Использование: изобретение относится к ракетной технике, конкретно - к устройству многоступенчатых жидкостных ракет. Сущность изобретения: многоступенчатая ракета включает тандемно расположенные ступени со средствами разделения, ракетными двигателями и баками для компонентов жидкого топлива. В предыдущей ступени бак одного топливного компонента разделен баком другого на переднюю и заднюю секции, в первой из которых утоплен двигатель последующей ступени и имеются средства сообщения с окружающей средой. Целью является снижение энергетических затрат на управление полетом летательного аппарата наряду со снижением конструкционной массы. Целесообразная область применения - баллистические и космические ракеты-носители. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к устройству многоступенчатых жидкостных ракет. Известна многоступенчатая ракета, включающая тандемно расположенные предыдущую и последующую ступени со средствами разделения, ракетными двигателями и баками для компонентов жидкого топлива, в одном из которых утоплен двигатель последующей ступени /1/. Описанная многоступенчатая ракета с утопленным ракетным двигателем (РД) характеризуется относительно малой длиной и, следовательно, малым удалением точки приложения тяги от центра масс летательного аппарата (ЛА), что требует больших управляющих сил для стабилизации ЛА и удержания его на заданной траектории полета. В итоге управление полетом известной ракеты сопряжено с существенными энергетическими потерями или снижением результирующего импульса тяги двигательной установки. Далее, для создания управляющих сил в ракетной ступени с утопленным РД приходится предусматривать вспомогательные рулевые агрегаты в виде специальных РД, камер или сопел малой тяги, что дополнительно снижает удельный импульс тяги, а также усложняет и утяжеляет конструкцию всего ЛА. Описанный недостаток известной многоступенчатой ракеты особенно проявляется для последующей ступени, в одном из баков которой утоплен собственный РД. Изобретение решает техническую задачу снижения энергетических затрат на управление полетом ЛА наряду со снижением массы конструкции ЛА. При этом ожидается технический результат, состоящий в получении указанных выгод, что позволит в конечном счете увеличить долю полезного груза в общей массе ЛА. Поставленная задача решается тем, что в многоступенчатой ракете, включающей тандемно расположенные предыдущую и последующую ступени со средствами разделения, ракетными двигателями и баками для компонентов жидкого топлива, в одном из которых утоплен двигатель последующей ступени согласно изобретению, в предыдущей ступени бак одного топливного компонента разделен баком другого топливного компонента на переднюю и заднюю секции, двигатель последующей ступени утоплен в первой из них, и предусмотрены средства для опережения выработки топливного компонента из первой секции и последующего снижения давления в ней до уровня, обеспечивающего безопасное и контролируемое разделение ступеней, а средства снижения давления в передней секции бака включают одно или несколько перекрываемых сопел, преимущественно ориентированных вдоль продольной оси ракеты и соединенных с указанной секцией посредством трубопровода, проходящего через разделяющий секции бак другого топливного компонента. На чертеже схематично дана предлагаемая многоступенчатая ракета. Она содержит тандемно расположенные первую ступень 1 и вторую ступень 2, соединенные при помощи фланцев с пироболтами 3, в головной части ракеты установлен полезный груз 4, отделяемый при помощи пироустройств 5. Каждая из ступеней 1 (2) содержит образующие корпус ракеты топливные баки (секции) окислителя 6 (7) и горючего 8а, 8б (9) соответственно, ограниченные днищами 10. 