Mis tüüpi mitmeastmelisi rakette on olemas? Mitmeastmeline rakett: Vene Föderatsiooni kaitseministeerium. Üheastmelised vedelad raketid

Joonisel fig. 22 näitab, et ballistilise raketi trajektoor ja seega ka lennuulatus sõltub algkiirusest V 0 ning nurgast Θ 0 selle kiiruse ja horisondi vahel. Seda nurka nimetatakse viskenurgaks.

Olgu näiteks viskenurk Θ 0 = 30°. Sel juhul lendab rakett, mis alustas ballistilist lendu punktis 0 kiirusega V 0 = 5 km/sek, mööda elliptilist kõverat II. V 0 = 8 km/sek lendab rakett piki elliptilist kõverat III, kiirusel V 0 = 9 km/sek - mööda kõverat IV. Kui kiirust suurendada 11,2 km/sek, muutub suletud elliptilise kõvera trajektoor lahtiseks paraboolseks ja rakett lahkub Maa gravitatsioonisfäärist (kõver V). Veelgi suuremal kiirusel järgneb raketi väljumine hüperboolile (VI). Nii muutub algkiiruse muutumisel raketi trajektoor, kuigi viskenurk jääb muutumatuks.

Kui hoiate algkiirust konstantsena ja muudate ainult viskenurka, muutub raketi trajektoor mitte vähem olulisi muutusi.

Olgu näiteks algkiiruseks V 0 = 8 km/h Kui rakett lastakse vertikaalselt üles (viskenurk Θ 0 = 90°), siis teoreetiliselt tõuseb see kõrgusele, mis on võrdne Maa raadiusega ja tagasipöördumine Maale mitte kaugel stardist ( VII) Θ 0 = 30° juures lendab rakett mööda elliptilist trajektoori, mida oleme juba vaatlenud (kõver III). Lõpuks Θ 0 = 0° (stardiga paralleelselt horisondiga) , muutub rakett ringikujulise orbiidiga Maa satelliidiks (kõver I).

Need näited näitavad, et ainult viskenurka muutes võib rakettide laskeulatus sama algkiirusega 8 km/s olla nullist lõpmatuseni.

Millise nurga all hakkab rakett oma ballistilist lendu alustama? See sõltub raketile määratud juhtimisprogrammist. Näiteks saate iga algkiiruse jaoks valida kõige soodsama (optimaalse) viskenurga, mille juures on lennuulatus suurim. Algkiiruse kasvades see nurk väheneb. Saadud ulatuse, kõrguse ja lennuaja ligikaudsed väärtused on näidatud tabelis. 4.

Tabel 4

Kui viskenurka saab suvaliselt muuta, siis algkiiruse muutmine on piiratud ning selle iga 1 km/sek järel suurendamine on seotud suurte tehniliste probleemidega.

K. E. Tsiolkovski andis valemi, mis võimaldab määrata raketi ideaalse * kiiruse mootori kiirenduse lõpus:

V algus = V allikas ln G algus / G lõpp,

kus Vid on raketi ideaalne kiirus aktiivse lõigu lõpus;

V allikas on gaasivoolu kiirus mootori joa düüsist;

G esialgne - raketi algkaal;

G con - raketi lõplik kaal;

ln - naturaallogaritmi märk.

Gaasivoolu kiirusega rakettmootori düüsist tutvusime eelmises lõigus. Tabelis toodud vedelkütuste jaoks. 3, on need kiirused piiratud 2200–2600 m/sek (või 2,2–2,6 km/sek) ja tahkekütuste puhul 1,6–2,0 km/sek.

