Какво представляват многостепенните ракети? Многостепенна ракета: Министерство на отбраната на Руската федерация. Едностепенни ракети с течно гориво

На фиг. 22 показва, че траекторията на балистична ракета, а оттам и обхватът на нейния полет, зависи от началната скорост V 0 и ъгъла Θ 0 между тази скорост и хоризонта. Този ъгъл се нарича ъгъл на хвърляне.

Нека, например, ъгълът на хвърляне е равен на Θ 0 = 30°. В този случай ракетата, започнала своя балистичен полет в точка 0 със скорост V 0 = 5 км/сек, ще лети по елиптичната крива II. При V 0 = 8 км/сек ракетата ще лети по елипсовидна крива III, при V 0 = 9 км/сек по крива IV. Когато скоростта се увеличи до 11,2 km/s, траекторията от затворена елиптична крива ще се превърне в отворена параболична и ракетата ще напусне сферата на гравитацията на земята (крива V). При още по-висока скорост ракетата ще избяга по хипербола (VI). Така се променя траекторията на ракетата с промяна на началната скорост, въпреки че ъгълът на хвърляне остава непроменен.

Ако поддържате първоначалната скорост постоянна и променяте само ъгъла на хвърляне, тогава траекторията на ракетата ще претърпи не по-малко значителни промени.

Нека, например, първоначалната "скорост е равна на V 0 = 8 km / h. Ако ракетата се изстреля вертикално нагоре (ъгъл на хвърляне Θ 0 = 90 °), тогава теоретично тя ще се издигне на височина, равна на радиуса на Земята и се връща на Земята недалеч от старта ( VII) При Θ 0 = 30°, ракетата ще лети по елиптичната траектория, която вече разгледахме (крива III). И накрая, при Θ 0 = 0° (стартиране успоредно на хоризонта), ракетата ще се превърне в спътник на Земята с кръгова орбита (крива I).

Тези примери показват, че само чрез промяна на ъгъла на хвърляне обхватът на ракетите при същата начална скорост от 8 km / s може да има диапазон от нула до безкрайност.

Под какъв ъгъл ще започне балистичния си полет ракетата? Зависи от програмата за управление, която се дава на ракетата. Възможно е, например, за всяка начална скорост да се избере най-изгодният (оптимален) ъгъл на хвърляне, при който обхватът на полета ще бъде най-голям. С увеличаване на началната скорост този ъгъл намалява. Получените приблизителни стойности на обхвата, надморската височина и времето на полета са показани в табл. 4.

Таблица 4

Ако ъгълът на хвърляне може да се променя произволно, тогава промяната в началната скорост е ограничена и увеличаването й с всеки 1 km / s е свързано с големи технически проблеми.

К. Е. Циолковски даде формула, която дава възможност да се определи идеалната скорост на ракета в края на нейното ускорение от двигатели:

V id \u003d V ist ln G начало / G край,

където V id - идеалната скорост на ракетата в края на активния участък;

V ist - скоростта на изтичане на газове от реактивната дюза на двигателя;

G beg - първоначалното тегло на ракетата;

G con - крайното тегло на ракетата;

ln е знакът на естествения логаритъм.

Запознахме се със стойността на скоростта на изтичане на газове от дюзата на ракетен двигател в предишния раздел. За течните горива, дадени в табл. 3 тези скорости са ограничени до 2200 - 2600 m/s (или 2,2 - 2,6 km/s), а за твърдите горива - до 1,6 - 2,0 km/s.

G start означава началното тегло, т.е. общото тегло на ракетата преди изстрелването, а G end е крайното й тегло в края на ускорението (след изчерпване на горивото или изключване на двигателите). Съотношението на тези тегла G beg /G con, включено във формулата, се нарича числото на Циолковски и косвено характеризира теглото на горивото, използвано за ускоряване на ракетата. Очевидно е, че колкото по-голямо е числото на Циолковски, толкова по-голяма скорост ще развие ракетата и следователно толкова по-далече ще лети (при други равни условия), но числото на Циолковски, както и скоростта на изтичане на газове от соплото, има своите ограничения.

На фиг. 23 показва разрез на типична едностепенна ракета и нейната тегловна диаграма. В допълнение към резервоарите за гориво ракетата има двигатели, органи за управление и системи за управление, обшивка, полезен товар и различни конструктивни елементи и спомагателно оборудване. Следователно крайното тегло на ракетата не може да бъде многократно по-малко от първоначалното й тегло. Например немската ракета V-2 тежи 3,9 тона без гориво и 12,9 тона с гориво.Това означава, че числото на Циолковски на тази ракета е: 12,9 / 3,9 = 3,31. При сегашното ниво на развитие на чуждестранната ракетна наука това съотношение за чуждестранни ракети достига 5–7.

Нека изчислим идеалната скорост на едностепенна ракета, като вземем V 0 = 2,6 km/sec. и G начало / G край = 7,

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

От табл. 4 показва, че такава ракета е в състояние да достигне обсег от около 3200 км. Реалната му скорост обаче ще бъде под 5 км/сек. тъй като двигателят изразходва енергията си не само за ускорение на ракетата, но и за преодоляване на съпротивлението на въздуха, за преодоляване на силата на гравитацията. Реалната скорост на ракетата ще бъде само 75 - 80% от идеалната. Следователно, той ще има начална скорост от около 4 км/сек и пробег от не повече от 1800 км*.

