Многоступенчатая ракета: Министерство обороны Российской Федерации. Многоступенчатая ракета: Министерство обороны Российской Федерации Какие бывают многоступенчатые ракеты

На рис. 22 показано, что траектория баллистической ракеты, а следовательно, и дальность ее полета зависит от начальной скорости V 0 и угла Θ 0 между этой скоростью и горизонтом. Этот угол называется углом бросания.

Пусть, например, угол бросания равен Θ 0 = 30°. В этом случае ракета, начавшая свой баллистический полет в точке 0 со скоростью V 0 = 5 км/сек, пролетит по эллиптической кривой II. При V 0 = 8 км/сек ракета пролетит по эллиптической кривой III, при V 0 = 9 км/сек - по кривой IV. Когда скорость будет увеличена до 11,2 км/сек, траектория из замкнутой эллиптической кривой превратится в незамкнутую параболическую и ракета уйдет из сферы притяжения земли (кривая V). При еще большей скорости уход ракеты будет совершаться по гиперболе (VI). Так меняется траектория ракеты при изменении начальной скорости, хотя угол бросания остается неизменным.

Если сохранять постоянной начальную скорость, а менять только угол бросания, то траектория ракеты будет претерпевать не менее значительные изменения.

Пусть, например, начальная "скорость равна V 0 = 8 км/час. Если ракету запустить вертикально вверх (угол бросания Θ 0 = 90°), то теоретически она поднимется на высоту, равную радиусу Земли, и вернется на Землю недалеко от старта (VII). При Θ 0 = 30° ракета полетит по уже рассмотренной нами эллиптической траектории (кривая III). Наконец при Θ 0 = 0° (запуск параллельно горизонту) ракета превратится в спутника Земли с круговой орбитой (кривая I).

Эти примеры показывают, что только путем изменения угла бросания дальность ракет при той же начальной скорости 8 км/сек может иметь диапазон от нуля до бесконечности.

Под каким углом ракета начнет свой баллистический полет? Это зависит от программы управления, которая задана ракете. Можно, например, для каждой начальной скорости выбрать наивыгоднейший (оптимальный) угол бросания, при котором дальность полета будет наибольшей. По мере увеличения начальной скорости этот угол уменьшается. Получающиеся при этом примерные значения дальности, высоты и времени полета показаны в табл. 4.

Таблица 4

Если угол бросания можно менять произвольно, то изменение начальной скорости ограничено, и увеличение ее на каждый 1 км/сек связано с большими техническими проблемами.

К. Э. Циолковским дана формула, позволяющая определить идеальную * скорость ракеты в конце ее разгона двигателями:

V ид = V ист · ln · G нач /G кон,

где V ид - идеальная скорость ракеты в конце активного участка;

V ист - скорость истечения газов из реактивного сопла двигателя;

G нач - начальный вес ракеты;

G кон - конечный вес ракеты;

ln - знак натурального логарифма.

С величиной скорости истечения газов из сопла ракетного двигателя мы познакомились в предыдущем разделе. Для жидких топлив, приведенных в табл. 3, эти скорости ограничены величиной 2200 - 2600 м/сек (или 2,2 - 2,6 км/сек), а для твердых топлив - величиной 1,6 - 2,0 км/сек.

G нач обозначает начальный вес, т. е. полный вес ракеты перед стартом, а G кон - ее конечный вес в конце разгона (после израсходования топлива или выключения двигателей). Отношение этих весов G нач /G кон, входящее в формулу, называется числом Циолковского и косвенно характеризует вес топлива, израсходованного на разгон ракеты. Очевидно, чем больше число Циолковского, тем большую скорость разовьет ракета и, следовательно, тем дальше она пролетит (при прочих равных условиях), Однако число Циолковского, так же как и скорость истечения газов из сопла, имеет свои ограничения.

На рис. 23 показаны разрез типовой одноступенчатой ракеты и ее весовая схема. Помимо баков с топливом, на ракете имеются двигатели, органы и системы управления, обшивка, полезный груз, имеются там и различные конструктивные элементы, вспомогательное оборудование. Поэтому конечный вес ракеты не может быть во много раз меньше ее начального веса. Например, немецкая ракета V-2 весила без топлива 3,9 т, а с топливом 12,9 т. Значит число Циолковского этой ракеты было равно: 12,9/3,9 = 3,31. На современном уровне развития зарубежного ракетостроения это отношение у иностранных ракет достигает величины 5 - 7.