G start tähistab algkaalu, st raketi kogumassi enne starti ja G end on selle lõplik kaal kiirenduse lõpus (pärast kütusekulu või mootorite väljalülitamist). Nende valemis sisalduvate kaalude G algus / G lõpp suhet nimetatakse Tsiolkovski numbriks ja see iseloomustab kaudselt raketi kiirendamiseks kulunud kütuse massi. Ilmselgelt, mida suurem on Tsiolkovski arv, seda suurema kiirusega rakett areneb ja seega ka kaugemale ta lendab (kõik muud tegurid on võrdsed), kuid Tsiolkovski arv ja ka gaasi voolu kiirus düüsist , sellel on oma piirangud.

Joonisel fig. Joonisel 23 on kujutatud tüüpilise üheastmelise raketi ristlõige ja selle kaaludiagramm. Lisaks kütusepaakidele on raketil mootorid, juhtimisseadmed ja süsteemid, nahk, kandevõime ning erinevad konstruktsioonielemendid ja abiseadmed. Seetõttu ei saa raketi lõppmass olla mitu korda väiksem selle algmassist. Näiteks Saksa rakett V-2 kaalus ilma kütuseta 3,9 tonni ja koos kütusega 12,9 tonni, see tähendab, et selle raketi Tsiolkovski arv oli võrdne: 12,9/3,9 = 3,31. Välismaiste raketitehnoloogia praegusel arengutasemel ulatub see välismaiste rakettide suhe väärtuseni 5–7.

Arvutame üheastmelise raketi ideaalse kiiruse, võttes V 0 = 2,6 km/sek. ja G algus / G lõpp = 7,

V ID = 2,6 · ln 7 = 2,6 · 1,946 ≈ 5 km/sek.

Laualt 4 näitab, et selline rakett on võimeline ulatuma umbes 3200 km kaugusele. Selle tegelik kiirus jääb aga alla 5 km/sek. kuna mootor kulutab oma energiat mitte ainult raketi kiirendamiseks, vaid ka õhutakistuse ületamiseks, gravitatsioonijõu ületamiseks. Raketi tegelik kiirus on vaid 75–80% ideaalsest. Järelikult on selle algkiirus umbes 4 km/s ja sõiduulatus mitte rohkem kui 1800 km*.

* (Tabelis toodud vahemik. 4 on antud ligikaudne, kuna selle arvutamisel ei võetud arvesse mitmeid tegureid. Näiteks ei võetud arvesse atmosfääri tihedates kihtides paiknevaid trajektoori lõike ega Maa pöörlemise mõju. Idasuunas tulistades on ballistiliste rakettide lennuulatus suurem, kuna nende kiirusele Maa suhtes lisandub Maa enda pöörlemiskiirus.)

Mandritevahelise ballistilise raketi loomiseks, Maa tehissatelliitide ja kosmoselaevade startimiseks ning veelgi enam kosmoserakettide Kuule ja planeetidele saatmiseks on vaja kanderaketile anda oluliselt suurem kiirus. Seega on raketi laskekaugusega 9000–13000 km algkiiruseks vaja umbes 7 km/sek. Esimene põgenemiskiirus, mis tuleb raketile anda, et sellest saaks madala orbiidi kõrgusega Maa satelliit, on teatavasti 8 km/sek.

Maa gravitatsioonisfäärist pääsemiseks tuleb rakett kiirendada teise põgenemiskiiruseni - 11,2 km/sek, ümber Kuu lendamiseks (ilma Maale naasmata) on vaja kiirust üle 12 km/sek. Marsist möödalennu ilma Maale naasmiseta saab sooritada algkiirusega umbes 14 km/s ja tagasipöördumisega ümber Maa orbiidile umbes 27 km/sek. Marsile ja tagasilennu kestuse lühendamiseks kolmele kuule on vaja kiirust 48 km/sek. Raketi kiiruse suurendamine nõuab omakorda üha suurema kütusekulu kiirendamiseks.

Ehitame näiteks 1 kg kaaluva raketi ilma kütuseta. Kui tahame anda sellele kiiruseks 3, 6, 9 ja 12 km/sek, siis kui palju kütust tuleb raketti täita ja kiirendamisel ära põletada? Vajalik kütusekogus * on näidatud tabelis. 5.