* (Диапазонът, даден в табл. 4 е дадено приблизително, тъй като при изчисляването му не са взети предвид редица фактори. Например не са взети предвид участъци от траекторията, лежащи в плътни слоеве на атмосферата и влиянието на въртенето на Земята. При стрелба в източна посока обхватът на полета на балистичните ракети е по-голям, тъй като скоростта на въртене на самата Земя се добавя към тяхната скорост спрямо Земята.)

За да се създаде междуконтинентална балистична ракета, да се изстрелят изкуствени спътници на Земята и космически кораби и още повече да се изпратят космически ракети до Луната и планетите, е необходимо да се придаде значително по-висока скорост на ракетата-носител. Така че за ракета с обсег от 9000 - 13 000 км е необходима начална скорост от около 7 km / s. Първата космическа скорост, която трябва да се даде на една ракета, за да може тя да стане спътник на Земята с ниска орбитална височина, е, както е известно, 8 км/сек.

За да излезе от сферата на гравитацията на Земята, ракетата трябва да се ускори до втората космическа скорост - 11,2 km / s, за да лети около Луната (без да се връща на Земята) е необходима скорост над 12 km / s. Прелитане на Марс без връщане на Земята може да се извърши при начална скорост около 14 km/s, а с връщане в орбита около Земята - около 27 km/s. Необходима е скорост от 48 km/s, за да се намали продължителността на полета до Марс и обратно до три месеца. Увеличаването на скоростта на ракетата от своя страна изисква разход на все по-голямо количество гориво за ускорение.

Да предположим, че сме построили ракета с тегло 1 кг без гориво. Ако искаме да й кажем скоростта от 3, 6, 9 и 12 km / s, тогава колко гориво ще трябва да се напълни в ракетата и да изгори по време на ускорението? Необходимото количество гориво * е показано в табл. пет.

* (Със скорост на изтичане 3 км/сек.)

Таблица 5

Няма съмнение, че в тялото на ракета, чието "сухо" тегло е само 1 кг, ще можем да поберем 1,7 кг гориво. Но е много съмнително, че може да побере неговите 6,4 кг. И, очевидно, е абсолютно невъзможно да го напълните с 19 или 54 кг гориво. Един прост, но достатъчно здрав резервоар, който може да побере такова количество гориво, вече тежи много повече от килограм. Например, двадесетлитрова кутия, известна на автомобилистите, тежи около 3 кг. „Сухото“ тегло на ракетата, освен резервоара, трябва да включва теглото на двигателите, конструкцията, полезния товар и т.н.

Нашият велик сънародник К. Е. Циолковски намери друг (и засега единствен) начин за решаване на такава трудна задача като постигането на скоростта на ракетата, която се изисква от практиката днес. Този път се състои в създаването на многостепенни ракети.

Типична многостепенна ракета е показана на фиг. 24. Състои се от полезен товар И няколко отделяеми степени с електроцентрала и запас от гориво във всяка. Двигателят на първата степен информира полезния товар, както и втората и третата степен (втората подракета) със скорост ν 1 . След изчерпване на горивото първата степен се отделя от останалата част на ракетата и пада на земята, а двигателят на втората степен се включва на ракетата. Под действието на тягата останалата част от ракетата (третата подракета) придобива допълнителна скорост ν 2 . Тогава втората степен след изчерпване на горивото също се отделя от останалата част на ракетата и пада на земята. По това време двигателят на третата степен се включва и информира полезния товар за допълнителната скорост ν 3 .

Така в една многостепенна ракета полезният товар се ускорява многократно. Общата идеална скорост на тристепенна ракета ще бъде равна на сумата от трите идеални скорости, получени от всяка степен:

V id 3 \u003d ν 1 + ν 2 + ν 3.

Ако скоростта на изтичане на газовете от двигателите на всички степени е еднаква и след отделянето на всяка от тях съотношението на първоначалното тегло на останалата част от ракетата към крайната не се променя, тогава скоростта се увеличава ν 1 , ν 2 и ν 3 ще бъдат равни един на друг. Тогава можем да предположим, че скоростта на ракета, състояща се от три (или дори n) степени, ще бъде равна на утроена (или увеличена с n пъти) скоростта на едностепенна ракета.

Всъщност във всеки етап на многостепенните ракети може да има двигатели, които дават различни скорости на изпускане; може да не се поддържа постоянно тегловно съотношение; съпротивлението на въздуха при промяна на скоростта на полета и привличането на Земята при отдалечаване от нея се променя. Следователно крайната скорост на многостепенна ракета не може да се определи чрез просто умножаване на скоростта на едностепенна ракета по броя на степените*. Но си остава вярно, че чрез увеличаване на броя на степените скоростта на ракетата може да се увеличи многократно.

* (Трябва също така да се има предвид, че между изключването на една степен и включването на друга може да има интервал от време, през който ракетата лети по инерция.)