Подсчитаем идеальную скорость одноступенчатой ракеты, приняв V 0 = 2,6 км/сек. и G нач /G кон = 7,

V ид = 2,6 · ln 7 = 2,6 · 1,946 ≈ 5 км/сек.

Из табл. 4 видно, что такая ракета способна достичь дальности порядка 3 200 км. Однако ее фактическая скорость будет меньше 5 км/сек. поскольку двигатель расходует свою энергию не только на разгон ракеты, но и на преодоление сопротивления воздуха, на преодоление силы земного притяжения. Фактическая скорость ракеты составит всего 75 - 80% от идеальной. Следовательно, она будет иметь начальную скорость около 4 км/сек и дальность не более 1800 км * .

* (Дальность, приведенная в табл. 4, дана приближенно, поскольку при ее подсчете не учитывался ряд факторов. Например, не учитывались участки траектории, лежащие в плотных слоях атмосферы, влияние вращения Земли. При стрельбе в восточном направлении дальность полета баллистических ракет получается большей, так как к их скорости относительно Земли прибавляется скорость вращения самой Земли. )

Для создания межконтинентальной баллистической ракеты, запуска искусственных спутников Земли и космических кораблей, а тем более для посылки космических ракет на Луну и планеты необходимо сообщить ракете-носителю значительно большую скорость. Так, для ракеты с дальностью 9000 - 13000 км необходима начальная скорость порядка 7 км/сек. Первая космическая скорость, которую необходимо сообщить ракете, чтобы она могла стать спутником Земли с малой высотой орбиты, равна, как известно, 8 км/сек.

Для выхода из сферы притяжения Земли ракету надо разогнать до второй космической скорости - 11,2 км/сек, для облета Луны (без возвращения на Землю) требуется скорость более 12 км/сек. Облет Марса без возвращения на Землю можно осуществить при начальной скорости около 14 км/сек, а с возвращением на орбиту вокруг Земли - около 27 км/сек. Скорость 48 км/сек требуется для сокращения продолжительности полета к Марсу и обратно до трех месяцев. Увеличение скорости ракеты, в свою очередь, требует расходования все возрастающего количества топлива на разгон.

Пусть, например, мы построили ракету, весящую без топлива 1 кг. Если мы захотим сообщить ей скорость 3, 6, 9 и 12 км/сек, то сколько топлива потребуется для этого заправить в ракету и сжечь при разгоне? Необходимое количество топлива * показано в табл. 5.

* (При скорости истечения 3 км/сек. )

Таблица 5

Не подлежит сомнению, что в корпусе ракеты, "сухой" вес которой равен всего 1 кг, нам удастся вместить 1,7 кг топлива. Но очень сомнительно, что в ней можно разместить его 6,4 кг. И, очевидно, совершенно невозможно заправить в нее 19 или 54 кг топлива. Простой, но достаточно прочный бак, вмещающий такое количество топлива, весит уже значительно больше килограмма. Например, известная автомобилистам двадцатилитровая канистра весит около 3 кг. "Сухой" же вес ракеты, помимо бака, должен включать в себя вес двигателей, конструкции, полезного груза и т. д.

Наш великий соотечественник К. Э. Циолковский нашел другой (и пока единственный) путь, позволяющий решить такую трудную задачу, как достижение ракетой тех скоростей, которые сегодня требуются практикой. Этот путь состоит в создании многоступенчатых ракет.

Типовая многоступенчатая ракета изображена на рис. 24. Она состоит из полезного груза И нескольких отделяемых ступеней с силовой установкой и запасом топлива в каждой. Двигатель первой ступени сообщает полезному грузу, а также второй и третьей ступеням (второй субракете) скорость ν 1 . После израсходования топлива первая ступень отделяется от остальной части ракеты и падает на землю, а на ракете включается двигатель второй ступени. Под действием его тяги оставшаяся часть ракеты (третья субракета) приобретает дополнительную скорость ν 2 . Затем вторая ступень после израсходования топлива также отделяется от оставшейся части ракеты и падает на землю. В это время включается двигатель третьей ступени и сообщает полезному грузу добавочную скорость ν 3 .