* (Heitgaasikiirusel 3 km/sek.)

Tabel 5

Pole kahtlust, et raketi korpusesse, mille “kuiv” kaal on vaid 1 kg, mahutame 1,7 kg kütust. Aga on väga kahtlane, et see 6,4 kg mahutab. Ja ilmselgelt on seda täiesti võimatu täita 19 või 54 kg kütusega. Lihtne, kuid üsna vastupidav paak, mis sellise koguse kütust mahutab, kaalub juba oluliselt rohkem kui kilogrammi. Näiteks autojuhtidele tuntud kahekümneliitrine kanister kaalub umbes 3 kg. Raketi “kuiv” kaal peab lisaks paagile sisaldama ka mootorite, konstruktsiooni, kandevõime jms kaalu.

Meie suur kaasmaalane K. E. Tsiolkovski leidis teise (ja seni ainsa) viisi sellise keerulise probleemi lahendamiseks nagu tänapäeval praktikas nõutavate kiiruste saavutamine raketiga. See tee koosneb mitmeastmeliste rakettide loomisest.

Tüüpiline mitmeastmeline rakett on näidatud joonisel fig. 24. See koosneb kasulikust koormast ja mitmest eemaldatavast astmest, millest igaühes on elektrijaam ja kütusevarustus. Esimese astme mootor annab kasulikule koormusele kiiruse ν 1, samuti teine ​​ja kolmas aste (teine ​​alamrakett). Kui kütus on ära kasutatud, eraldub esimene aste ülejäänud raketist ja kukub maapinnale ning raketi teise astme mootor süttib. Oma tõukejõu mõjul omandab raketi ülejäänud osa (kolmas alamrakett) lisakiiruse ν 2. Seejärel eraldub ka teine ​​aste pärast kütuse ärakasutamist ülejäänud raketist ja kukub maapinnale. Sel ajal lülitub sisse kolmanda astme mootor ja annab kasulikule koormale lisakiiruse ν 3.

Seega kiirendatakse mitmeastmelises raketis kasulikku lasti mitu korda. Kolmeastmelise raketi ideaalne kogukiirus võrdub igast etapist saadud kolme ideaalse kiiruse summaga:

V ID 3 = ν 1 + ν 2 + ν 3.

Kui kõigi astmete mootorite gaasivoolu kiirus on sama ja pärast nende eraldamist raketi ülejäänud osa algmassi ja lõppmassi suhe ei muutu, siis kiirus suureneb ν 1 , ν 2 ja ν 3 on üksteisega võrdsed. Siis võime eeldada, et kolmest (või isegi n) astmest koosneva raketi kiirus võrdub kolmekordse (või n-kordse) üheastmelise raketi kiirusega.

Tegelikult võib mitmeastmeliste rakettide iga aste sisaldada mootoreid, mis toodavad erinevat heitgaasikiirust; konstantset kaalude suhet ei pruugita hoida; Õhutakistus muutub lennukiiruse muutudes ja Maa gravitatsioon muutub sellest eemaldudes. Seetõttu ei saa mitmeastmelise raketi lõppkiirust määrata, kui korrutada üheastmelise raketi kiirus lihtsalt astmete arvuga *. Kuid jääb tõeks, et astmete arvu suurendamisega saab raketi kiirust kordades tõsta.

* (Samuti tuleb meeles pidada, et ühe astme väljalülitamise ja teise sisselülitamise vahel võib olla ajavahemik, mille jooksul rakett lendab inertsist.)