В допълнение, една многостепенна ракета може да осигури даден диапазон от същия полезен товар при много по-нисък общ разход на гориво и тегло при изстрелване от едностепенна ракета. Успя ли човешкият ум да заобиколи законите на природата? Не. Просто човек, който е научил тези закони, може да спести гориво и тегло на конструкцията, изпълнявайки задачата. При едностепенна ракета от самото начало до края на активния участък ускоряваме цялото й „сухо” тегло. В многостепенна ракета ние не правим това. И така, в тристепенна ракета втората степен вече не изразходва гориво за ускоряване на "сухото" тегло на първата степен, тъй като последната се изхвърля. Третата степен също не изразходва гориво за ускоряване на "сухото" тегло на първата и втората степен. Ускорява само себе си и полезния товар. Третият (и като цяло последният) етап вече не може да бъде изключен от главата на ракетата, тъй като не е необходимо допълнително ускорение. Но в много случаи все пак се разделя. По този начин разделянето на последните етапи се практикува в ракети-носители на сателити, космически ракети и такива бойни ракети като Atlas, Titan, Minuteman, Jupiter, Polaris и др.

При изстрелване в космоса научна апаратура, поставена в головната част на ракетата, се предвижда отделяне на последната степен. Това е необходимо за правилното функциониране на оборудването. При изстрелване на спътник се предвижда и отделянето му от последната степен. Поради това съпротивлението намалява и може да съществува дълго време. При изстрелване на бойна балистична ракета се осигурява отделянето на последния етап от бойната глава, в резултат на което става по-трудно да се открие бойната глава и да се удари с противоракета. Освен това последната степен, отделена при спускането на ракетата, се превръща в примамка. Ако по време на връщане в атмосферата се планира да се контролира бойната глава или да се стабилизира нейният полет, тогава без последния етап е по-лесно да се контролира, тъй като има по-малка маса. И накрая, ако последният етап не е отделен от бойната глава, тогава ще е необходимо да се защити както от нагряване, така и от изгаряне, което е нерентабилно.

Разбира се, проблемът с получаването на високи скорости ще бъде решен не само чрез създаването на многостепенни ракети. Този метод също има своите недостатъци. Факт е, че с увеличаване на броя на етапите дизайнът на ракетите става много по-сложен. Има нужда от сложни механизми за разделяне на стъпките.Затова учените винаги ще се стремят към минималния брой стъпки и за това, на първо място, е необходимо да се научите как да получавате все повече и повече скорости на изтичане на продуктите от горенето или продукти от някаква друга реакция.

Проектът е разработен по поръчка на рисков инвеститор от ЕС.

Цената на извеждането на космически кораби в орбита все още е много висока. Това се дължи на високата цена на ракетните двигатели, скъпата система за управление, скъпите материали, използвани в напрегнатия дизайн на ракетите и техните двигатели, сложната и като правило скъпа технология за тяхното производство, подготовка за изстрелване и главно тяхното еднократно използване.

Делът на цената на носителя в общите разходи за изстрелване на космически кораб варира. Ако носителят е сериен и устройството е уникално, тогава около 10%. Напротив, може да достигне 40% и повече. Това е много скъпо и затова възникна идеята да се създаде ракета-носител, която подобно на въздушен лайнер да излети от космодрума, да лети в орбита и, оставяйки сателит или космически кораб там, да се върне в космодрума.

Първият опит за реализиране на подобна идея беше създаването на системата Space Shuttle. Въз основа на анализа на недостатъците на еднократните носители и системата Space Shuttle, направен от Константин Феоктистов (К. Феоктистов. Траекторията на живота. Москва: Вагриус, 2000. ISBN 5-264-00383-1. Глава 8. Ракета като самолет), има представа за качествата, които трябва да притежава една добра ракета-носител, за да осигури доставката на полезен товар в орбита с минимални разходи и с максимална надеждност. Това трябва да бъде система за многократна употреба, способна на 100-1000 полета. Повторната употреба е необходима както за намаляване на разходите за всеки полет (разходите за разработка и производство се разпределят върху броя на полетите), така и за повишаване на надеждността на изстрелването на полезен товар в орбита: всяко пътуване с кола и полет на самолет потвърждава правилността на неговият дизайн и висококачествена изработка. Следователно е възможно да се намалят разходите за застраховане на полезния товар и застраховане на самата ракета. Само машините за многократна употреба могат да бъдат наистина надеждни и евтини за работа - като парен локомотив, кола, самолет.

Ракетата трябва да е едностепенна. Това изискване, подобно на повторното използване, е свързано с минимизиране на разходите и осигуряване на надеждност. Всъщност, ако ракетата е многостепенна, тогава дори ако всички нейни степени се върнат безопасно на Земята, тогава преди всяко изстрелване те трябва да бъдат сглобени в едно цяло и е невъзможно да се провери правилното сглобяване и функциониране на процесите на степента отделяне след сглобяването, тъй като при всяка проверка сглобената машина трябва да се разпадне. Не са тествани, не са тествани за функциониране след сглобяване, връзките стават, така да се каже, за еднократна употреба. И пакет, свързан с възли с намалена надеждност, също става за еднократна употреба до известна степен. Ако ракетата е многостепенна, тогава цената на нейната експлоатация е по-голяма от цената на експлоатация на едностепенна машина поради следните причини:

• За едностепенна машина не са необходими разходи за сглобяване.
• Не е необходимо да се отделят площадки за кацане на повърхността на Земята за кацане на първите етапи и следователно не е необходимо да се плаща за техния наем, поради факта, че тези площи не се използват в икономиката.
• Няма нужда да плащате за транспортирането на първите стъпки до стартовата площадка.
• Зареждането с гориво на многостепенна ракета изисква по-сложна технология, повече време. Сглобяването на пакета и доставката на етапите до стартовата площадка не се поддават на проста автоматизация и следователно изискват участието на повече специалисти в подготовката на такава ракета за следващия полет.

