bir roketin hazırlanmasında daha fazla sayıda uzmanın katılımını gerektirir.

Roket, yakıt olarak hidrojen ve oksijen kullanmalıdır, bunun sonucunda yanma, motorun çıkışında yüksek bir özgül dürtü ile çevre dostu yanma ürünleri üretir. Çevre temizliği sadece başlangıçta, yakıt ikmali sırasında, bir kaza durumunda yapılan işler için değil, aynı zamanda yanma ürünlerinin atmosferin ozon tabakası üzerindeki zararlı etkilerinden kaçınmak için de önemlidir.

Skylon, DC-X, Lockheed Martin X-33 ve Roton, tek kademeli uzay aracının yurt dışında en gelişmiş projeleri arasında yer alıyor. Skylon ve X-33 kanatlı araçlarsa, DC-X ve Roton dikey kalkış ve dikey iniş füzeleridir. Ayrıca her ikisi de test örnekleri oluşturmaya kadar gitti. Roton'un otorotasyonda iniş pratiği yapmak için yalnızca bir atmosferik prototipi varsa, DC-X prototipi sıvı oksijen ve hidrojen üzerinde sıvı yakıtlı bir roket motorunda (LRE) birkaç kilometre yüksekliğe birkaç uçuş yaptı.

Zeya roketinin teknik açıklaması

Lin Industrial, uzaya kargo gönderme maliyetini radikal bir şekilde azaltmak için bir Zeya fırlatma aracı (LV) yaratmayı teklif ediyor. Tek kademeli, tekrar kullanılabilir dikey kalkış ve dikey iniş taşıma sistemidir. Çevre dostu ve yüksek verimli yakıt bileşenleri kullanır: oksitleyici - sıvı oksijen, yakıt - sıvı hidrojen.

Fırlatma aracı, bir oksitleyici tanktan (yukarıda atmosferik giriş için bir ısı kalkanı ve bir yumuşak iniş rotoru olan), bir yük bölmesinden, bir alet bölmesinden, bir yakıt deposundan, bir tahrik sistemli kuyruk bölmesinden ve bir iniş takımından oluşur. Yakıt ve oksitleyici tanklar - segmental-konik, yük taşıyan, kompozit. Yakıt deposu, sıvı hidrojen gazlaştırma ile basınçlandırılır ve oksitleyici tank, yüksek basınçlı silindirlerden sıkıştırılmış helyum ile basınçlandırılır. Yürüyen tahrik sistemi, çevrenin etrafına yerleştirilmiş 36 motordan ve merkezi bir gövde şeklinde harici bir genleşme memesinden oluşur. Ana motorun yunuslama ve yalpalamada çalışması sırasındaki kontrol, yük bölmesinin altında bulunan gazlı yakıt bileşenleri üzerindeki sekiz motorun yardımıyla, rulo halindeki çapsal olarak yerleştirilmiş motorların kısılmasıyla gerçekleştirilir. Gaz halindeki itici bileşenler üzerindeki motorlar, yörünge uçuş segmentinde kontrol için kullanılır.

Zeya'nın uçuş düzeni aşağıdaki gibidir. Roket, Dünya'ya yakın referans yörüngesine girdikten sonra, gerekirse hedef yörüngeye girmek için yörünge manevraları yapar, ardından yük bölmesini (200 kg'a kadar) açarak onu ayırır.

Fırlatma anından itibaren Dünya'ya yakın yörüngede bir devrim sırasında, bir frenleme darbesi veren Zeya, fırlatma kozmodromu alanına iner. Yanal ve menzil manevraları için füze şeklinin oluşturduğu kaldırma-sürükleme oranı kullanılarak yüksek iniş doğruluğu sağlanır. Otorotasyon prensibi ve sekiz iniş amortisörü kullanılarak iniş yapılarak yumuşak bir iniş gerçekleştirilir.

ekonomi

Aşağıda, ilk çalıştırmadan önceki tahmini çalışma süresi ve maliyeti verilmiştir:

• Pilot proje: 2 ay - 2 milyon €
• Sevk sisteminin oluşturulması, kompozit tankların ve kontrol sisteminin geliştirilmesi: 12 ay - 100 milyon €
• Bir tezgah tabanının oluşturulması, prototiplerin inşası, üretimin hazırlanması ve modernizasyonu, taslak tasarım: 12 ay - 70 milyon €
• Bileşenlerin ve sistemlerin geliştirilmesi, prototip testi, bir uçuş ürününün yangın testi, teknik tasarım: 12 ay - 143 milyon €

Toplam: 3,2 yıl, 315 milyon €

Tahminlerimize göre, bir fırlatmanın maliyeti 0,15 milyon € olacak ve uçuşlar arası bakım ve genel giderlerin maliyeti yaklaşık € olacaktır. Fırlatma arası dönem için 0,1 milyon. Lansman fiyatını € olarak ayarlarsanız Dinyeper roketinin fırlatma fiyatına yakın olan 1 kg başına 35 bin (1250 €/kg maliyetle) yabancı müşteriler için, tüm lansman (200 kg yük) müşteriye € mal olacak 7 milyon Böylece proje 47 lansmanda amorti edecek.

Üç bileşenli bir motora sahip Zeya varyantı

Tek kademeli bir fırlatma aracının verimliliğini artırmanın bir başka yolu, üç yakıt bileşenine sahip bir LRE'ye geçmektir.

1970'lerin başından beri, SSCB ve ABD'de, hidrojeni yakıt olarak kullanırken yüksek bir özgül dürtü ile daha yüksek bir ortalama yakıt yoğunluğunu (ve dolayısıyla daha küçük bir hacmi) birleştirecek olan üç bileşenli motor kavramı incelenmiştir. ve yakıt tanklarının ağırlığı), hidrokarbon yakıtların özelliği. Böyle bir motor başlangıçta oksijen ve gazyağı ile çalışacak ve yüksek irtifalarda sıvı oksijen ve hidrojen kullanımına geçecektir. Böyle bir yaklaşım, tek aşamalı bir uzay gemisi yaratmayı mümkün kılabilir.

Ülkemizde RD-701, RD-704 ve RD0750 üç bileşenli motorlar geliştirildi, ancak prototip oluşturma aşamasına getirilmedi. 1980'lerde NPO Molniya, oksijen + kerosen + hidrojen yakıtlı RD-701 sıvı yakıtlı roket motoruna dayalı Çok Amaçlı Havacılık Sistemini (MAKS) geliştirdi. Üç bileşenli roket motorlarının hesaplamaları ve tasarımı da Amerika'da yapılmıştır (örneğin bkz., Çift Yakıtlı Tahrik: Neden Çalışır, Olası Motorlar ve Araç Çalışmalarının Sonuçları, James A. Martin ve Alan W. Wilhite). , Mayıs 1979'da Am'de yayınlandı erican Havacılık ve Uzay Bilimleri Enstitüsü (AIAA) Kağıt No. 79-0878).