15. Все они, кроме заднего днища 10 и переднего 15, представляют собой разделительные внутренние перегородки, общие для смежных баковых секций. Бак горючего первой ступени выполнен из двух секций, задней 8а и передней 8б, которые разделены промежуточным баком окислителя 6 и сообщены между собой посредством проходящего через этот бак расходного тоннельного трубопровода 16 с установленным в нем клапаном 17. В хвостовых частях ракетных ступеней размещены жидкостные РД 18 и 19, соединенные с баками расходными (питающими) трубопроводами окислителя 20, 21 и горючего 22, 23, с целью управления ракетой в полете РД снабжены шарнирными подвесами 24, 25. Передняя секция 8б бака горючего первой ступени и бак горючего 9 второй ступени разделены общим днищем (перегородкой) 13 и под ним смонтирован двигатель 19 второй ступени, погруженный, таким образом, в бак горючего первой ступени. Средства разделения ступеней 3 размещены под упомянутым общим днищем 13; под ним же, в стенке баковой секции 8б, предусмотрены люки 26 (показан один), вскрываемые посредством пирошнуров (не показаны). В частном случае, который представлен штриховыми линиями в левой нижней части чертежа, вместо элементов 16, 17, 26 ракета содержит расходный трубопровод 27 (аналогичный трубопроводу 16) с баковым ответвлением 27а, в котором установлен клапан 28 (аналогичный клапану 17) нижний конец указанного трубопровода выведен на днище 10 и соединен с реактивные соплом 29, перекрытым заглушкой 30. Предлагаемая многоступенчатая ракета функционирует следующим образом. После сборки ракетных ступеней 1 и 2 в единый ЛА и установки на него полезного груза 4 ракету помещают на стартовое устройство и топливные баки заправляют компонентами жидкого ракетного топлива: баки 6,7 жидким окислителем, баки 8а, 8б, 9 жидким горючим; при этом клапан 27 (28) открыт. В заправленной ракете конструкция РД 19 находится в контакте с содержимым баковой секции 8б. По команде "Пуск" производят наддув баковых секций 8, 8б и подают на них топливо по трубопроводам 20, 16 (27), 22 в двигатели 18, что обеспечивает их включение в работу и старт ракеты. Ее полет по заданной траектории обеспечивается путем поворота РД в шарнирных подвесках 24 при помощи рулевых приводов (на чертеже не показаны). После выработки горючего из секции 8б и трубопровода 16 (27) закрывают клапан 17 (28), удаляют люки 26 (заглушку 30 из сопла 29) и включают наддув баковой секции 8а. В результате этих операций РД 18 переключается на питание горючим от секции 8а (окислитель по-прежнему поступает из бака 6). Одновременно секция 8б соединяется с окружающей средой (атмосферой), в которую истекают газы и испаряющиеся остатки горючего из указанной секции, понижая в ней давление. К моменту его падения с первоначальной величины в несколько атмосфер до 0,3.0,5 кгс/см 2 (30.50 кПа) и ниже происходит полная выработка топлива из баков 6, 8а, и РД 18 выключают (перекрытием расходных трубопроводов). Одновременно включают в работу РД 13 (аналогично РД 18) и подрывают пироболты 3. При этом баковая секция 8б отделяется вместе с отработавшей ступенью 1 от остальной части ЛА, а вторая ступень 2 продолжает полет, будучи управляема путем поворота РД 19 в шарнирном подвесе 25 (аналогично первой ступени). После выработки топлива из баков 7, 9 производят выключение РД 19 и задействуют пироустройства 5, отделяющие полезный груз 4 для его самостоятельного функционирования. Предлагаемая многоступенчатая ракета обеспечивает достижение нескольких целей. Первой из них является снижение энергетических затрат на управление полетом ЛА. Как упоминалось, известная ракета с РД, утопленным в баке собственной ступени, ввиду малого удлинения ЛА характеризуется малым удалением точки приложения тяги от центра масс ЛА, что требует значительных управляющих сил для стабилизации ЛА и его удержания на траектории. При утоплении РД последующей ступени в "чужом" баке согласно изобретению длина ДА в целом уменьшается, в то время как последующая ступень сохраняет размеры, характерные для ЛА без утопления РД, а следовательно, энергозатраты на управление полетом последующей ступени и ЛА в целом снижаются. Этому способствует также применимость нашего технического решения к РД, снабженным шарнирными подвесами: после отделения отработавшей ступени утопленный в ее баке РД последующей ступени становится обычным, "неутопленным" и может беспрепятственно отклоняться в шарнирном подвесе. Благодаря этому становится возможным управлять полетом ЛА по тангажу и рысканью, а для многокамерной двигательной установки и по крену с минимальными энергозатратами. Отсутствие специальных рулевых двигателей, камер и сопел упрощает и облегчает конструкцию двигательной установки и ЛА в целом, повышает их надежность. Предлагаемое