Ракетата трябва да използва като гориво водород и кислород, в резултат на изгарянето на които на изхода от двигателя се образуват екологично чисти продукти на горене при висок специфичен импулс. Екологичната чистота е важна не само за работата, извършена в началото, по време на зареждане с гориво, в случай на авария, но и за избягване на вредното въздействие на продуктите от горенето върху озоновия слой на атмосферата.

Skylon, DC-X, Lockheed Martin X-33 и Roton са сред най-разработените проекти на едностепенни космически кораби в чужбина. Ако Skylon и X-33 са крилати превозни средства, тогава DC-X и Roton са ракети с вертикално излитане и вертикално кацане. Освен това и двамата стигнаха до създаването на тестови проби. Ако Roton имаше само атмосферен прототип за практикуване на кацане в авторотация, тогава прототипът DC-X направи няколко полета на височина от няколко километра на ракетен двигател с течно гориво (LRE) на течен кислород и водород.

Техническо описание на ракетата Zeya

За радикално намаляване на разходите за изстрелване на товари в космоса Lin Industrial предлага да се създаде ракета-носител Zeya (LV). Това е едностепенна транспортна система за вертикално излитане и вертикално кацане за многократна употреба. Използва екологично чисти и високоефективни горивни компоненти: окислител - течен кислород, гориво - течен водород.

Ракетата-носител се състои от резервоар за окислител (над който има топлинен щит за навлизане в атмосферата и ротор за меко кацане), отделение за полезен товар, отделение за инструменти, резервоар за гориво, опашно отделение със система за задвижване и колесник. Резервоари за гориво и окислител - сегментно-конични, носещи, композитни. Резервоарът за гориво е под налягане чрез газификация на течен водород, а резервоарът за окислител е под налягане от компресиран хелий от цилиндри с високо налягане. Маршируващата задвижваща система се състои от 36 двигателя, разположени около обиколката, и външна разширителна дюза под формата на централно тяло. Управлението по време на работа на главния двигател на тангаж и наклон се осъществява чрез дроселиране на диаметрално разположени двигатели, при накланяне - с помощта на осем двигателя на газообразни горивни компоненти, разположени под отделението за полезен товар. За управление в сегмента на орбиталния полет се използват двигатели с компоненти на газообразно гориво.

Схемата на полета на Zeya е следната. След навлизане в еталонната околоземна орбита, ракетата при необходимост извършва орбитални маневри за навлизане в целевата орбита, след което чрез отваряне на товарния отсек (с тегло до 200 kg) го отделя.

По време на едно завъртане в околоземна орбита от момента на изстрелване, след като даде спирачен импулс, Zeya се приземява в района на космодрума за изстрелване. Високата точност на кацане се осигурява чрез използване на съотношението на повдигане към съпротивление, създадено от формата на ракетата за странични маневри и маневри на разстояние. Мекото кацане се извършва чрез спускане на принципа на авторотация и осем амортисьора за кацане.

Икономика

По-долу е дадена оценка на времето и разходите за работа преди първото стартиране:

• Пилотен проект: 2 месеца - 2 милиона евро
• Създаване на задвижващата система, разработване на композитни резервоари и система за управление: 12 месеца - 100 милиона евро
• Създаване на стенд база, изграждане на прототипи, подготовка и модернизация на производството, ескизен проект: 12 месеца - 70 милиона евро
• Разработване на компоненти и системи, тестване на прототип, тестване на пожар на летателен продукт, технически дизайн: 12 месеца - 143 милиона евро

Общо: 3,2 години, 315 милиона евро

Според нашите оценки цената на едно изстрелване ще бъде 0,15 милиона евро, а разходите за поддръжка между полетите и режийните разходи ще бъдат около евро 0,1 милиона за периода между стартирането. Ако зададете началната цена в € 35 хиляди за 1 кг (при цена €1250/кг), което е близо до стартовата цена на ракетата Днепър за чуждестранни клиенти, цялото изстрелване (200 kg полезен товар) ще струва на клиента € 7 млн. Така проектът ще се изплати за 47 изстрелвания.

Вариант Zeya с трикомпонентен двигател

Друг начин за повишаване на ефективността на едностепенна ракета-носител е преминаването към LRE с три горивни компонента.

От началото на 70-те години в СССР и САЩ се изучава концепцията за трикомпонентни двигатели, които биха съчетали висок специфичен импулс при използване на водород като гориво и по-висока средна плътност на горивото (и, следователно, по-малък обем и тегло на резервоарите за гориво), характерни за въглеводородните горива. При стартиране такъв двигател ще работи с кислород и керосин, а на големи височини ще премине към използване на течен кислород и водород. Подобен подход може да направи възможно създаването на едностепенен космически носител.

В нашата страна бяха разработени трикомпонентни двигатели RD-701, RD-704 и RD0750, но те не бяха доведени до етапа на създаване на прототипи. През 80-те години НПО "Молния" разработи многоцелевата аерокосмическа система (МАКС) на базата на ракетен двигател с течно гориво РД-701 с гориво кислород + керосин + водород. Изчисленията и проектирането на трикомпонентни ракетни двигатели също са извършени в Америка (вижте например Dual-Fuel Propulsion: Why it Works, Possible Engines, and Results of Vehicle Studies, от James A. Martin и Alan W. Wilhite , публикувана през май 1979 г. в AmДокумент № на Американския институт по аеронавтика и астронавтика (AIAA). 79-0878).