Üç bileşenli Zeya için, bu tür sıvı yakıtlı roket motorları için geleneksel olarak sunulan kerosen yerine sıvı metan kullanılması gerektiğine inanıyoruz. Bunun için birçok nedeni vardır:

• Zeya, oksitleyici olarak sıvı oksijen kullanır, -183 santigrat derece sıcaklıkta kaynar, yani kriyojenik ekipman roketin ve yakıt ikmal kompleksinin tasarımında zaten kullanılmaktadır, bu da bir kerosenin değiştirilmesinde temel bir zorluk olmayacağı anlamına gelir. -162 santigrat derecede metan tanklı tank.
• Metan, kerosenden daha verimlidir. Metan + sıvı oksijen yakıt çiftinin özgül darbesi (SI, LRE verimliliğinin bir ölçüsü - motor tarafından oluşturulan darbenin yakıt tüketimine oranı), kerosen + sıvı oksijen çiftinin SI'sini yaklaşık 100 m / s aşıyor.
• Metan, kerosenden daha ucuzdur.
• Gazyağı motorlarından farklı olarak metan motorlarında koklaşma, yani çıkarılması zor kurum oluşumu hemen hemen yoktur. Ve bu nedenle, bu tür motorlar yeniden kullanılabilir sistemlerde kullanım için daha uygundur.
• Gerekirse metan, benzer bir sıvılaştırılmış doğal gazla (LNG) değiştirilebilir. LNG neredeyse tamamen metandan oluşur, benzer fiziksel ve kimyasal özelliklere sahiptir ve saf metandan biraz daha az verimlidir. Aynı zamanda LNG, kerosenden 1,5-2 kat daha ucuz ve çok daha uygun fiyatlı. Gerçek şu ki, Rusya geniş bir doğal gaz boru hattı ağı tarafından kapsanmaktadır. Kozmodroma bir dal almak ve küçük bir gaz sıvılaştırma kompleksi inşa etmek yeterlidir. Ayrıca Rusya'da, Sahalin'de bir LNG tesisi ve St. Petersburg'da iki küçük ölçekli sıvılaştırma kompleksi inşa edildi. Rusya Federasyonu'nun farklı bölgelerinde beş fabrika daha inşa edilmesi planlanıyor. Aynı zamanda, roket gazyağı üretimi, Rusya'da rezervleri tükenmiş, kesin olarak tanımlanmış alanlardan çıkarılan özel derecelerde petrol gerektirir.

Üç bileşenli bir fırlatma aracının çalışma şeması aşağıdaki gibidir. İlk olarak, metan yakılır - yüksek yoğunluğa sahip bir yakıt, ancak vakumda nispeten küçük bir özgül dürtü. Daha sonra hidrojen yakılır - düşük yoğunluklu ve mümkün olan en yüksek özgül dürtüye sahip bir yakıt. Her iki yakıt türü de tek bir tahrik sisteminde yakılır. Birinci türün yakıt oranı ne kadar yüksek olursa, yapının kütlesi o kadar küçük, ancak yakıtın kütlesi o kadar büyük olur. Buna göre, ikinci türün yakıt oranı ne kadar yüksek olursa, gerekli yakıt tedariği o kadar düşük olur, ancak yapının kütlesi o kadar büyük olur. Bu nedenle, sıvı metan ve hidrojen kütleleri arasında en uygun oranı bulmak mümkündür.

0,1'e eşit hidrojen ve metan - 0,05 için yakıt bölmelerinin katsayısını alarak ilgili hesaplamaları yaptık. Yakıt bölmesi oranı, yakıt bölmesinin nihai kütlesinin mevcut yakıt kaynağının kütlesine oranıdır. Yakıt bölmesinin nihai kütlesi, garanti edilen yakıt beslemesinin kütlelerini, itici bileşenlerinin kullanılamayan artıklarını ve basınçlı gazların kütlesini içerir.

Hesaplamalar, üç bileşenli Zeya'nın, yapısı 2,1 tonluk bir kütle ve 19,2 tonluk bir fırlatma kütlesi ile 200 kg'lık bir yükü alçak Dünya yörüngesine fırlatacağını göstermiştir.Sıvı hidrojen üzerindeki iki bileşenli Zeya çok şey kaybeder: kütle yapının 4,8 ton, başlangıç ​​ağırlığı ise 37,8 tondur.

Kazimir Simenovich'in kitabından çizim Artis Magnae Artilleriae pars prima 1650

çok kademeli roket- olarak adlandırılan iki veya daha fazla mekanik olarak bağlı füzeden oluşan bir uçak adımlar uçuşta ayrılık. Çok aşamalı bir roket, her bir aşamasından ayrı ayrı daha yüksek bir hız elde etmenizi sağlar.

Hikaye

Roketleri tasvir eden ilk çizimlerden biri, İngiliz Milletler Topluluğu'nun Vitebsk Voyvodalığı'ndan bir askeri mühendis ve topçu generali Kazimir Simenovich'in çalışmasında yayınlandı, "Artis Magnae Artilleriae pars prima" (lat. "Büyük topçu sanatı birinci bölüm" ), yıl içinde Amsterdam, Hollanda'da basılmıştır. Üzerinde, üçüncü aşamanın ikinciye yerleştirildiği ve her ikisinin birlikte ilk aşamada olduğu üç aşamalı bir roket var. Havai fişek kompozisyonu baş kısmına yerleştirildi. Roketler katı yakıt - barutla dolduruldu. Bu buluş, üç yüz yıldan fazla bir süre önce modern roket teknolojisinin gittiği yönü öngörmesi bakımından ilginçtir.

İlk kez, uzay araştırmaları için çok aşamalı roket kullanma fikri K. E. Tsiolkovsky'nin eserlerinde ifade ediliyor. Şehirde Uzay Roket Trenleri adlı yeni kitabını yayınladı. K. Tsiolkovsky bu terimi bileşik roketler veya daha doğrusu yerde, sonra havada ve son olarak da uzayda havalanan roketler topluluğu olarak adlandırdı. Örneğin 5 füzeden oluşan bir tren, ilk önce ilk füze tarafından yönlendirilir; yakıtını kullandıktan sonra kancasından çıkarılarak yere atılır. Ayrıca, aynı şekilde, ikincisi çalışmaya başlar, sonra üçüncüsü, dördüncüsü ve son olarak beşincisi, o zamana kadar hızı gezegenler arası uzaya taşınacak kadar yüksek olacaktır. Baş roket ile çalışma sırası, roket malzemelerinin sıkıştırmada değil, tasarımını kolaylaştıracak gerilimde çalışmasını sağlama arzusundan kaynaklanır. Tsiolkovsky'ye göre, her roketin uzunluğu 30 metredir. Çaplar - 3 metre. Nozullardan çıkan gazlar, sonraki roketlere baskı yapmamak için dolaylı olarak roketlerin eksenine kaçar. Yerdeki kalkış koşusunun uzunluğu birkaç yüz kilometredir.