нами утопление РД в "чужом" баке связано со специфичной проблемой ввиду общепринятого для ракетных ступеней переднего расположения бака окислителя: без принятия специальных мер конструкция утопленного в "чужом" баке РД оказалась бы в неблагоприятном контакте с окислительной средой, что снизило бы надежность ЛА. Во избежание этого нами предложено в предыдущей ступени разделить бак одного топливного компонента (промежуточная баком другого) на переднюю и заднюю секции, в первой из которых утопить РД последующей ступени, обеспечив таким путем контакт конструкции РД с восстановительной средой. При этом сохраняется также унификация РД для обеих ступеней в случае, когда на предыдущей ступени РД также утоплен (в собственном баке). Для достижения унификации может оказаться необходимым секционирование бака окислителя посредством бака горючего: например, при использовании на первой ступени топлива кислород-метан, а на второй топлива кислород-водород, поскольку водородный бак принято размещать спереди. Другая специфичная проблема утопления РД в "чужом" баке касается разделения ступеней. Без принятия специальных мер ступень 2 (см. чертеж) при разрыве силовых связей 3 подверглась бы весьма большому силовому воздействию от приложенного к днищу 13 остаточного давления в баковой секции 8б. Такое воздействие способно вызвать разрушительные для конструкции последующей ступени и полезного груза перегрузки: кроме того, ввиду возможности нерасчетного характера нагрузки разделение ступеней может происходить нестабильно. Для решения этой специфичной проблемы нами предусмотрены средства сообщения передней баковой секции (в которой утоплен РД) с окружающей средой после выработки топливного компонента из указанной секции. В частном случае, указанные средства включают перекрываемые реактивные сопла, преимущественно ориентированные вдоль продольной оси ракеты, и соединенные с указанной секцией посредством тоннельного трубопровода, проходящего через промежуточный бак. Такое частное техническое решение выгодно по энергетическим и массовым характеристикам ЛА: газ и остатки топливного компонента в передней баковой секции используются для создания разгонного тягового импульса; в случае одиночного сопла (которое можно расположить по оси ЛА) число и длина тоннельных вспомогательных трубопроводов минимальна, компоновка получается удобной. Наиболее целесообразной областью использования изобретения представляются баллистические и космические ракеты-носители.
ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ
1. Многоступенчатая ракета, включающая тандемно расположенные предыдущую и последующую ступени со средствами разделения, ракетными двигателями и баками для компонентов жидкого топлива, в одном из которых утоплен двигатель последующей ступени, отличающаяся тем, что в предыдущей ступени бак одного топливного компонента разделен баком другого топливного компонента на переднюю и заднюю секции, двигатель последующей ступени утоплен в первой из них, при этом предусмотрены средства для опережающей выработки топливного компонента из первой секции и последующего снижения давления в ней до уровня, обеспечивающего безопасное и контролируемое разделение ступеней. 2. Ракета по п. 1, отличающаяся тем, что средства снижения давления в передней секции бака включают одно или несколько перекрываемых сопл, преимущественно ориентированных вдоль продольной оси ракеты и соединенных с указанной секцией посредством трубопровода, проходящего через разделяющий секции бак другого топливного компонента.Изобретение относится к многоразовым транспортным космическим системам. Предлагаемая ракета содержит осесимметричный корпус с полезной нагрузкой, маршевую двигательную установку и взлетно-посадочные амортизаторы. Между стойками указанных амортизаторов и соплом маршевого двигателя установлен теплозащитный экран, выполненный в виде пустотелого тонкостенного отсека из теплостойкого материала. Техническим результатом изобретения является минимизация газодинамических и тепловых нагрузок на амортизаторы от работающего маршевого двигателя при стартах и посадках ракеты-носителя и обеспечение вследствие этого требуемой надежности амортизаторов при многократном (до 50 раз) использовании ракеты. 1 ил.