Таким образом, в многоступенчатой ракете полезный груз разгоняется многократно. Полная идеальная скорость трехступенчатой ракеты будет равна сумме трех идеальных скоростей, полученных от каждой ступени:

V ид 3 = ν 1 + ν 2 + ν 3 .

Если скорость истечения газов из двигателей всех ступеней одинакова и после отделения каждой из них не меняется отношение начального веса оставшейся части ракеты к конечному, то приросты скорости ν 1 , ν 2 и ν 3 будут равны между собой. Тогда можно считать, что скорость ракеты, состоящей из трех (или вообще п) ступеней, будет равна утроенной (или увеличенной в n раз) скорости одноступенчатой ракеты.

Фактически в каждой ступени многоступенчатых ракет могут стоять двигатели, дающие разные скорости истечения; постоянное отношение весов может не выдерживаться; сопротивление воздуха по мере изменения скорости полета и притяжение Земли по мере удаления от нее изменяются. Поэтому конечная скорость многоступенчатой ракеты не может быть определена простым умножением скорости одноступенчатой ракеты на число ступеней * . Но остается справедливым, что путем увеличения числа ступеней скорость ракеты может быть увеличена во много раз.

* (Следует также иметь в виду, что между выключением одной ступени и включением другой может быть временной интервал, в течение которого ракета летит по инерции. )

Кроме того, многоступенчатая ракета может обеспечить заданную дальность полета одного и того же полезного груза при значительно меньшем общем расходе топлива и стартовом весе, чем одноступенчатая ракета. Неужели человеческий разум сумел обойти законы природы? Нет. Просто человек, познав эти законы, может экономить на топливе и весе конструкции, выполняя поставленную задачу. В одноступенчатой ракете мы от самого старта и до конца активного участка разгоняем весь ее "сухой" вес. В многоступенчатой ракете мы этого не делаем. Так, в трехступенчатой ракете вторая ступень уже не тратит топлива на разгон "сухого" веса первой ступени, ибо последняя отбрасывается. Третья ступень также не тратит топлива на разгон "сухого", веса первой и второй ступеней. Она разгоняет только себя и полезный груз. Третью (и вообще последнюю) ступень можно было бы уже не отсоединять от головной части ракеты, потому что дальнейшего разгона не требуется. Но во многих случаях она все же отделяется. Так, отделение последних ступеней практикуется у ракет-носителей спутников, космических ракет и таких боевых ракет, как "Атлас", "Титан", "Минитмэн", "Юпитер", "Поларис" и др.

Когда в космос запускается научная аппаратура, помещенная в головной части ракеты, то предусматривается отделение последней ступени. Это необходимо для правильного функционирования аппаратуры. Когда запускается спутник, также предусматривается его отделение от последней ступени. Благодаря этому уменьшается сопротивление и он может существовать длительное время. При запуске боевой баллистической ракеты предусматривается отделение последней ступени от боевой головки, вследствие этого труднее становится обнаружить боевую головку и попасть в нее антиракетой. Более того, отделившаяся при снижении ракеты последняя ступень становится ложной целью. Если при возвращении в атмосферу предусмотрено управлять боевой головкой или стабилизировать ее полет, то без последней ступени управлять ею легче, так как она обладает меньшей массой. Наконец, если последнюю ступень не отделить от боевой головки, то надо будет защищать ту и другую от нагрева и сгорания, что невыгодно.

Безусловно, задача получения высоких скоростей движения будет решаться не только созданием многоступенчатых ракет. Этот способ имеет и свои недостатки. Дело в том, что с увеличением числа ступеней сильно осложняется конструкция ракет. Появляется необходимость в сложных механизмах для отделения ступеней, Поэтому ученые всегда будут стремиться к минимальному числу ступеней, а для этого, прежде всего необходимо научиться получать все большие и большие скорости истечения продуктов сгорания или продуктов какой-либо другой реакции.

Ракета является весьма «затратным» транспортным средством. Ракеты-носители космических аппаратов «транспортируют», главным образом, топливо, необходимое для работы их двигателей и собственную конструкцию, состоящую в основном из топливных контейнеров и двигательной установки. На долю полезной нагрузки приходится лишь малая часть стартовой массы ракеты.