Teknik ayrıntılar açısından, roket biliminin farklı bir yol boyunca birçok yönden gitmesine rağmen (örneğin modern roketler, zemin boyunca “dağılmaz”, ancak dikey olarak çıkar ve çalışma düzeninin çalışma sırası). modern bir roketin aşamaları, Tsiolkovsky'nin bahsettiği ile ilgili olarak tam tersidir ), çok aşamalı bir roket fikri bugün alakalı olmaya devam ediyor.

Roket seçenekleri. Soldan sağa:
1. tek aşamalı roket;
2. enine ayırmalı iki aşamalı roket;
3. Boyuna ayırmalı iki aşamalı füze.
4. İçlerindeki yakıt tükendikten sonra sökülebilen, harici yakıt depolu roket.

Yapısal olarak, çok aşamalı roketler c gerçekleştirilir enine veya adımların uzunlamasına ayrılması.
saat enine ayırma aşamalar üst üste yerleştirilir ve birbiri ardına sırayla çalışır, ancak önceki aşamanın ayrılmasından sonra açılır. Böyle bir şema, prensipte, herhangi bir sayıda aşama ile sistemler oluşturmayı mümkün kılar. Dezavantajı, sonraki aşamaların kaynaklarının bir öncekinin çalışmasında kullanılamaması ve bunun için pasif bir yük olması gerçeğinde yatmaktadır.

saat boyuna bölme ilk aşama, ikinci aşamanın gövdesi etrafına simetrik olarak yerleştirilmiş birkaç özdeş roketten (pratikte 2'den 8'e kadar) oluşur, böylece birinci aşama motorlarının itme kuvvetlerinin sonucu, motorun simetri ekseni boyunca yönlendirilir. ikinci ve aynı anda çalışıyor. Böyle bir şema, ikinci aşamanın motorunun birincinin motorlarıyla aynı anda çalışmasına izin verir, böylece roketin kütlesi maksimum olduğunda, özellikle ilk aşamanın çalışması sırasında gerekli olan toplam itme artar. Ancak uzunlamasına aşama ayrımı olan bir roket sadece iki aşamalı olabilir.
Kombine bir ayırma şeması da vardır - boyuna-enine, ilk aşamanın ikinciden uzunlamasına bölündüğü ve sonraki tüm aşamaların ayrılmasının enine gerçekleştiği her iki şemanın avantajlarını birleştirmenize izin verir. Bu yaklaşımın bir örneği, yerli taşıyıcı Soyuz'dur.

Uzay Mekiği uzay aracı, ilk aşaması iki yan katı itici güçlendiriciden oluşan ve ikinci aşamada yakıtın bir kısmı tanklarda bulunan uzunlamasına ayırmalı iki aşamalı bir roketin benzersiz bir düzenine sahiptir. yörünge aracı(aslında yeniden kullanılabilir bir gemi) ve çoğu - ayrılabilir harici yakıt deposu. İlk olarak, yörünge aracının tahrik sistemi, dış tanktan yakıt tüketir ve tükendiğinde, dış tank boşaltılır ve motorlar, yörünge aracının tanklarında bulunan yakıtla çalışmaya devam eder. Böyle bir şema, uzay aracının yörüngeye fırlatılması boyunca çalışan yörünge aracının tahrik sisteminden maksimum düzeyde yararlanmayı mümkün kılar.

Enine bir ayrımla, adımlar özel bölümlerle birbirine bağlanır - adaptörler- silindirik veya konik şekilli taşıyıcı yapılar (aşamaların çaplarının oranına bağlı olarak), her biri sonraki tüm aşamaların toplam ağırlığına dayanması gereken, tüm alanlarda roketin maruz kaldığı aşırı yükün maksimum değeri ile çarpılır. bu adaptör roketin bir parçasıdır.
Boyuna ayırma ile, ikinci aşamanın gövdesinde, birinci aşamanın bloklarının tutturulduğu güç bantları (ön ve arka) oluşturulur.
Kompozit roketin parçalarını birbirine bağlayan unsurlar ona tek bir gövdenin sağlamlığını verir ve kademeler ayrıldığında üst kademeyi neredeyse anında serbest bırakmaları gerekir. Genellikle adımlar kullanılarak bağlanır piroboltlar. Bir pyrobolt, şaftında başın yanında bir boşluk oluşturulan, elektrikli bir patlayıcı ile yüksek bir patlayıcı ile doldurulmuş bir sabitleme cıvatasıdır. Elektrikli patlatıcıya bir akım darbesi uygulandığında, cıvata şaftını tahrip eden bir patlama meydana gelir ve bunun sonucunda kafası çıkar. Pyrobolttaki patlayıcı miktarı dikkatli bir şekilde dozlanır, böylece bir yandan kafayı koparması ve diğer yandan rokete zarar vermemesi garanti edilir. Kademeler ayrıldığında, ayrılan parçaları birbirine bağlayan tüm piroboltların elektrikli kapsülleri aynı anda bir akım darbesi ile beslenir ve bağlantı bırakılır.
Ardından, adımlar birbirinden güvenli bir mesafede ayrılmalıdır. (Üst kademe motorun alt kademeye yakın çalıştırılması, yakıt kapasitesini yakıp kalan yakıtı patlatarak üst kademeye zarar verebilir veya uçuşunu bozabilir.) Kademeler atmosferde ayrıldığında, karşıdan gelenin aerodinamik kuvveti onları ayırmak için hava akımı kullanılabilir, Boşlukta bazen yardımcı küçük katı roket motorları kullanılır.
Sıvı yakıtlı roketlerde, aynı motorlar aynı zamanda üst kademedeki tanklardaki yakıtı "çökeltmeye" de hizmet eder: alt kademe motor kapatıldığında, roket ataletle, serbest düşüş ilişkisi içinde uçar, sıvı yakıt ise üst kademedeki tanklarda "çökeltilir". tanklar askıdadır, bu da motoru çalıştırırken arızaya neden olabilir. Yardımcı motorlar, yakıtın tankların dibine "yerleştiği" etkisi altında aşamalara hafif bir hızlanma verir.
Roketin yukarıdaki resminde

Fırlatma, çok aşamalı bir roket yardımıyla gerçekleştirildi”, bu sözleri dünyanın ilk yapay Dünya uydularının fırlatılması, Güneş'in bir uydusunun yaratılması hakkında raporlarda defalarca okuduk. Ay'a uzay roketlerinin fırlatılması. Sadece kısa bir cümle ve Anavatanımızın bilim adamlarının, mühendislerinin ve işçilerinin ne kadar ilham verici çalışmaları bu altı kelimenin arkasında gizli!

Modern çok aşamalı roketler nelerdir? Uzay uçuşları için çok sayıda aşamadan oluşan roketlerin kullanılması neden gerekli hale geldi? Roket aşamalarının sayısını artırmanın teknik etkisi nedir?