Авторы патента:
Вавилин Александр Васильевич (RU)
Усолкин Юрий Юрьевич (RU)
Фетисов Вячеслав Александрович (RU)
Владельцы патента RU 2309088:
Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный ракетный центр "КБ им. академика В.П. Макеева" (RU)
Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к многоразовым транспортным космическим системам (МТКС) нового поколения типа «Космическая орбитальная ракета - одноступенчатый носитель аппаратов» («КОРОНА») при пятидесяти- стократном ее использовании без капитального ремонта, которая является возможной альтернативой крылатым многоразовым системам типа «Спейс Шаттл» и «Буран».
Система «КОРОНА» предназначена для выведения полезной нагрузки (космических аппаратов (КА) и КА с разгонными блоками (РБ) на низкие околоземные орбиты в диапазоне высот от 200 до 500 км с наклонением, равным наклонению орбиты выводимого КА или близким к нему.
Известно, что при старте ракета расположена на пусковом устройстве, при этом находится в вертикальном положении и опирается на четыре опорных кронштейна хвостового отсека, на который действует вес полностью заправленной ракеты и ветровые нагрузки, создающие опрокидывающий момент, которые при одновременном действии являются наиболее опасными для прочности хвостового отсека ракеты (см., например, И.Н.Пенцак. Теория полета и конструкция баллистических ракет. - М.: Машиностроение, 1974, стр.112, Рис.5.22, стр.217, Рис.11.8, стр.219). Нагрузка при стоянке полностью заправленной ракеты распределяется на все опорные кронштейны.
Одним из принципиальных вопросов предлагаемой МТКС является разработка взлетно-посадочных амортизаторов (ВПА).
Проведенные в Государственном ракетном центре (ГРЦ) работы над проектом «КОРОНА» показали, что наиболее неблагоприятным случаем нагружения ВПА является посадка ракеты.
Нагрузка на ВПА при стоянке полностью заправленной ракеты распределяется на все опоры, в то время как при посадке, с большой долей вероятности, из-за допускаемого отклонения от вертикального положения корпуса ракеты возможна реализация случая, когда нагрузка приходится на одну опору. С учетом наличия вертикальной скорости эта нагрузка оказывается сопоставимой или даже превышающей нагрузку на стоянке.
Это обстоятельство позволило принять решение от отказе от специального стартового стола, перенеся силовые функции последнего на ВПА ракеты, что значительно упрощает стартовые сооружения для систем типа «КОРОНА», и соответственно, снижаются затраты на их строительство.
Наиболее близким аналогом предлагаемого изобретения является многоразовая одноступенчатая ракета-носитель «КОРОНА» вертикального взлета и посадки, содержащая осесимметричный корпус с полезной нагрузкой, маршевую двигательную установку и взлетно-посадочные амортизаторы (см. А.В.Вавилин, Ю.Ю.Усолкин «О возможных путях развития многоразовых транспортных космических систем (МТКС)», РК техника, научно-технический сборник, серия XIY, выпуск 1 (48), часть П, расчет, экспериментальные исследования и проектирование баллистических ракет с подводным стартом, г. Миасс, 2002 г., стр.121, рис.1, стр.129, рис.2).
Недостатком конструкции ракеты-аналога является то, что ее ВПА расположены в зоне газодинамического и теплового воздействия пламени, выходящего из центрального сопла маршевой двигательной установки (МДУ) при многократном старте и посадке ракеты, в результате чего не обеспечивается надежная работа конструкции одного ВПА при требуемом ресурсе его использования (до ста полетов при двадцатипроцентном запасе по ресурсу).
Техническим результатом при использовании одноступенчатой многоразовой ракеты-носителя вертикального взлета и посадки является обеспечение требуемой надежности конструкции одного ВПА при пятидесятистократном использовании ракеты-носителя путем минимизации газодинамических и тепловых нагрузок на ВПА от работающей МДУ при многократных старте и посадках ракеты.
Сущность изобретения состоит в том, что в известной одноступенчатой многоразовой ракете-носителе вертикального взлета и посадки, содержащей осесимметричный корпус с полезной нагрузкой, маршевую двигательную установку и взлетно-посадочные амортизаторы, в ней между стойками взлетно-посадочных амортизаторов и соплом маршевого двигателя установлен теплозащитный экран.