Lisaks suudab mitmeastmeline rakett saavutada sama kasuliku koormuse teatud ulatuse oluliselt väiksema üldise kütusekulu ja stardikaaluga kui üheastmeline rakett. Kas inimmõistus on tõesti suutnud loodusseadustest mööda minna? Ei. Lihtsalt, inimene, olles õppinud need seadused, saab ülesande täitmisel säästa kütust ja konstruktsiooni kaalu. Üheastmelises raketis kiirendame aktiivse faasi algusest lõpuni kogu selle “kuiva” kaalu. Mitmeastmelise raketi puhul me seda ei tee. Seega kolmeastmelise raketi puhul ei raiska teine ​​aste enam kütust esimese astme “kuivmassi” kiirendamiseks, sest viimane visatakse ära. Kolmas etapp ei raiska ka kütust esimese ja teise etapi “kuivmassi” kiirendamiseks. See kiirendab ainult ennast ja kasulikku koormust. Kolmandat (ja üldiselt viimast) astet ei saanud enam raketi pea küljest lahti ühendada, sest edasist kiirendamist pole vaja. Kuid paljudel juhtudel läheb see siiski lahku. Nii praktiseeritakse viimaste etappide eraldamist satelliitkanderakettidel, kosmoserakettidel ja sellistel lahingrakettidel nagu Atlas, Titan, Minuteman, Jupiter, Polaris jne.

Kui raketi pähe asetatud teadusaparatuur kosmosesse saadetakse, tagatakse viimase astme eraldamine. See on vajalik seadmete korrektseks tööks. Satelliidi orbiidile laskmisel on plaanis ka viimasest etapist eralduda. Tänu sellele väheneb vastupanu ja see võib eksisteerida pikka aega. Lahinguballistilise raketi väljalaskmisel eraldatakse lõhkepeast viimane aste, mille tulemusena muutub lõhkepea tuvastamine ja sellele raketitõrje raketi tabamine keerulisemaks. Veelgi enam, viimane etapp, mis raketi laskumisel eraldub, muutub vale sihtmärgiks. Kui atmosfääri naastes plaanitakse lõhkepead juhtida või selle lendu stabiliseerida, siis ilma viimase etapita on seda lihtsam juhtida, kuna sellel on väiksem mass. Lõpuks, kui viimast etappi ei eraldata lahingupeast, on vaja kaitsta nii kuumenemise kui ka põlemise eest, mis on kahjumlik.

Muidugi ei lahenda suure kiiruse saavutamise probleem mitte ainult mitmeastmeliste rakettide loomisega. Sellel meetodil on ka oma puudused. Fakt on see, et astmete arvu suurenemisega muutub rakettide disain palju keerulisemaks. Etappide eraldamiseks on vaja keerulisi mehhanisme, mistõttu teadlased püüdlevad alati minimaalse astmete arvu poole ja selleks tuleb ennekõike õppida, kuidas saada põlemisproduktide või -produktide vooluhulka järjest suuremaks. mõnest muust reaktsioonist.

Projekt töötati välja EL-i riskiinvestori tellimusel.

Kosmoselaevade orbiidile viimise hind on endiselt väga kõrge. Selle põhjuseks on rakettmootorite kõrge hind, kallis juhtimissüsteem, rakettide ja nende mootorite pingelises struktuuris kasutatavad kallid materjalid, nende valmistamise keerukas ja reeglina kallis tehnoloogia, stardi ettevalmistamine ja peamiselt nende tootmine. ühekordne kasutamine.

Kandekulude osakaal kosmoselaeva stardi kogumaksumuses on erinev. Kui kandja on jada ja seade on unikaalne, siis umbes 10%. Kui see on vastupidi, võib see ulatuda 40% või rohkem. See on väga kulukas ja seetõttu tekkiski idee luua kanderakett, mis tõuseks sarnaselt lennukiga kosmodroomilt õhku, lendaks orbiidile ja jättes sinna satelliidi või kosmoselaeva, pöörduks tagasi kosmodroomile.