Bu sorulara kısaca cevap vermeye çalışalım. Uzaya uçuş yapmak için büyük yakıt rezervleri gereklidir. Tek kademeli bir roketin tanklarına yerleştirilemeyecek kadar büyükler. Mevcut mühendislik bilimi seviyesiyle, yakıtın toplam ağırlığının %80-90'ını oluşturacağı bir roket yapmak mümkündür. Ve diğer gezegenlere uçuşlar için gerekli yakıt rezervleri, roketin kendi ağırlığından ve içindeki yükten yüzlerce hatta binlerce kat daha fazla olmalıdır. Tek kademeli bir roketin tanklarına yerleştirilebilen bu yakıt rezervleri ile 3-4 km / s'ye kadar uçuş hızı elde etmek mümkündür. Roket motorlarının geliştirilmesi, en avantajlı yakıt derecelerinin aranması, daha kaliteli yapısal malzemelerin kullanılması ve roket tasarımında daha fazla iyileştirme, kesinlikle tek kademeli roketlerin hızını biraz artırmayı mümkün kılacaktır. Ama yine de kozmik hızlardan çok uzak olacak.

Kozmik hızlara ulaşmak için K. E. Tsiolkovsky, çok aşamalı roketlerin kullanılmasını önerdi. Bilim adamının kendisi mecazi olarak onlara "roket trenleri" adını verdi. Tsiolkovsky'ye göre, bir roket treni veya şimdi dediğimiz gibi çok aşamalı bir roket, birbiri üzerine monte edilmiş birkaç roketten oluşmalıdır. Alttaki roket genellikle en büyüğüdür. Tüm "treni" taşıyor. Sonraki adımlar küçülür ve küçülür.

Dünya yüzeyinden havalanırken, alt roketin motorları çalışır. Tanklarındaki tüm yakıtı tüketene kadar harekete geçerler. İlk aşamanın tankları boşaldığında, daha sonraki uçuşlarına ölü ağırlık yüklememek için üst roketlerden ayrılır. Boş tanklarla ayrılan ilk aşama, bir süre atalet ile uçmaya devam eder ve ardından yere düşer. İlk aşamayı yeniden kullanım için kaydetmek için paraşütle indirilebilir.

Birinci kademenin ayrılmasından sonra ikinci kademenin motorları çalıştırılır. Roket belirli bir yüksekliğe ulaştığında ve önemli bir uçuş hızına sahip olduğunda hareket etmeye başlarlar. İkinci aşama motorlar roketi daha da hızlandırarak hızını saniyede birkaç kilometre daha artırıyor. İkinci aşamanın tanklarında bulunan tüm yakıt tükendikten sonra, o da boşaltılır. Kompozit roketin daha sonraki uçuşu, üçüncü aşamadaki motorların çalışmasıyla sağlanır. Sonra üçüncü aşama bırakılır. Sıra, dördüncü aşama motorlarına yaklaşıyor. Kendilerine verilen işi yaptıktan sonra roketin hızını belirli bir miktar arttırırlar ve ardından beşinci aşamanın motorlarına yol açarlar. Beşinci aşamayı sıfırladıktan sonra altıncı motorlar çalışmaya başlar.

Böylece roketin her aşaması uçuş hızını art arda arttırır ve son, üst aşama havasız uzayda gerekli kozmik hıza ulaşır. Görev başka bir gezegene inmek ve Dünya'ya geri dönmekse, o zaman uzaya uçan roket, sırayla, gezegene inerken ve ondan çıkarken sırayla açılan birkaç aşamadan oluşmalıdır.

Roketler üzerinde çok sayıda aşama kullanılmasının nasıl bir etki yarattığını görmek ilginç.

500 ton fırlatma ağırlığına sahip tek kademeli bir roket alın.Bu ağırlığın şu şekilde dağıldığını varsayalım: yük - 1 ton, sahnenin kuru ağırlığı - 99,8 ton ve yakıt - 399,2 ton Bu nedenle, bu roketin yapısal mükemmelliği öyledir ki, yakıt ağırlığı sahnenin kuru ağırlığının 4 katıdır, yani yakıt ve yük olmadan roketin kendi ağırlığı. Tsiolkovsky sayısı, yani roketin fırlatma ağırlığının, tüm yakıt tükendikten sonra ağırlığına oranı, bu roket için 4,96 olacaktır. Bu sayı ve gazın motor memesinden çıkış hızı roketin ulaşabileceği hızı belirler. Şimdi tek aşamalı bir roketi iki aşamalı bir roketle değiştirmeye çalışalım. Yine 1 tonluk bir yükü alalım ve aşamaların tasarım mükemmelliğinin ve gaz çıkış hızının tek kademeli bir roketteki ile aynı kalacağını varsayalım. Ardından, hesaplamaların gösterdiği gibi, ilk durumdaki ile aynı uçuş hızını elde etmek için, toplam ağırlığı yalnızca 10.32 ton olan iki aşamalı bir roket gerekir, yani tek aşamalı olandan neredeyse 50 kat daha hafif. İki kademeli bir roketin kuru ağırlığı 1,86 ton, her iki kademeye yerleştirilen yakıtın ağırlığı ise 7,46 ton olacaktır.Gördüğünüz gibi, incelenen örnekte tek kademeli bir roketin iki kademeli bir roketle değiştirilmesi, birinci aşama, aynı faydalı yükü fırlatırken metal ve yakıt tüketimini 54 kat azaltmayı mümkün kılar.

Örneğin, 1 tonluk bir yüke sahip bir uzay roketini ele alalım, bu roketin atmosferin yoğun katmanlarını aşmasına ve havasız uzaya uçarak ikinci bir kozmik hız geliştirmesine izin verin - 11,2 km / s. Diyagramlarımız, her aşamada yakıtın ağırlık fraksiyonuna ve aşama sayısına bağlı olarak böyle bir uzay roketinin ağırlığındaki değişimi göstermektedir (bkz. sayfa 22).

Motorları 2400 m/s hızla gaz yayan ve her aşamada yakıtın ağırlığın sadece %75'ini oluşturduğu bir roket yaparsanız, altı aşamada bile yakıtın ağırlığının sadece %75'ini oluşturduğunu hesaplamak kolaydır. roketin ağırlığı çok büyük olacak - neredeyse 5.5 bin ton Roket aşamalarının tasarım özelliklerini geliştirerek, başlangıç ​​ağırlığında önemli bir azalma elde etmek mümkündür. Yani, örneğin, yakıt sahnenin ağırlığının %90'ını oluşturuyorsa, altı aşamalı bir roket 400 ton ağırlığında olabilir.