Смятаме, че за трикомпонентната Zeya трябва да се използва течен метан вместо керосина, който традиционно се предлага за такива ракетни двигатели с течно гориво. Има много причини за това:

• Zeya използва течен кислород като окислител, който кипи при температура от -183 градуса по Целзий, т.е. криогенното оборудване вече се използва в дизайна на ракетата и комплекса за зареждане, което означава, че няма да има фундаментални трудности при замяната на керосин резервоар с метан танк при -162 градуса по Целзий.
• Метанът е по-ефективен от керосина. Специфичният импулс (SI, мярка за ефективност на LRE - съотношението на импулса, създаден от двигателя към разхода на гориво) на горивната двойка метан + течен кислород надвишава SI на двойката керосин + течен кислород с около 100 m/s.
• Метанът е по-евтин от керосина.
• За разлика от керосиновите двигатели, при двигателите на метан почти няма коксуване, т.е., с други думи, образуването на трудноотстраними сажди. И следователно такива двигатели са по-удобни за използване в системи за многократна употреба.
• Ако е необходимо, метанът може да бъде заменен с подобен втечнен природен газ (LNG). ВПГ се състои почти изцяло от метан, има подобни физични и химични характеристики и е малко по-малко ефективен от чистия метан. В същото време LNG е 1,5-2 пъти по-евтин от керосина и много по-достъпен. Факт е, че Русия е покрита с обширна мрежа от газопроводи. Достатъчно е да се направи клон към космодрума и да се изгради малък комплекс за втечняване на газ. Също така в Русия е построен завод за втечнен природен газ на Сахалин и два малки комплекса за втечняване в Санкт Петербург. Предвижда се изграждането на още пет завода в различни части на Руската федерация. В същото време производството на ракетен керосин изисква специални сортове петрол, добиван от строго определени находища, чиито запаси в Русия са изчерпани.

Схемата на работа на трикомпонентна ракета-носител е следната. Първо се изгаря метан - гориво с висока плътност, но относително малък специфичен импулс във вакуум. След това се изгаря водород - гориво с ниска плътност и възможно най-висок специфичен импулс. И двата вида гориво се изгарят в една система за задвижване. Колкото по-висок е делът на горивото от първия тип, толкова по-малка е масата на конструкцията, но толкова по-голяма е масата на горивото. Съответно, колкото по-висок е делът на горивото от втория тип, толкова по-малко е необходимото гориво, но толкова по-голяма е масата на конструкцията. Следователно е възможно да се намери оптималното съотношение между масите на течния метан и водорода.

Извършихме съответните изчисления, като взехме коефициента на горивните отделения за водорода равен на 0,1, а за метана - 0,05. Коефициентът на горивния отсек е съотношението на крайната маса на горивния отсек към масата на наличния запас от гориво. Крайната маса на горивния отсек включва масите на гарантирания запас от гориво, неизползваемите остатъци от компонентите на горивото и масата на газовете под налягане.

Изчисленията показаха, че трикомпонентната Zeya ще изведе 200 кг полезен товар в ниска околоземна орбита с маса на структурата си от 2,1 тона и маса на изстрелване от 19,2 тона.Двукомпонентната Zeya на течен водород губи много: масата на конструкцията е 4,8 тона, а началното тегло е 37,8 тона.

Изобретението се отнася до транспортни космически системи за многократна употреба. Предлаганата ракета съдържа осесиметрично тяло с полезен товар, основна задвижваща система и амортисьори за излитане и кацане. Между подпорите на споменатите амортисьори и дюзата на главния двигател е монтиран топлинен щит, направен под формата на кухо тънкостенно отделение, изработено от топлоустойчив материал. Техническият резултат от изобретението е минимизирането на газодинамичните и топлинните натоварвания на амортисьорите от работещ основен двигател по време на изстрелвания и кацания на ракета-носител и в резултат на това осигуряване на необходимата надеждност на амортисьорите по време на многократни (до 50 пъти) използване на ракетата. 1 болен.

Автори на патенти:
Вавилин Александър Василиевич (RU)
Усолкин Юрий Юриевич (RU)
Фетисов Вячеслав Александрович (RU)

Собствениците на патент RU 2309088:

Федерално държавно унитарно предприятие "Държавен ракетен център" KB im. Академик В.П. Макеев" (RU)

Изобретението се отнася до ракетно-космическата техника, по-специално до многократно използваните транспортни космически системи (MTKS) от ново поколение от типа "Космическа орбитална ракета - едностепенен носител на превозно средство" ("CROWN") с петдесеткратно използване без основен ремонт, което е възможна алтернатива на круизни системи за многократна употреба като "Спейс шатъл" и "Буран".

Системата KORONA е предназначена за изстрелване на полезен товар (космически кораб (КА) и КА с горни степени (САЩ) на ниски околоземни орбити в диапазона на височина от 200 до 500 km с наклон, равен или близък до наклона на орбитата на стартира SC.

Известно е, че при изстрелване ракетата е разположена на пусковата установка, докато е във вертикално положение и лежи върху четири носещи скоби на опашното отделение, което се влияе от теглото на напълно заредена ракета и ветрови натоварвания, които създават момент на преобръщане, които в същото време са най-опасните за здравината на опашната част на ракетата (виж, например, I.N. Pentsak. Теория на полета и дизайн на балистични ракети. - М .: Машиностроение, 1974, стр. 112, фиг. 5.22, стр. 217, фиг. 11.8, стр. 219). Натоварването при паркиране на напълно заредена ракета се разпределя към всички опорни скоби.