Esimene katse sellist ideed ellu viia oli Space Shuttle'i süsteemi loomine. Põhineb ühekordsete kandjate ja Space Shuttle'i süsteemi puuduste analüüsil, mille koostas Konstantin Feoktistov (K. Feoktistov. Elu trajektoor. Moskva: Vagrius, 2000. ISBN 5-264-00383-1. 8. peatükk. Rakett nagu lennuk), saab aimu omadustest, mis ühel heal kanderaketil peavad olema, tagades kasuliku koorma orbiidile toimetamise minimaalsete kuludega ja maksimaalse töökindlusega. See peaks olema korduvkasutatav süsteem, mis suudab sooritada 100–1000 lendu. Taaskasutatavus on vajalik nii iga lennu maksumuse vähendamiseks (arendus- ja tootmiskulud jagunevad lendude arvu peale) kui ka kasuliku koormuse orbiidile saatmise usaldusväärsuse suurendamiseks: iga autoreis ja lennukilend kinnitab selle disaini õigsust ja kõrget. kvaliteetne tootmine. Järelikult on võimalik vähendada kasuliku koormuse kindlustamise ja raketi enda kindlustamise kulusid. Ainult korduvkasutatavad masinad – nagu auruvedur, auto, lennuk – võivad olla tõeliselt töökindlad ja odavad.

Rakett peab olema üheastmeline. See nõue, nagu ka korduvkasutatavus, on seotud nii kulude minimeerimise kui ka töökindluse tagamisega. Tõepoolest, kui rakett on mitmeastmeline, siis isegi kui kõik selle etapid naasevad ohutult Maale, tuleb need enne iga starti koondada üheks tervikuks ning astmete eraldamise protsesside õiget kokkupanekut ja toimimist on võimatu kontrollida. pärast kokkupanekut, kuna iga kontrollimise järel peab kokkupandud masin murenema. Ühendused muutuvad pärast kokkupanekut testimata ja funktsionaalsuse osas kontrollimata. Ja vähenenud töökindlusega sõlmedega ühendatud pakett muutub ka teatud määral ühekordseks kasutamiseks. Kui rakett on mitmeastmeline, on selle töökulud kõrgemad kui üheastmelise masina omad järgmistel põhjustel:

• Üheastmeline masin ei nõua kokkupanekukulusid.
• Esimeste etappide maandumiseks pole vaja eraldada Maa pinnal maandumisalasid ja seetõttu pole vaja ka nende renti maksta, kuna neid alasid majanduses ei kasutata.
• Esimeste astmete transpordi eest stardipaika ei pea maksma.
• Mitmeastmelise raketi tankimine nõuab keerukamat tehnoloogiat ja rohkem aega. Paki kokkupanemine ja astmete stardiplatsile tarnimine ei ole lihtsalt automatiseeritav ning nõuab seetõttu rohkemate spetsialistide osalemist sellise raketi järgmiseks lennuks ettevalmistamisel.

Rakett peab kütusena kasutama vesinikku ja hapnikku, mille põlemisel tekivad mootori väljapääsu juures kõrge eriimpulsiga keskkonnasõbralikud põlemisproduktid. Keskkonna puhtus on oluline mitte ainult töö alguses, tankimise ajal, õnnetuse korral, vaid ka mitte vähem, et vältida põlemisproduktide kahjulikku mõju atmosfääri osoonikihile.

Välismaal enim arenenud üheetapiliste kosmoselaevade projektide hulgas tasub esile tõsta Skylonit, DC-X-i, Lockheed Martin X-33 ja Rotonit. Kui Skylon ja X-33 on tiibadega sõidukid, siis DC-X ja Roton on vertikaalse stardi ja vertikaalmaandumisega raketid. Lisaks jõudsid mõlemad katsenäidiste loomiseni. Kui Rotonil oli ainult atmosfääri prototüüp autorotatiivse maandumise katsetamiseks, siis DC-X prototüüp tegi vedela hapniku ja vesiniku jõul töötava vedelrakettmootori (LPRE) abil mitu lendu mitme kilomeetri kõrgusele.