Roketlerde yüksek kalorili yakıt kullanımı ve motorlarının verimliliğinin artması, olağanüstü büyük bir etki yaratıyor. Bu şekilde motor memesinden gaz çıkış hızı sadece 300 m/s artırılarak grafikte gösterilen değere - 2,700 m/s'ye getirilirse, roketin fırlatma ağırlığı birkaç kez azaltılabilir. Yakıt ağırlığı sahne yapısının ağırlığının sadece 3 katı olan altı kademeli bir roket, yaklaşık 1,5 bin ton fırlatma ağırlığına sahip olacak ve yapı ağırlığını her bir etap toplam ağırlığının %10'una indirerek, roketin fırlatma ağırlığını aynı 200 adıma kadar azaltabiliriz

Gazın çıkış hızını 300 m/sn daha artırırsak, yani 3 bin m/sn'ye eşit alırsak, ağırlıkta daha da büyük bir azalma meydana gelecektir. Örneğin, yakıt ağırlık oranı %75 olan altı aşamalı bir roketin fırlatma ağırlığı 600 ton olacaktır.Yakıt ağırlık oranını %90'a çıkararak, sadece iki aşamalı bir uzay roketi oluşturmak mümkündür. Ağırlığı yaklaşık 850 ton olacak.Etap sayısını ikiye katlayarak roketin ağırlığını 140 tona düşürebilirsiniz.Altı kademe ile kalkış ağırlığı ise 116 tona düşecek.

Kademe sayısı, tasarım mükemmelliği ve gaz çıkış hızı roketin ağırlığını bu şekilde etkiler.

Öyleyse neden aşama sayısındaki artışla gerekli yakıt rezervleri ve onlarla birlikte roketin toplam ağırlığı azalır? Bunun nedeni, aşama sayısı ne kadar fazla olursa, boş tanklar o kadar sık ​​atılacak, roket gereksiz kargodan daha hızlı kurtulacaktır. Aynı zamanda etap sayısı arttıkça roketin ilk kalkış ağırlığı çok azalır ve daha sonra etap sayısının artmasının etkisi daha az belirgin hale gelir. Ayrıca, grafiklerde açıkça görülebileceği gibi, nispeten zayıf tasarım özelliğine sahip roketler için, aşama sayısındaki artışın, her aşamada yüksek yakıt yüzdesine sahip roketlere göre daha büyük bir etkiye sahip olduğu belirtilebilir. Bu oldukça anlaşılabilir bir durumdur. Her aşamanın mermileri çok ağırsa, mümkün olduğunca çabuk düşürülmeleri gerekir. Ve gövde çok düşük bir ağırlığa sahipse, füzelere çok fazla yük bindirmez ve sık sık boş gövde damlalarının artık o kadar büyük bir etkisi yoktur.

Roketler başka gezegenlere uçarken, gerekli yakıt tüketimi, Dünya'dan kalkış sırasında hızlanma için gerekli olan miktarla sınırlı değildir. Başka bir gezegene yaklaşan uzay aracı, çekim alanına düşer ve artan bir hızla yüzeyine yaklaşmaya başlar. Gezegen, hızının en azından bir kısmını söndürebilecek bir atmosferden yoksun bırakılırsa, roket gezegenin yüzeyine düştüğünde, bu gezegenden uçmak için gerekli olan hızı geliştirecektir, yani, ikinci uzay hızı. İkinci kozmik hızın değeri bilindiği gibi her gezegen için farklıdır. Örneğin, Mars için 5,1 km/sn, Venüs için - 10,4 km/sn, Ay için - 2,4 km/sn. Roketin gezegenin çekim alanına uçması durumunda, ikincisine göre belirli bir hıza sahip olması durumunda, roketin düşme hızı daha da büyük olacaktır. Örneğin, ikinci Sovyet uzay roketi Ay'ın yüzeyine 3,3 km/sn hızla ulaştı. Görev, roketin Ay'ın yüzeyine düzgün bir şekilde inmesini sağlamaksa, rokette ek yakıt kaynakları bulunmalıdır. Herhangi bir hızı söndürmek için roketin aynı hızı geliştirmesi için gerektiği kadar yakıt kullanılması gerekir. Sonuç olarak, bir tür kargonun ay yüzeyine güvenli bir şekilde teslimi için tasarlanan bir uzay roketi, önemli miktarda yakıt rezervi taşımalıdır. 1 ton yük taşıma kapasitesine sahip tek kademeli bir roket, tasarım mükemmelliğine bağlı olarak 3-4,5 ton ağırlığa sahip olmalıdır.

Daha önce 1 tonluk bir yükü uzaya taşımak için roketlerin ne kadar büyük bir ağırlığa sahip olması gerektiğini göstermiştik ve şimdi bu yükün sadece üçte birinin hatta dörtte birinin güvenli bir şekilde Ay yüzeyine indirilebildiğini görüyoruz. Gerisi yakıt, depolama tankları, motor ve kontrol sistemi olmalıdır.

Bilimsel ekipmanın veya 1 ton ağırlığındaki diğer yüklerin ay yüzeyine güvenli bir şekilde teslimi için tasarlanan bir uzay roketinin nihai ağırlığı ne olmalıdır?

Bu tür gemiler hakkında bir fikir vermek için, şeklimizde, 1 ton ağırlığındaki bilimsel ekipmana sahip bir konteyneri Ay'ın yüzeyine teslim etmek için tasarlanmış beş aşamalı bir roket geleneksel olarak bölümde gösterilmiştir. bu roket, çok sayıda kitapta verilen teknik verilere dayanıyordu (örneğin, V. Feodosyev ve G. Sinyarev "Roketçiliğe Giriş" ve Sutton "Roket Motorları" kitaplarında).

Sıvı yakıtlı roket motorları alındı. Yanma odalarına yakıt sağlamak için, hidrojen peroksitin bozunma ürünleri tarafından çalıştırılan turbopompa üniteleri sağlanır. Birinci kademe motorlar için ortalama gaz çıkış hızının 2.400 m/s olduğu varsayılmıştır. Üst kademelerin motorları, atmosferin oldukça nadir katmanlarında ve havasız bir alanda çalışır, bu nedenle verimlilikleri biraz daha yüksek olur ve onlar için gaz çıkış hızının 2.700 m/sn olduğu varsayılır. Aşamaların tasarım özellikleri için, teknik literatürde açıklanan roketlerde bulunan bu değerler benimsenmiştir.

Seçilen ilk verilerle, uzay roketinin aşağıdaki ağırlık özellikleri elde edildi: kalkış ağırlığı - 2.892 ton yakıt, 455 ton yapı ve 1 ton yük dahil olmak üzere 3.348 ton. Bireysel aşamaların ağırlığı şu şekilde dağıtıldı: ilk aşama - 2.760 ton, ikinci - 495 ton, üçüncü - 75.5 ton, dördüncü - 13.78 ton, beşinci - 2.72 ton Roketin yüksekliği 60 m'ye ulaştı , alt kademenin çapı - 10 m

İlk etapta her biri 350 ton itiş gücüne sahip 19 motor teslim edildi. Aynı motorların ikinci - 3'ünde, üçüncü - her biri 60 ton itme gücüne sahip 3 motor Dördüncü - 35 ton itme gücüne sahip ve son aşamada - 10 ton itme gücüne sahip bir motor.