Един от основните въпроси на предложения MTKS е разработването на амортисьори за излитане и кацане (VPA).

Работата, извършена в Държавния ракетен център (ДРЦ) по проекта KORONA, показа, че най-неблагоприятният случай на зареждане на VPA е кацането на ракета.

Натоварването върху VPA по време на паркирането на напълно заредена ракета се разпределя към всички опори, докато по време на кацане, с висока степен на вероятност, поради допустимото отклонение от вертикалното положение на тялото на ракетата, може да възникне случай, когато натоварването пада върху една опора. При наличието на вертикална скорост това натоварване е сравнимо или дори надвишава натоварването на паркинга.

Това обстоятелство даде възможност да се вземе решение да не се използва специална стартова площадка, прехвърляйки функциите на мощността на последната към VPA на ракетата, което значително опростява съоръженията за изстрелване на системи от типа KORONA и съответно намалява разходите на тяхната конструкция.

Най-близкият аналог на настоящото изобретение е едностепенна ракета-носител за многократна употреба "CROWN" с вертикално излитане и кацане, съдържаща осесиметрично тяло с полезен товар, носеща система за задвижване и амортисьори за излитане и кацане (виж A.V. Vavilin, Yu.Yu , Усолкин "За възможните начини за развитие на многократно използвани транспортни космически системи (MTKS), RK техника, научно-технически сборник, серия XIY, брой 1 (48), част P, изчисление, експериментални изследвания и проектиране на балистични ракети с подводно изстрелване, Миас, 2002 г., стр.121, фиг.1, стр.129, фиг.2).

Недостатъкът на аналоговата конструкция на ракетата е, че нейният VPA се намира в зоната на газодинамични и топлинни въздействия на пламъка, излизащ от централното сопло на опорната двигателна система (MDU) при многократно изстрелване и кацане на ракетата, т.к. в резултат на което не се осигурява надеждна работа на конструкцията на един VPA с необходимия ресурс.използването му (до сто полета с двадесет процента резерв на ресурса).

Техническият резултат при използване на едностепенна многократна ракета-носител за вертикално излитане и кацане е да се осигури необходимата надеждност на конструкцията на един VPA с петдесеткратно използване на ракетата-носител чрез минимизиране на газодинамичните и топлинните натоварвания на VPA от работещ MDU по време на множество изстрелвания и кацания на ракети.

Същността на изобретението се състои във факта, че в добре известна едностепенна ракета носител с вертикално излитане и кацане за многократна употреба, съдържаща осесиметрично тяло с полезен товар, носеща система за задвижване и амортисьори за излитане и кацане, е монтиран топлинен щит между амортисьорите за излитане и кацане и дюзата на поддържащия двигател.

В сравнение с най-близката аналогична ракета, предложената едностепенна многократна ракета-носител за вертикално излитане и кацане има най-добрите функционални и експлоатационни възможности, т.к. осигурява необходимата надеждност на конструкцията на един VPA (не по-ниска от 0,9994) за определен период на работа на една ракета-носител (до сто изстрелвания) чрез изолиране (с помощта на топлинен щит) на RPA стелажите от газодинамичните и топлинни натоварвания на работещия MDU за даден ресурс (до сто) полета на ракетата-носител по време на многократните му изстрелвания и кацания.

За изясняване на техническата същност на изобретението е представена схема на предложената ракета-носител с осесиметрично тяло 1, дюза на основната система за задвижване 2, амортисьори за излитане и кацане 3 и топлинен щит 4 на кухо тънкостенно отделение, изработено от показан е топлоустойчив материал, който изолира амортисьорите за излитане и кацане от газодинамичното и топлинно въздействие на пламъка от централната дюза на задвижващата система по време на излитане и кацане на ракетата.

По този начин предложената ракета носител с вертикално излитане и кацане за многократна употреба има по-широки функционални и експлоатационни възможности в сравнение с най-близкия аналог чрез увеличаване на надеждността на един амортисьор за излитане и кацане за даден полет на ракетата носител, на която е монтиран този амортисьор за излитане и кацане се намира.

Едностепенна ракета носител с вертикално излитане и кацане за многократна употреба, съдържаща осесиметрично тяло с полезен товар, носеща система за задвижване и амортисьори за излитане и кацане, характеризираща се с това, че топлинен щит е направен под формата на кухо тънкостенно отделение, направено от топлоустойчив материал.

Разработването на система за кацане - броят на опорите, тяхното устройство, при условие че тяхната маса е сведена до минимум, е много трудна задача ...

Публикации от този журнал „Патенти“ Етикет

• 
  Вдигнете предницата!!!

  Великолепна идея! Съвсем наскоро видях тази идея в роботизирана кола и ето я отново... Въртенето на една ос също е красиво. Преход към…

• 
  CTL двигател с цикъл на Аткинсън

  Добре измислено! Обемистият класически механизъм Atkinson е заменен с по-компактен механизъм. Жалко, че дори от тази снимка не е съвсем ...

• Ако си изобретател и не си изобретил велосипед, ти си безполезен като изобретател!

  RF патент 2452649 Велосипедна рамка Андрей Андреевич Захаров Изобретението се отнася до еднолъчеви пластмасови рамки, оборудвани с елементи...