Составная ракета позволяет более рационально использовать ресурсы за счёт того, что в полёте ступень, выработавшая своё топливо, отделяется, и остальное топливо ракеты не тратится на ускорение конструкции отработавшей ступени, ставшей ненужной для продолжения полёта. Пример расчёта, подтверждающего эти соображения, приводится в статье Формула Циолковского.

Варианты компоновки ракет. Слева направо:
1. одноступенчатая ракета;
2. двухступенчатая ракета с поперечным разделением;
3. двухступенчатая ракета с продольным разделением.
4. Ракета с внешними топливными ёмкостями, отделяемыми после исчерпания топлива в них.

Трёхступенчатая ракета с поперечным разделением Сатурн-5 без переходников

Конструктивно многоступенчатые ракеты выполняются c поперечным или продольным разделением ступеней.
При поперечном разделении ступени размещаются одна над другой и работают последовательно друг за другом, включаясь только после отделения предыдущей ступени. Такая схема даёт возможность создавать системы, в принципе, с любым количеством ступеней. Недостаток её заключается в том, что ресурсы последующих ступеней не могут быть использованы при работе предыдущей, являясь для неё пассивным грузом.

Трёхступенчатая ракета-носитель с продольно-поперечным разделением Союз-2.

При продольном разделении первая ступень состоит из нескольких одинаковых ракет, работающих одновременно и располагающихся вокруг корпуса второй ступени симметрично, чтобы равнодействующая сил тяги двигателей первой ступени была направлена по оси симметрии второй. Такая схема позволяет работать двигателю второй ступени одновременно с двигателями первой, увеличивая, таким образом, суммарную тягу, что особенно нужно во время работы первой ступени, когда масса ракеты максимальна. Но ракета с продольным разделением ступеней может быть только двухступенчатой.
Существует и комбинированная схема разделения - продольно-поперечная, позволяющая совместить преимущества обеих схем, при которой первая ступень разделяется со второй продольно, а разделение всех последующих ступеней происходит поперечно. Пример такого подхода - отечественный носитель Союз.

Компоновка Спейс Шаттла.
Первая ступень - боковые твёрдотопливные ускорители.
Вторая ступень - орбитер с отделяемым внешним топливным баком. При старте запускаются двигатели обеих ступеней.

Старт Спейс Шаттла.

Уникальную схему двухступенчатой ракеты с продольным разделением имеет космический корабль Спейс Шаттл, первая ступень которого состоит из двух боковых твёрдотопливных ускорителей, а на второй ступени часть топлива содержится в баках орбитера, а большая часть - в отделяемом внешнем топливном баке. Сначала двигательная установка орбитера расходует топливо из внешнего бака, а когда оно будет исчерпано, внешний бак сбрасывается и двигатели продолжают работу на том топливе, которое содержится в баках орбитера. Такая схема позволяет максимально использовать двигательную установку орбитера, которая работает на всём протяжении вывода корабля на орбиту.

При поперечном разделении ступени соединяются между собой специальными секциями - переходниками - несущими конструкциями цилиндрической или конической формы, каждый из которых должен выдерживать суммарный вес всех последующих ступеней, помноженный на максимальное значение перегрузки, испытываемой ракетой на всех участках полёта, на которых данный переходник входит в состав ракеты.
При продольном разделении на корпусе второй ступени создаются силовые бандажи, к которым крепятся блоки первой ступени.
Элементы, соединяющие части составной ракеты, сообщают ей жёсткость цельного корпуса, а при разделении ступеней должны практически мгновенно освобождать верхнюю ступень. Обычно соединение ступеней выполняется с помощью пироболтов. Пироболт - это крепёжный болт, в стержне которого рядом с головкой создается полость, заполняемая бризантным взрывчатым веществом с электродетонатором. При подаче импульса тока на электродетонатор происходит взрыв, разрушающий стержень болта, в результате чего его головка отрывается. Количество взрывчатки в пироболте тщательно дозируется, чтобы, с одной стороны, гарантировать отрыв головки, а, с другой - не повредить ракету. При разделении ступеней на электродетонаторы всех пироболтов, соединяющих разделяемые части, одновременно подаётся импульс тока, и соединение освобождается.
Далее ступени должны быть разведены на безопасное расстояние друг от друга. При разделении ступеней в атмосфере для их разведения может быть использована аэродинамическая сила встречного потока воздуха, а при разделении в пустоте иногда используются вспомогательные небольшие твёрдотопливные ракетные двигатели.
На жидкостных ракетах эти же двигатели служат и для того, чтобы «осадить» топливо в баках верхней ступени: при выключении двигателя низшей ступени ракета летит по инерции, в состоянии свободного падения, при этом жидкое топливо в баках находится во взвешенном состоянии, что может привести к сбою при запуске двигателя. Вспомогательные двигатели сообщают ступени небольшое ускорение, под действием которого топливо «оседает» на днища баков.
На приведённом выше снимке ракеты Сатурн-5, на корпусе третьей ступени виден чёрный корпус одного из вспомогательных твёрдотопливных двигателей разведения 3-й и 2-й ступеней.