Dünya yüzeyinden havalanırken, ilk aşamanın motorları roketi 2 km / s hıza kadar hızlandırır. İlk aşamanın boş gövdesi düşürüldükten sonra, sonraki üç aşamanın motorları çalıştırılır ve roket ikinci bir uzay hızı kazanır.

Ayrıca, roket atalet ile Ay'a uçar. Yüzeyine yaklaşan roket, ağzını aşağı çevirir. Beşinci aşama motoru çalıştırılır. Düşen hızı azaltır ve roket düzgün bir şekilde ay yüzeyine iner.

Yukarıdaki şekil ve buna ilişkin hesaplamalar elbette bir ay roketi için gerçek bir projeyi temsil etmemektedir. Sadece çok aşamalı uzay roketlerinin ölçeği hakkında ilk fikir vermek için verilirler. Bir roketin tasarımının, boyutlarının ve ağırlığının bilim ve teknolojinin gelişme düzeyine, tasarımcıların elindeki malzemelere, kullanılan yakıta ve roket motorlarının kalitesine, kullanılan yakıta ve roket motorlarının kalitesine bağlı olduğu kesinlikle açıktır. inşaatçılarının becerisi. Uzay roketlerinin yaratılması, bilim adamlarının, mühendislerin ve teknoloji uzmanlarının yaratıcılığı için sınırsız bir alan sunar. Bu alanda daha yapılacak çok keşif ve icat var. Ve her yeni başarı ile füzelerin özellikleri değişecek.

Nasıl IL-18, TU-104, TU-114 tiplerinin modern hava gemileri bu yüzyılın başında uçan uçaklar gibi değilse, uzay roketleri de sürekli olarak geliştirilecektir. Zamanla, uzay uçuşları için roket motorları sadece kimyasal reaksiyonların enerjisini değil, aynı zamanda nükleer süreçlerin enerjisi gibi diğer enerji kaynaklarını da kullanacaktır. Roket motorlarının tiplerindeki değişiklikle birlikte roketlerin tasarımı da değişecek. Ancak K. E. Tsiolkovsky'nin "roket trenlerinin" yaratılması hakkındaki olağanüstü fikri, geniş alan genişliklerinin incelenmesinde her zaman onurlu bir rol oynayacaktır.

Şek. Şekil 22, bir balistik füzenin yörüngesinin ve dolayısıyla uçuş menzilinin, V 0 başlangıç ​​hızına ve bu hız ile ufuk arasındaki Θ 0 açısına bağlı olduğunu göstermektedir. Bu açıya atış açısı denir.

Örneğin, fırlatma açısı Θ 0 = 30° olsun. Bu durumda balistik uçuşuna 0 noktasında V 0 = 5 km/sn hızıyla başlayan roket II eliptik eğrisi boyunca uçacaktır. V 0 = 8 km/sn'de roket, V 0 = 9 km/sn'de IV eğrisi boyunca eliptik bir eğri III boyunca uçacaktır. Hız 11,2 km/sn'ye yükseltildiğinde, kapalı bir eliptik eğriden gelen yörünge açık parabolik bir yörüngeye dönüşecek ve roket dünyanın yerçekimi küresini terk edecektir (eğri V). Daha da yüksek bir hızda, roket bir abartı (VI) boyunca kaçacaktır. Fırlatma açısı değişmeden kalsa da, başlangıç ​​hızındaki bir değişiklikle roket yörüngesi bu şekilde değişir.

İlk hızı sabit tutarsanız ve yalnızca atış açısını değiştirirseniz, roketin yörüngesi daha az önemli değişikliklere uğramaz.

Örneğin, ilk "hız V 0 = 8 km / s'ye eşittir. Roket dikey olarak yukarı fırlatılırsa (atma açısı Θ 0 = 90 °), teorik olarak yarıçapına eşit bir yüksekliğe yükselecektir. Dünya ve başlangıçtan çok uzakta olmayan Dünya'ya dönüş ( VII) Θ 0 = 30°'de, roket daha önce ele aldığımız (eğri III) eliptik yörünge boyunca uçacaktır. Son olarak, Θ 0 = 0°'de (fırlatma ufuk), roket dairesel bir yörüngeye sahip bir Dünya uydusuna dönüşecektir (eğri I).

Bu örnekler, sadece atış açısı değiştirilerek, aynı başlangıç ​​hızı 8 km/s olan füzelerin menzilinin sıfırdan sonsuza kadar bir menzile sahip olabileceğini göstermektedir.

Roket balistik uçuşuna hangi açıda başlayacak? Rokete verilen kontrol programına bağlıdır. Örneğin, her bir başlangıç ​​hızı için, uçuş menzilinin en büyük olacağı en avantajlı (optimal) fırlatma açısını seçmek mümkündür. Başlangıç ​​hızı arttıkça bu açı azalır. Menzil, irtifa ve uçuş süresinin ortaya çıkan yaklaşık değerleri Tabloda gösterilmektedir. dört.

Tablo 4

Fırlatma açısı keyfi olarak değiştirilebilirse, ilk hızdaki değişiklik sınırlıdır ve her 1 km / s'de bir artması büyük teknik problemlerle ilişkilidir.

K. E. Tsiolkovsky, motorlarla hızlanmasının sonunda bir roketin ideal hızını belirlemeyi mümkün kılan bir formül verdi:

V id \u003d V ist ln G başlangıcı / G sonu,

nerede V id - aktif bölümün sonunda roketin ideal hızı;

V ist - motorun jet nozulundan gaz çıkış hızı;

G yalvarırım - roketin ilk ağırlığı;

G con - roketin son ağırlığı;

ln, doğal logaritmanın işaretidir.

Bir önceki bölümde roket motorunun memesinden gaz çıkış hızının değerini öğrendik. Tabloda verilen sıvı yakıtlar için. 3, bu hızlar 2200 - 2600 m / s (veya 2,2 - 2,6 km / s) ve katı yakıtlar için - 1,6 - 2,0 km / s ile sınırlıdır.

G start başlangıç ​​ağırlığını, yani fırlatmadan önceki roketin toplam ağırlığını belirtir ve G sonu, hızlanma sonunda (yakıtın bitmesi veya motorların kapatılmasından sonra) son ağırlığıdır. Formüle dahil edilen bu ağırlıkların oranı G beg /Gcon, Tsiolkovsky sayısı olarak adlandırılır ve dolaylı olarak roketi hızlandırmak için kullanılan yakıtın ağırlığını karakterize eder. Açıkçası, Tsiolkovsky sayısı ne kadar büyük olursa, roketin gelişeceği hız o kadar yüksek olur ve sonuç olarak o kadar uzağa uçar (ceteris paribus).Ancak, Tsiolkovsky sayısı ve gazların nozuldan çıkış hızı, sınırlamaları vardır.