По сравнению с ближайшей ракетой-аналогом предлагаемая одноступенчатая многоразовая ракета-носитель вертикального взлета и посадки обладает лучшими функционально-эксплуатационными возможностями, т.к. в ней обеспечивается необходимая надежность конструкции одного ВПА (не ниже 0,9994) при заданном сроке эксплуатации одной ракеты-носителя (до ста пусков) путем изоляции (с помощью теплозащитного экрана) стоек ВПА от газодинамических и тепловых нагрузок работающей МДУ при заданном ресурсе (до ста) полетов ракеты-носителя при его многократных старте и посадках.
Для пояснения технической сущности предлагаемого изобретения показана схема предлагаемой ракеты-носителя с осесимметричным корпусом 1, соплом 2 маршевой двигательной установки, стойками взлетно-посадочного амортизатора 3 и теплозащитным экраном 4 пустотелого тонкостенного отсека из теплостойкого материала, который изолирует стойки взлетно-посадочного амортизатора от газодинамического и теплового воздействия пламени из центрального сопла маршевой двигательной установки при взлете и посадке ракеты.
Таим образом, предлагаемая многоразовая ракета-носитель вертикального взлета и посадки обладает более широкими функционально-эсплуатационными возможностями по сравнению с ближайшим аналогом путем повышения надежности одного взлетно-посадочного амортизатора при заданном ресурсе полетов ракеты-носителя, на котором этот взлетно-посадочный амортизатор расположен.
Одноступенчатая многоразовая ракета-носитель вертикального взлета и посадки, содержащая осесимметричный корпус с полезной нагрузкой, маршевую двигательную установку и взлетно-посадочные амортизаторы, отличающаяся тем, что в ней между стойками взлетно-посадочных амортизаторов и соплом маршевого двигателя установлен теплозащитный экран, выполненный в виде пустотелого тонкостенного отсека из теплостойкого материала.
Разработка системы посадки - число опор их устройство при условии минимизации их массы очень сложная задача...
Posts from This Journal “Патенты” Tag
Подними передний мост!!!
Отличная идея! Буквально недавно эта идея видел в роботизированной машинке и вот снова... Поворот на одной оси тоже прекрасен. Переход к…
Двигатель CTL Atkinson cycle
Неплохо придумано! Громоздкий классический механизм Аткинсона заменен более компактным механизмом. Жалко даже из этой картинки не совсем…
Если ты изобретатель и не изобрел велосипед - грош тебе цена как изобретателю!
Патент РФ 2452649 Рама велосипеда Захаров Андрей Андреевич Изобретение относится к однобалочным пластиковым рамам, снабженным элементами,…
ДВС CITS V-Twin и патент на него
Clean Two-Stroke CITS V-Twin Engine Уже работает тестовый экземпляр Two stroke engine porting arrangement US 20130228158 A1 ABSTRACT A…
Фотонный лазерный двигатель
Photonic Laser Thruster - оказывается название не из фантастики, а изделие вполне уже рабочее... Photonic Laser Thruster (PLT) is a pure photon…
Главная Энциклопедия Словари Подробнее
Многоступенчатая ракета
Ракета, у которой ракета-носитель включает более чем одну ступень. Ступень – это отделяемая в процессе полета часть ракеты, включающая агрегаты и системы, завершившие свое функционирование к моменту отделения. Главной составной частью ступени является двигательная установка (см. Ракетный двигатель) ступени, время функционирования которой определяет время функционирования других элементов ступени.
Двигательные установки, принадлежащие разным ступеням, могут функционировать как последовательно, так и параллельно. При последовательном функционировании маршевая двигательная установка последующей ступени включается после завершения работы маршевой двигательной установки предыдущей ступени. При параллельном функционировании маршевые двигательные установки смежных ступеней работают вместе, но двигательная установка предшествующей ступени завершает функционирование и отделяется до завершения работы последующей ступени. Номера ступеней определяются по порядку их отделения от ракеты.
Прообразом многоступенчатых ракет являются составные ракеты, у которых не предполагалось последовательно отделять отработавшие части. Впервые о составных ракетах упоминается еще в XVI веке в работе «О пиротехнике» (Венеция, 1540) итальянского ученого и инженера Ванноччо Бирингуччо (1480-1539).