Увеличение числа ступеней даёт положительный эффект только до определённого предела. Чем больше ступеней - тем больше суммарная масса переходников, а также двигателей, работающих лишь на одном участке полёта, и, в какой-то момент, дальнейшее увеличение числа ступеней становится контрпродуктивным. В современной практике ракетостроения более четырёх ступеней, как правило, не делается.

При выборе числа ступеней важное значение имеют также вопросы надёжности. Пироболты и вспомогательные РДТТ - элементы одноразового действия, проверить функционирование которых до старта ракеты невозможно. Между тем, отказ только одного пироболта может привести к аварийному завершению полёта ракеты. Увеличение числа одноразовых элементов, не подлежащих проверке функционирования, снижает надёжность всей ракеты в целом. Это также заставляет конструкторов воздерживаться от слишком большого количества ступеней.

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…

Рисунок из книги Казимира Сименовича Artis Magnae Artilleriae pars prima 1650 г.

Многоступе́нчатая раке́та - летательный аппарат , состоящий из двух или более механически соединённых ракет , называемых ступенями , разделяющихся в полёте. Многоступенчатая ракета позволяет достигнуть скорости большей, чем каждая из её ступеней в отдельности.

История

Один из первых рисунков с изображением ракет был опубликован в труде военного инженера и генерала от артиллерии Казимира Сименовича, уроженца Витебского воеводства Речи Посполитой , «Artis Magnae Artilleriae pars prima» (лат. «Великое искусство артиллерии часть первая»), напечатанном в году в Амстердаме , Нидерланды . На нём - трехступенчатая ракета , в которой третья ступень вложена во вторую, а обе они вместе - в первую ступень. В головной части помещался состав для фейерверка . Ракеты были начинены твёрдым топливом - порохом . Это изобретение интересно тем, что оно более трёхсот лет назад предвосхитило направление, по которому пошла современная ракетная техника.

Впервые идея использования многоступенчатых ракет для освоения космоса высказывается в трудах К. Э. Циолковского . В г. он выпустил в свет свою новую книгу под заглавием «Космические ракетные поезда ». Этим термином К. Циолковский назвал составные ракеты или, вернее, агрегат ракет, делающих разбег по земле, потом в воздухе и, наконец, в космическом пространстве. Поезд, составленный, например, из 5 ракет, ведётся сначала первой - головной ракетой; по использовании её горючего, она отцепляется и сбрасывается на землю. Далее, таким же образом, начинает работать вторая, затем третья, четвёртая и, наконец, пятая, скорость которой будет к тому времени достаточно велика, чтобы унестись в межпланетное пространство . Последовательность работы с головной ракеты вызвана стремлением заставить материалы ракет работать не на сжатие, а на растяжение, что позволит облегчить конструкцию. По Циолковскому, длина каждой ракеты - 30 метров. Диаметры - 3 метра. Газы из сопел вырываются косвенно к оси ракет, чтобы не давить на следующие ракеты. Длина разбега по земле - несколько сот километров .

Несмотря на то, что в технических деталях ракетостроение пошло во многом по другому пути (современные ракеты, например, не «разбегаются» по земле, а взлетают вертикально, и порядок работы ступеней современной ракеты - обратный, по отношению к тому, о котором говорил Циолковкий), сама идея многоступенчатой ракеты и сегодня остаётся актуальной.

Варианты компоновки ракет. Слева направо:
1. одноступенчатая ракета;
2. двуступенчатая ракета с поперечным разделением;
3. двуступенчатая ракета с продольным разделением.
4. Ракета с внешними топливными ёмкостями, отделяемыми после исчерпания топлива в них.