Şek. Şekil 23, tipik bir tek kademeli roketin bir kesitini ve ağırlık diyagramını göstermektedir. Yakıt depolarına ek olarak roketin motorları, kontrolleri ve sistemleri, kaplaması, faydalı yükü ve çeşitli yapısal elemanları ve yardımcı ekipmanları vardır. Bu nedenle, roketin nihai ağırlığı, başlangıç ​​ağırlığından birçok kez daha az olamaz. Örneğin, Alman V-2 roketi yakıtsız 3,9 ton ve yakıtlı 12.9 ton ağırlığındaydı Bu, bu roketin Tsiolkovsky sayısının: 12.9 / 3.9 = 3.31 olduğu anlamına geliyor. Yabancı roket biliminin mevcut gelişme düzeyinde, yabancı roketler için bu oran 5-7'ye ulaşıyor.

Tek kademeli bir roketin ideal hızını V 0 = 2,6 km/sn alarak hesaplayalım. ve G başlangıç ​​/ G bitiş = 7,

V id \u003d 2.6 ln 7 \u003d 2.6 1.946 ≈ 5 km / s.

Tablodan. 4, böyle bir füzenin yaklaşık 3.200 km'lik bir menzile ulaşabileceğini gösteriyor. Ancak gerçek hızı 5 km/sn'den az olacaktır. çünkü motor enerjisini sadece roket hızlanmasına değil, aynı zamanda hava direncinin üstesinden gelmek, yerçekimi kuvvetinin üstesinden gelmek için de harcar. Roketin gerçek hızı idealin sadece %75 - 80'i olacaktır. Sonuç olarak, yaklaşık 4 km/sn'lik bir başlangıç ​​hızına ve 1800 km'den fazla olmayan bir menzile sahip olacaktır*.

* (Tabloda verilen aralık. 4 yaklaşık olarak verilmiştir, çünkü hesaplanırken bir takım faktörler dikkate alınmamıştır. Örneğin, yörüngenin atmosferin yoğun katmanlarında yer alan bölümleri ve Dünya'nın dönüşünün etkisi dikkate alınmadı. Doğu yönünde ateş ederken, balistik füzelerin uçuş menzili daha büyüktür, çünkü Dünya'nın dönüş hızı, Dünya'ya göre hızlarına eklenir.)

Kıtalararası bir balistik füze yaratmak, yapay Dünya uyduları ve uzay aracı fırlatmak ve dahası Ay'a ve gezegenlere uzay roketleri göndermek için, taşıyıcı rokete önemli ölçüde daha yüksek bir hız kazandırmak gerekir. Bu nedenle, 9000 - 13000 km menzilli bir füze için, yaklaşık 7 km / s'lik bir başlangıç ​​hızı gereklidir. Bir roketin düşük yörünge yüksekliğine sahip Dünya'nın uydusu olabilmesi için verilmesi gereken ilk kozmik hız bilindiği gibi 8 km/sn'dir.

Dünya'nın yerçekimi küresinden çıkmak için, roketin ikinci kozmik hıza - 11.2 km / s'ye hızlandırılması, Ay'ın etrafında uçması (Dünya'ya dönmeden) 12 km / s'den fazla bir hız gerekir. Mars'ın Dünya'ya dönmeden bir uçuşu, yaklaşık 14 km/s'lik bir başlangıç ​​hızında ve Dünya çevresindeki yörüngeye dönüşle - yaklaşık 27 km/sn'de gerçekleştirilebilir. Mars'a uçuş süresini üç aya indirmek için 48 km/s'lik bir hız gerekiyor. Roketin hızının arttırılması da hızlanma için sürekli artan miktarda yakıt harcamasını gerektirir.

Örneğin, yakıtsız 1 kg ağırlığında bir roket yaptığımızı varsayalım. Ona 3, 6, 9 ve 12 km / s hızlarını söylemek istersek, hızlanma sırasında rokete ne kadar yakıt doldurulması ve yakılması gerekir? Gerekli yakıt miktarı * tabloda gösterilmiştir. 5.

* (3 km/sn çıkış hızı ile.)

Tablo 5

Hiç şüphe yok ki, "kuru" ağırlığı sadece 1 kg olan bir roketin gövdesinde 1,7 kg yakıt alabileceğimize şüphe yok. Ancak 6,4 kg'ını kaldırabileceği çok şüpheli. Ve açıkçası, 19 veya 54 kg yakıtla doldurmak kesinlikle imkansız. Bu kadar yakıt alabilen basit ama yeterince güçlü bir tank zaten bir kilogramdan çok daha ağır. Örneğin, sürücülerin bildiği yirmi litrelik bir teneke kutu yaklaşık 3 kg ağırlığındadır. Roketin "kuru" ağırlığı, tanka ek olarak motorların, yapının, yükün vb. ağırlığını da içermelidir.

Büyük yurttaşımız K. E. Tsiolkovsky, bugün pratikte gerekli olan roket hızlarına ulaşmak gibi zor bir görevi çözmenin başka (ve şimdiye kadarki tek) yolunu buldu. Bu yol, çok aşamalı roketlerin oluşturulmasından oluşur.

Tipik bir çok aşamalı roket, Şekil 2'de gösterilmektedir. 24. Bir enerji santrali ve her birinde bir yakıt kaynağı bulunan bir faydalı yük VE birkaç ayrılabilir aşamadan oluşur. Birinci kademenin motoru, yükün yanı sıra ikinci ve üçüncü kademeleri (ikinci alt roket) ν 1 hızıyla bilgilendirir. Yakıt tükendikten sonra, ilk aşama roketin geri kalanından ayrılarak yere düşer ve ikinci aşama motor roket üzerinde çalıştırılır. İtişinin etkisi altında, roketin geri kalan kısmı (üçüncü alt roket) ek bir ν 2 hızı kazanır. Daha sonra ikinci aşama, yakıtın bitmesiyle birlikte roketin geri kalanından ayrılarak yere düşer. Bu anda, üçüncü aşama motor açılır ve yükü, ek hız ν 3 hakkında bilgilendirir.

Böylece, çok aşamalı bir rokette, yük birçok kez hızlanır. Üç aşamalı bir roketin toplam ideal hızı, her aşamada elde edilen üç ideal hızın toplamına eşit olacaktır:

V id 3 \u003d ν 1 + ν 2 + ν 3.

Tüm aşamaların motorlarından gaz çıkış hızı aynıysa ve her birinin ayrılmasından sonra roketin geri kalan kısmının ilk ağırlığının son ağırlığa oranı değişmezse, hız artar ν 1 , ν 2 ve ν 3 birbirine eşit olacaktır. O zaman, üç (hatta n) aşamadan oluşan bir roketin hızının, tek aşamalı bir roketin hızının üç katına (veya n katına kadar) eşit olacağını varsayabiliriz.