В XVII веке польско-белорусско-литовский ученый Казимир Семинович (Семинавичус) (1600-1651) в своей книге «Великое искусство артиллерии» (Амстердам, 1650), которая на протяжении 150 лет являлась основополагающим научным трудом по артиллерии и пиротехнике, приводит чертежи многоступенчатых ракет. Именно Семенович, по мнению многих специалистов, является первым изобретателем многоступенчатой ракеты.
Первый патент в 1911 на многоступенчатую ракету получил бельгийский инженер Андре Бинг. Ракета Бинга перемещалась за счет последовательного подрыва пороховых шашек. В 1913 обладателем патента стал американский ученый Роберт Годдард. В конструкции ракеты Годара предусмотрено последовательное отделение ступеней.
В начале XX века исследованием многоступенчатых ракет занимался целый ряд известных ученых. Наиболее значительный вклад в идею создания и практического использования многоступенчатых ракет внес К.Э. Циолковский (1857-1935), изложивший свои взгляды в работах «Ракетные космические поезда» (1927) и «Наибольшая скорость ракеты» (1935). Идеи Циолковского К.Э. получили широкое распространение и реализацию.
В РВСН первой многоступенчатой ракетой, принятой на вооружение в 1960 году, была ракета Р-7 (см. Ракета стратегического назначения). Двигательные установки двух ступеней ракеты, размещенные параллельно, использующие в качестве компонентов топлива жидкий кислород и керосин, обеспечивали доставку 5400 кг. полезной нагрузки на дальность до 8000 км. Достигнуть тех же результатов одноступенчатой ракетой было невозможно. Кроме того, на практике было установлено, что при переходе от одноступенчатой к двухступенчатой конструкции ракеты можно добиваться многократного увеличения дальности при менее значительном росте стартовой массы.
Это преимущество ярко проявилось при создании одноступенчатой ракеты средней дальности Р-14 и двухступенчатой межконтинентальной ракеты Р-16. При сходстве основных энергетических характеристик дальность полета ракеты Р-16 больше, чем ракеты Р-14 в 2,5 раза, при этом ее стартовая масса больше только в 1,6 раза.
При создании современных ракет выбор числа ступеней определяется многими факторами, а именно, энергетическими характеристиками топлив, свойствами конструкционных материалов, совершенством конструктивного исполнения агрегатов и систем ракеты и др. Также учитывается, что конструкция ракеты с меньшим числом ступеней проще, ее стоимость ниже, время создания короче. Анализ конструкции современных ракет позволяет выявить зависимость числа ступеней от вида топлива и дальности полета.
Каково устройство многоступенчатой ракеты разберем на классическом примере ракеты для полета в космос, описанном в трудах Циолковского, родоначальника ракетостроения. Именно им первым была опубликована принципиальная идея изготовления ракеты многоступенчатой.
Принцип действия ракеты.
Для того чтобы преодолеть земное притяжение, ракете необходим большой запас топлива, при этом, чем больше топлива мы берем, тем больше получается масса ракеты. Поэтому для уменьшения массы ракеты их строят на принципе многоступенчатости. Каждую ступень можно рассматривать как отдельную ракету с собственным ракетным двигателем и запасом топлива для полета.
Устройство ступеней космической ракеты.
Первая ступень космической ракеты
самая большая, в ракете для полета космос двигателей 1ой ступени может быть до 6 и более чем тяжелей груз необходимо вывести в космос, тем больше двигателей в первой ступени ракеты.
В классическом варианте их три, расположены симметрично по краям равнобедренного треугольника как бы опоясывающего ракету по периметру. Эта ступень самая большая и мощная, именно она отрывает ракету . Когда топливо в первой ступени ракеты израсходовано вся ступень отбрасывается.
После этого движением ракеты управляют двигатели второй ступени. Их иногда называют разгонными, поскольку именно с помощью двигателей второй ступени ракета достигает первой космической скорости, достаточной для выхода на околоземную орбиту.