Конструктивно многоступенчатые ракеты выполняются c поперечным или продольным разделением ступеней .
При поперечном разделении ступени размещаются одна над другой и работают последовательно друг за другом, включаясь только после отделения предыдущей ступени. Такая схема даёт возможность создавать системы, в принципе, с любым количеством ступеней. Недостаток её заключается в том, что ресурсы последующих ступеней не могут быть использованы при работе предыдущей, являясь для неё пассивным грузом.

При продольном разделении первая ступень состоит из нескольких одинаковых ракет (на практике, от 2-х до 8-и), располагающихся вокруг корпуса второй ступени симметрично, чтобы равнодействующая сил тяги двигателей первой ступени была направлена по оси симметрии второй, и работающих одновременно. Такая схема позволяет работать двигателю второй ступени одновременно с двигателями первой, увеличивая, таким образом, суммарную тягу, что особенно нужно во время работы первой ступени, когда масса ракеты максимальна. Но ракета с продольным разделением ступеней может быть только двуступенчатой.
Существует и комбинированная схема разделения - продольно-поперечная , позволяющая совместить преимущества обеих схем, при которой первая ступень разделяется со второй продольно, а разделение всех последующих ступеней происходит поперечно. Пример такого подхода - отечественный носитель Союз .

Уникальную схему двуступенчатой ракеты с продольным разделением имеет космический корабль Спейс Шаттл , первая ступень которого состоит из двух боковых твёрдотопливных ускорителей, а на второй ступени часть топлива содержится в баках орбитера (собственно многоразового корабля), а бо́льшая часть - в отделяемом внешнем топливном баке . Сначала двигательная установка орбитера расходует топливо из внешнего бака, а когда оно будет исчерпано, внешний бак сбрасывается и двигатели продолжают работу на том топливе, которое содержится в баках орбитера. Такая схема позволяет максимально использовать двигательную установку орбитера, которая работает на всём протяжении вывода корабля на орбиту.

При поперечном разделении ступени соединяются между собой специальными секциями - переходниками - несущими конструкциями цилиндрической или конической формы (в зависимости от соотношения диаметров ступеней), каждый из которых должен выдерживать суммарный вес всех последующих ступеней, помноженный на максимальное значение перегрузки , испытываемой ракетой на всех участках, на которых данный переходник входит в состав ракеты.
При продольном разделении на корпусе второй ступени создаются силовые бандажи (передний и задний), к которым крепятся блоки первой ступени.
Элементы, соединяющие части составной ракеты, сообщают ей жёсткость цельного корпуса, а при разделении ступеней должны практически мгновенно освобождать верхнюю ступень. Обычно соединение ступеней выполняется с помощью пироболтов . Пироболт - это крепёжный болт, в стержне которого рядом с головкой создается полость, заполняемая бризантным взрывчатым веществом с электродетонатором . При подаче импульса тока на электродетонатор происходит взрыв, разрушающий стержень болта, в результате чего его головка отрывается. Количество взрывчатки в пироболте тщательно дозируется, чтобы, с одной стороны, гарантированно оторвать головку, а, с другой - не повредить ракету. При разделении ступеней на электродетонаторы всех пироболтов, соединяющих разделяемые части, одновременно подаётся импульс тока, и соединение освобождается.
Далее ступени должны быть разведены на безопасное расстояние друг от друга. (Запуск двигателя высшей ступени вблизи низшей может вызвать прогар ее топливной емкости и взрыв остатков топлива, который повредит верхнюю ступень, или дестабилизирует её полет.) При разделении ступеней в атмосфере для их разведения может быть использована аэродинамическая сила встречного потока воздуха, а при разделении в пустоте иногда используются вспомогательные небольшие твёрдотопливные ракетные двигатели.
На жидкостных ракетах эти же двигатели служат и для того, чтобы «осадить» топливо в баках верхней ступени: при выключении двигателя низшей ступени ракета летит по инерции, в соотоянии свободного падения, при этом жидкое топливо в баках находится во взвешенном состоянии, что может привести к сбою при запуске двигателя. Вспомогательные двигатели сообщают ступени небольшое ускорение, под действием которого топливо «оседает» на днища баков.
На приведённом выше снимке ракеты

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.