Aslında çok aşamalı roketlerin her aşamasında farklı egzoz hızları veren motorlar olabilir; sabit bir ağırlık oranı sağlanamayabilir; uçuş hızı değiştikçe hava direnci ve ondan uzaklaştıkça Dünya'nın çekiciliği değişir. Bu nedenle, çok aşamalı bir roketin son hızı, tek aşamalı bir roketin hızının aşama sayısıyla* çarpılmasıyla belirlenemez. Ancak aşama sayısını artırarak roketin hızının birçok kez artırılabileceği doğru olmaya devam ediyor.

* (Bir aşamayı kapatmak ile diğerini açmak arasında, roketin atalet tarafından uçtuğu bir zaman aralığı olabileceği de unutulmamalıdır.)

Ek olarak, çok aşamalı bir roket, tek aşamalı bir roketten önemli ölçüde daha düşük bir toplam yakıt tüketimi ve fırlatma ağırlığı ile aynı yükün belirli bir aralığını sağlayabilir. İnsan zihni doğa yasalarını aşmayı başardı mı? Numara. Sadece bu yasaları öğrenen bir kişi, görevi yerine getirerek yapının yakıtından ve ağırlığından tasarruf edebilir. Tek kademeli bir rokette, en başından aktif bölümün sonuna kadar tüm "kuru" ağırlığını hızlandırırız. Çok aşamalı bir rokette bunu yapmıyoruz. Böylece, üç aşamalı bir rokette, ikinci aşama, birinci aşamanın "kuru" ağırlığını hızlandırmak için artık yakıt harcamaz, çünkü ikincisi atılır. Üçüncü aşama ayrıca birinci ve ikinci aşamaların "kuru" ağırlığının hızlandırılması için yakıt israfı yapmaz. Sadece kendisini ve yükü hızlandırır. Üçüncü (ve genel olarak son) aşama, daha fazla hızlanmaya gerek olmadığı için artık roketin kafasından ayrılamadı. Ancak birçok durumda, yine de ayrılır. Böylece, son aşamaların ayrılması, uyduların taşıyıcı roketlerinde, uzay roketlerinde ve Atlas, Titan, Minuteman, Jüpiter, Polaris, vb. Gibi savaş füzelerinde uygulanmaktadır.

Roketin baş kısmına yerleştirilen bilimsel ekipman uzaya fırlatıldığında son aşamanın ayrılması öngörülmektedir. Bu, ekipmanın doğru çalışması için gereklidir. Bir uydu fırlatıldığında son aşamadan ayrılması da sağlanır. Bu nedenle direnç azalır ve uzun süre var olabilir. Bir savaş balistik füzesi fırlatırken, son aşamanın savaş başlığından ayrılması sağlanır, bunun sonucunda savaş başlığını tespit etmek ve bir anti-füze ile vurmak daha zor hale gelir. Üstelik roketin alçalması sırasında ayrılan son aşama bir tuzak haline geliyor. Atmosfere yeniden giriş sırasında savaş başlığını kontrol etmesi veya uçuşunu stabilize etmesi planlanıyorsa, son aşama olmadan daha küçük bir kütleye sahip olduğu için onu kontrol etmek daha kolaydır. Son olarak, son aşama savaş başlığından ayrılmazsa, hem ısınmadan hem de yanmadan korunmak gerekecektir, bu da kârsızdır.

Tabii ki, yüksek hızlar elde etme sorunu sadece çok aşamalı roketlerin yaratılmasıyla çözülmeyecek. Bu yöntemin dezavantajları da vardır. Gerçek şu ki, aşama sayısındaki artışla roket tasarımı çok daha karmaşık hale geliyor. Adımları ayırmak için karmaşık mekanizmalara ihtiyaç vardır.Bu nedenle, bilim adamları her zaman minimum adım sayısı için çaba göstereceklerdir ve bunun için her şeyden önce, yanma ürünlerinin çıkışının giderek daha fazla hızının nasıl elde edileceğini öğrenmek gerekir. veya başka bir reaksiyonun ürünleri.

Çok aşamalı bir roketin cihazı nedir Roket biliminin kurucusu Tsiolkovsky'nin yazılarında anlatılan klasik uzay uçuşu roketi örneğine bir göz atalım. Çok aşamalı bir roket üretmenin temel fikrini ilk yayınlayan oydu.

Roket prensibi.

Yerçekiminin üstesinden gelmek için roketin büyük bir yakıt kaynağına ihtiyacı vardır ve ne kadar fazla yakıt alırsak roketin kütlesi o kadar büyük olur. Bu nedenle, roketin kütlesini azaltmak için çok aşamalı prensibi üzerine inşa edilmiştir. Her aşama, kendi roket motoru ve uçuş için yakıt ikmali ile ayrı bir roket olarak düşünülebilir.

Bir uzay roketinin aşamalarının cihazı.

Bir uzay roketinin ilk aşaması en büyüğü, uzay uçuşu için bir rokette, 1. aşamanın 6 motoru olabilir ve yük ne kadar ağır olursa, roketin ilk aşamasında o kadar fazla motor olur.

Klasik versiyonda, roketin çevresini çevreliyormuş gibi, bir ikizkenar üçgenin kenarları boyunca simetrik olarak yerleştirilmiş üç tanesi vardır. Bu aşama en büyük ve en güçlüsüdür, roketi koparan odur. Roketin ilk aşamasındaki yakıt tükendiğinde, tüm aşama atılır.

Bundan sonra, roketin hareketi ikinci aşamanın motorları tarafından kontrol edilir. Roketin, Dünya'ya yakın yörüngeye ulaşmak için yeterli olan birinci uzay hızına ulaşması ikinci aşamadaki motorların yardımıyla olduğu için bazen hızlanma olarak adlandırılırlar.

Bu, roketin her aşaması bir öncekinden daha az ağırlığa sahip olacak şekilde birkaç kez tekrarlanabilir, çünkü Dünya'nın yerçekimi kuvveti tırmanışla birlikte azalır.

Bu işlem kaç kez tekrarlanırsa, bir uzay roketinde o kadar çok adım bulunur ki. Roketin son aşaması, manevra (roketin her aşamasında uçuş düzeltme motorları mevcuttur) ve faydalı yükün ve astronotların hedeflerine ulaştırılması için tasarlanmıştır.

cihazı inceledik roket nasıl çalışır, nükleer silah taşıyan korkunç bir silah olan balistik çok aşamalı füzeler, tamamen aynı şekilde düzenlenmiştir ve temel olarak uzay roketlerinden farklı değildir. Hem tüm gezegendeki hem de kendisindeki yaşamı tamamen yok edebilirler.

Çok kademeli balistik füzeler Dünya'ya yakın yörüngeye girerler ve oradan nükleer savaş başlıklarına sahip bölünmüş savaş başlıklarıyla yer hedeflerini vururlar. Aynı zamanda en uzak noktaya uçmaları için 20-25 dakika yeterlidir.