• 
  Двигател с вътрешно горене CITS V-Twin и патент за него

  Тестово копие на чист двутактов CITS V-Twin двигател, което вече работи Двутактов двигател, схема за пренасяне US 20130228158 A1 РЕЗЮМЕ A…

• 
  Фотонен лазерен двигател

  Photonic Laser Thruster - оказва се, че името не е измислено, но продуктът вече работи... Photonic Laser Thruster (PLT) е чист фотон...

Ако ракетата се ускори за достатъчно дълго време - така че астронавтите да не изпитват прекомерни претоварвания - газът, изпускан от дюзата, предава инерция не само на корпуса, но и на огромния запас от гориво, което ракетата продължава да "носи с то." Тъй като масата на горивото е много по-голяма от масата на снаряда, ускорението на ракетата е много по-бавно, отколкото ако цялото гориво бъде изхвърлено наведнъж. Изчисленията показват, че за да може ракетата да достигне първа космическа скорост и да изведе изкуствен спътник в околоземна орбита, масата на горивото трябва да е десетки пъти по-голяма от масата на полезния товар. За да се намали масата на "ускорената" част на ракетата, ракетата е направена многостепенен .

Първият и вторият етап са контейнери с гориво, горивни камери и дюзи. Веднага след като горивото, съдържащо се в първата степен, изгори, тази степен се отделя от ракетата, в резултат на което масата на ракетата значително намалява. Двигателите на втората степен веднага се включват и работят до изчерпване на горивото, съдържащо се във втората степен. Накрая този етап също се изхвърля и след това се включват двигателите на третия етап, завършвайки ускорението на ракетата до проектната скорост.

Механика. 2014 г

• 
  Илюстрации по физика за 10 клас -> Динамика
• Как са свързани скоростта на ракетата и скоростта на газа, изхвърлен от ракета?
  Учебник по физика за 10 клас -> Механика
• От какво можете да се отблъснете, ако няма нищо наоколо?
  Учебник по физика за 10 клас -> Механика
• Реактивно задвижване
  Учебник по физика за 10 клас -> Механика
• Какво причинява силата на триене при търкаляне?
  Учебник по физика за 10 клас -> Механика
• Реактивно задвижване
  Интересно за физиката -> Енциклопедия по физика
• Принципът на действие на ракетата
  Илюстрации по физика за 10 клас ->
• Решение на задача 5. Извеждане на уравнението на състоянието при постоянна маса на газ
  Учебник по физика за 10 клас ->
• Какво определя общата енергия на газовите молекули?
  Учебник по физика за 10 клас -> Молекулярна физика и термодинамика
• Въпроси към параграф § 17. Реактивно задвижване. Изследване на космоса
  Учебник по физика за 10 клас -> Механика
• Кой пръв предложи използването на ракети за полет в космоса?
  Учебник по физика за 10 клас -> Механика
• Първите ракети
  Учебник по физика за 10 клас -> Механика
• Принципът на действие на ракетата
  Учебник по физика за 10 клас -> Механика
• Какво причинява силата на триене при плъзгане?
  Учебник по физика за 10 клас -> Механика
• 1. Съпротивление и закон на Ом за участък от верига
  Учебник по физика за 11 клас -> Електродинамика
• Закон за запазване на импулса
  Интересно за физиката -> Енциклопедия по физика
• Ракета
  Интересно за физиката -> Енциклопедия по физика
• ЮНГ ТОМАС (1773-1829)
  Интересно по физика ->
• ХОКИНГ СТИВЪН (РОДЕН 1942 г.)
  Интересно за физиката -> Истории за учени във физиката
• ФРАНКЛИН БЕНДЖАМИН (1706 - 1790)
  Интересно за физиката -> Истории за учени във физиката
• ФАРАДЕЙ МАЙКЪЛ (1791-1867)
  Интересно за физиката -> Истории за учени във физиката
• МАРИЯ СКЛОДОВСКА-КЮРИ (1867-1934)
  Интересно за физиката -> Истории за учени във физиката
• КЮРИ ПИЕР (1859-1906)
  Интересно за физиката -> Истории за учени във физиката
• КЕПЛЕР ЙОХАН (1571-1630)
  Интересно за физиката -> Истории за учени във физиката
• ЦИОЛКОВСКИ КОНСТАНТИН ЕДУАРДОВИЧ (1857–1935)
  Интересно за физиката -> Истории за учени във физиката
• домашен опит
  Илюстрации по физика за 10 клас -> Термодинамика
• Кипяща вода при понижено налягане
  Илюстрации по физика за 10 клас -> Термодинамика
• 
  Илюстрации по физика за 10 клас -> Термодинамика
• Условия за възникване на свободни трептения
  Илюстрации по физика за 10 клас ->
• Пример за трептене: тегло на струната
  Илюстрации по физика за 10 клас -> Механични вибрации и вълни
• Възможно ли е да се ускори лодка без гребла?
  Илюстрации по физика за 10 клас -> Закони за запазване в механиката
• Реактивно задвижване и изследване на космоса
  Илюстрации по физика за 10 клас -> Закони за запазване в механиката
• Защо има големи сили при удара?
  Илюстрации по физика за 10 клас -> Закони за запазване в механиката
• Откат на оръдието
  Илюстрации по физика за 10 клас -> Закони за запазване в механиката
• Ю. А. Гагарин (1934 - 1968)
  Илюстрации по физика за 10 клас -> Закони за запазване в механиката
• С. П. Королев (1907 - 1966)
  Илюстрации по физика за 10 клас -> Закони за запазване в механиката
• К. Е. Циолковски (1857 - 1935)
  Илюстрации по физика за 10 клас -> Закони за запазване в механиката
• Кой беше първият, който предложи кола с реактивен двигател?
  Илюстрации по физика за 10 клас -> Закони за запазване в механиката
• Как се прави космическа ракета?
  Илюстрации по физика за 10 клас -> Закони за запазване в механиката
• Праволинейно движение
  Илюстрации по физика за 10 клас -> Динамика
• Взаимодействието на футболист с топката
  Илюстрации по физика за 10 клас -> Динамика
• Нека направим експеримент на тема наситена и ненаситена пара
  Учебник по физика за 10 клас -> Молекулярна физика и термодинамика
• Наситена и ненаситена пара
  Учебник по физика за 10 клас -> Молекулярна физика и термодинамика
• Нека направим експеримент по темата за изпаряването: изпаряване и кипене
  Учебник по физика за 10 клас -> Молекулярна физика и термодинамика
• Може ли водата да кипи при температури, различни от 100°C?
  Учебник по физика за 10 клас -> Молекулярна физика и термодинамика
• Примери към темата Топене и кристализация
  Учебник по физика за 10 клас -> Молекулярна физика и термодинамика
• Как топлинните двигатели влияят на околната среда?
  Учебник по физика за 10 клас -> Молекулярна физика и термодинамика
• Основни моменти в глава 3. Закони за запазване в механиката
  Учебник по физика за 10 клас -> Механика