Так может повторяться несколько раз, при этом каждая ступень ракеты весит меньше предыдущей, поскольку с набором высоты сила притяжения Земли уменьшается.
Сколько раз повторяется этот процесс столько и ступеней содержит космическая ракета. Последняя ступень ракеты предназначена для маневрирования (маршевые двигатели для коррекции полета имеются в каждой ступени ракеты) и доставки полезного груза и космонавтов к месту назначения.
Мы рассмотрели устройство и принцип действия ракеты
, точно также устроены и принципиально не отличаются от космических ракет баллистические многоступенчатые ракеты, страшное оружие несущее ядерное оружие. Они способны полностью уничтожить как жизнь на всей планете, так и саму .
Многоступенчатые баллистические ракеты выходят на околоземную орбиту и уже оттуда поражают наземные цели разделившимися боеголовками с ядерными зарядами. При этом чтобы долететь до самой удаленной точки им достаточно 20-25 минут.
Сегодня мы расскажем об устройстве и работе многоступенчатой ракеты. Есть несколько схем таких ракет и каждая по своему уникальна.
В схеме с поперечным делением ступеней двигательные установки работают последовательно; в схеме с продольным делением двигательные установки последующей ступени могут работать одновременно с двигательными установками предыдущей ступени; в комбинированной схеме и одновременно, и последовательно. Множество различных моделей разработано в SpaceX.
К комбинированной схеме относится известная трехступенчатая ракета-носитель космического корабля «Восток», модификации которой вот уже почти четверть века выводят в космос самые различные космические аппараты. Мы расскажем о ней несколько подробнее в следующей статье.
В полете, когда еще израсходован не весь запас топлива, а лишь находящийся в баках одной ступени, происходит сброс использованных и не нужных для дальнейшего полета элементов конструкции. Пока работают двигатели первой ступени, мы можем рассматривать остальную часть ракеты в качестве полезной нагрузки.
После отделения первой ступени работают двигатели второй ступени. Они-то и добавляют к уже имеющейся скорости свою собственную и в результате суммарная скорость становится большей.
Следует отметить, что значение коэффициента К для многоступенчатой ракеты обычно немного больше, чем для одноступенчатой, так как при подъеме ракеты плотность воздуха, а следовательно, и его сопротивление постепенно уменьшаются.
Рассмотрим на конкретном примере преимущества многоступенчатой ракеты. Предположим, что поставлена задача сообщить ракете первую космическую скорость. Конструктивное совершенство ее таково, что в каждой ее ступени масса топлива составляет 80%, а на долю конструкции приходятся остальные 20%. Примем скорость истечения газов двигателей всех ступеней, равной 3000 м/с.
Условимся, что коэффициент К также остается постоянным у каждой ступени. Расчет показывает, что при этих условиях, как уже было показано выше, к концу работы двигателей первой ступени ракета разовьет скорость V1, равную 3381 м/с. После окончания работы двигателей первой ступени она отделяется, а оставшаяся часть ракеты продолжает движение. Но так как полет этой ракеты начнется не из состояния покоя, и она уже имеет скорость V1, равную 3381 м/с, то конечная скорость ее составит 6762 м/с. При скорости истечения с-3500 м/с и 4000 м/с соответственно получим V3 = 7900 м/с и 9000 м/с.
Итак, решение задачи достижения первой космической скорости найдено. Для получения же еще больших скоростей надо только увеличивать число ступеней. Однако при переходе даже от одноступенчатых ракет малой массы к более тяжелым конструкторы встретились с рядом значительных трудностей.
Они состоят в том, что при увеличении линейных размеров, например в два раза, объем и масса ракеты возрастают в восемь раз, а поперечное сечение конструкции ее элементов - в четыре раза. Соответственно возрастают, примерно в два раза, и механические напряжения, вызываемые инерционными силами.
Поэтому увеличение размера и массы ракеты не может быть достигнуто простым воспроизведением ее в более крупном масштабе. Вот почему еще на заре развития ракетной техники среди конструкторов зародилась такая крылатая фраза: «Мы должны быть ювелирами в своей работе». Она не потеряла своего значения и поныне.