Zeya raketi tehniline kirjeldus

Kauba kosmosesse saatmise kulude radikaalseks vähendamiseks teeb Lin Industrial ettepaneku luua kanderakett Zeya. Tegemist on üheastmelise korduvkasutatava vertikaalse õhkutõusmise ja vertikaalmaandumisega transpordisüsteemiga. See kasutab keskkonnasõbralikke ja väga tõhusaid kütusekomponente: oksüdeerija - vedel hapnik, kütus - vedel vesinik.

Kanderakett koosneb oksüdeerijapaagist (mille kohal paikneb taassisenemise soojuskilp ja pehme maandumissüsteemi rootor), kanderuumist, instrumendiruumist, kütusepaagist, jõuseadmega sabaruumist ja maandumisseade. Kütuse- ja oksüdeerijapaagid on segment-koonilised, kandvad, komposiit. Kütusepaaki survestatakse vedela vesiniku gaasistamise teel ja oksüdeerija paaki survestatakse kõrgsurvesilindritest pärit kokkusurutud heeliumiga. Käiturisüsteem koosneb 36 ringikujuliselt paiknevast mootorist ja välisest keskkere kujul olevast paisumisotsikust. Käiturmootori töötamise ajal toimub kalde ja lengerduse juhtimine diametraalselt paiknevate mootorite drosseliga ning veeremise reguleerimine kaheksa gaasilise raketikütuse mootoriga, mis asuvad kasuliku koormaruumi all. Orbitaallennu segmendi juhtimiseks kasutatakse mootoreid, mis kasutavad gaaskütuse komponente.

Zeya lennumuster on järgmine. Pärast madalikule võrdlusorbiidile sisenemist teeb rakett vajadusel orbiidimanöövreid sihtorbiidile sisenemiseks, misjärel, avades kasuliku lastiruumi (kaaluga kuni 200 kg), eraldab selle.

Ühel orbiidil ümber Maa orbiidi alates stardihetkest, olles väljastanud pidurdusimpulsi, maandub Zeya stardipaiga piirkonda. Kõrge maandumistäpsus saavutatakse raketi kujust tuleneva tõste- ja tõmbejõu suhte abil külg- ja kaugusmanöövrite jaoks. Pehme maandumine saavutatakse laskumise teel, kasutades autorotatsiooni põhimõtet ja kaheksat maandumisamortisaatorit.

Majandus

Allpool on hinnanguline tööaeg ja maksumus enne esimest käivitamist:

• Eelprojekt: 2 kuud – 2 miljonit eurot
• Käiturisüsteemi loomine, komposiitpaakide ja juhtimissüsteemide arendamine: 12 kuud – 100 miljonit eurot
• Pingialuse loomine, prototüüpide ehitamine, tootmise ettevalmistamine ja moderniseerimine, eelprojekt: 12 kuud - 70 mln €
• Komponentide ja süsteemide testimine, prototüübi testimine, lennutoote tulekatsetus, tehniline projekt: 12 kuud - 143 miljonit eurot

Kokku: 3,2 aastat, 315 miljonit eurot

Meie hinnangul on ühe stardi maksumus 0,15 miljonit eurot ning lendudevahelise hoolduse ja üldkulud umbes € 0,1 miljonit käivitamise vaheliseks perioodiks. Kui määrate stardihinnaks € 35 tuhat 1 kg kohta (hinnaga 1250 €/kg), mis on lähedane Dnepri raketi startimise hinnale välisklientide puhul läheb kogu kaater (200 kg kandevõime) kliendile maksma € 7 miljonit. Seega tasub projekt end ära 47 käivitamisega.

Zeya variant kolmekomponendilise kütusemootoriga

Teine võimalus üheastmelise kanderaketi efektiivsuse tõstmiseks on üle minna vedelkütusega mootorile, millel on kolm kütusekomponenti.