Начало Енциклопедия Речници Още

Многостепенна ракета

Ракета, чиято ракета носител включва повече от една степен. Степен е част от ракетата, която се отделя по време на полета, включително възли и системи, които са приключили работата си до момента на отделяне. Основният компонент на степента е задвижващата система (виж Ракетен двигател) на степента, чието време на работа определя времето на работа на други елементи на степента.

Системите за задвижване, принадлежащи към различни степени, могат да работят както последователно, така и паралелно. При последователна работа походната задвижваща система на следващата степен се включва след завършване на работата на походната задвижваща система на предходната степен. Когато работят паралелно, маршируващите задвижващи системи на съседни степени работят заедно, но задвижващата система на предходната степен завършва работата си и се отделя преди завършването на следващата степен. Номерата на етапите се определят от реда, в който са отделени от ракетата.

Прототипът на многостепенните ракети са композитни ракети, в които не е трябвало последователно да се отделят отработените части. За първи път композитните ракети се споменават през 16 век в труда „За пиротехниката“ (Венеция, 1540 г.) на италианския учен и инженер Ваночио Бирингучио (1480-1539).

През 17 век полско-беларуско-литовският учен Казимир Семинович (Семинавичус) (1600-1651) в книгата си „Великото изкуство на артилерията“ (Амстердам, 1650), която в продължение на 150 години е фундаменталната научна работа за артилерията и пиротехника, цитира чертежи на многостепенни ракети. Семенович, според много експерти, е първият изобретател на многостепенна ракета.

Първият патент през 1911 г. за многостепенна ракета е получен от белгийския инженер Андре Бинг. Ракетата на Бинг се премести поради последователната детонация на прахови бомби. През 1913 г. американският учен Робърт Годард става собственик на патента. Конструкцията на ракетата на Годар предвижда последователно разделяне на етапите.

В началото на 20-ти век редица известни учени се занимават с изучаването на многостепенни ракети. Най-значимият принос към идеята за създаване и практическо използване на многостепенни ракети е направен от K.E. Циолковски (1857-1935), който изразява своите възгледи в произведенията "Ракетни космически влакове" (1927) и "Най-високата скорост на ракетата" (1935). Идеите на Циолковски K.E. са широко приети и прилагани.

В стратегическите ракетни сили първата многостепенна ракета, въведена на въоръжение през 1960 г., е ракетата Р-7 (виж Стратегическа ракета). Задвижващите системи на две степени на ракетата, разположени паралелно, използващи течен кислород и керосин като горивни компоненти, осигуриха доставката на 5400 кг. полезен товар при пробег до 8000 км. Беше невъзможно да се постигнат същите резултати с едностепенна ракета. Освен това на практика беше установено, че при преминаване от едностепенна към двустепенна ракетна конструкция е възможно да се постигне многократно увеличаване на обхвата с по-малко значително увеличение на стартовата маса.

Това предимство беше ясно проявено при разработването на едностепенната ракета със среден обсег R-14 и двустепенната междуконтинентална ракета R-16. При сходство на основните енергийни характеристики обхватът на полета на ракетата R-16 е 2,5 пъти по-голям от ракетата R-14, докато нейната стартова маса е само 1,6 пъти по-голяма.

При създаването на съвременни ракети изборът на броя на етапите се определя от много фактори, а именно енергийните характеристики на горивата, свойствата на конструктивните материали, съвършенството на конструкцията на ракетните агрегати и системи и др. Също така се взема предвид предвид, че конструкцията на ракета с по-малък брой степени е по-проста, нейната цена е по-ниска, времето за създаване е по-кратко. Анализът на дизайна на съвременните ракети позволява да се разкрие зависимостта на броя на етапите от вида на горивото и обхвата на полета.