Alates 1970. aastate algusest on NSVL ja USA uurinud kolmekütuseliste mootorite kontseptsiooni, mis ühendaksid vesiniku kütusena kasutamise kõrge eriimpulsi ja suurema keskmise kütusetiheduse (ja seega ka väiksema kütusemahu ja kaalu). paagid), iseloomulik süsivesinikkütusele. Käivitamisel töötaks selline mootor hapniku ja petrooleumiga ning suurel kõrgusel lülituks vedela hapniku ja vesiniku kasutamisele. Selline lähenemine võib võimaldada luua üheastmelise kosmosekanderakett.

Meie riigis töötati välja kolmekomponendilised mootorid RD-701, RD-704 ja RD0750, kuid prototüüpide loomise etappi neid ei viidud. 1980. aastatel töötas NPO Molniya välja mitmeotstarbelise lennundussüsteemi (MAKS) RD-701 vedelkütuse rakettmootoril hapniku + petrooleumi + vesinikkütusega. Ameerikas tehti ka kolmekomponendiliste vedelkütusemootorite arvutusi ja projekteerimist (vt näiteks James A. Martini ja Alan W. Wilhite'i raamatut Dual-Fuel Propulsion: Why it Works, Possible Engines and Results of Vehicle Studies , avaldati mais 1979 Am erican Institute of Aeronautics and Astronautics (AIAA) töö nr. 79-0878).

Usume, et kolmekomponendilise Zeya puhul tuleks selliste vedelkütusega rakettmootorite jaoks traditsiooniliselt pakutava petrooleumi asemel kasutada vedelat metaani. Sellel on palju põhjuseid:

• Zeya kasutab oksüdeerijana vedelat hapnikku, mis keeb temperatuuril -183 kraadi Celsiuse järgi, see tähendab, et raketi ja tankimiskompleksi projekteerimisel kasutatakse juba krüogeenseid seadmeid, mis tähendab, et petrooleumipaagi asendamisel ei teki põhimõttelisi raskusi. metaanipaagiga -162 kraadi Celsiuse järgi.
• Metaan on tõhusam kui petrooleum. Metaan + vedel hapnik kütusepaari eriimpulss (I, vedelkütuse rakettmootori efektiivsuse mõõt – mootori tekitatud impulsi suhe kütusekulusse) ületab petrooleumi + vedelhapniku I. paaris umbes 100 m/s.
• Metaan on odavam kui petrooleum.
• Erinevalt petrooleumimootoritest ei toimu metaanmootorites peaaegu üldse koksimist ehk teisisõnu raskesti eemaldatavate süsiniku lademete teket. See tähendab, et selliseid mootoreid on mugavam kasutada korduvkasutatavates süsteemides.
• Vajadusel saab metaani asendada sarnaste omadustega veeldatud maagaasiga (LNG). LNG koosneb peaaegu täielikult metaanist, sellel on sarnased füüsikalised ja keemilised omadused ning see on oma efektiivsuse poolest puhtast metaanist veidi madalam. Samas on LNG petrooleumist 1,5–2 korda odavam ja tunduvalt soodsam. Fakt on see, et Venemaa on kaetud ulatusliku maagaasitorustike võrguga. Piisab, kui viia haru kosmodroomile ja ehitada väike gaasi veeldamise kompleks. Venemaa on ehitanud ka LNG tootmistehase Sahhalinile ja kaks väikesemahulist veeldamiskompleksi Peterburi. Plaanis on ehitada veel viis tehast Venemaa Föderatsiooni eri piirkondadesse. Samal ajal on raketipetrooleumi tootmiseks vaja spetsiaalset naftat, mis on ammutatud rangelt piiritletud väljadest, mille varud Venemaal ammenduvad.

Kolmekomponendilise kanderaketi tööskeem on järgmine. Esiteks põletatakse metaan – suure tihedusega, kuid suhteliselt väikese eriimpulsiga kütus vaakumis. Seejärel põletatakse vesinikku, madala tihedusega kütust, millel on kõrgeim võimalik eriimpulss. Mõlemat tüüpi kütust põletatakse ühes tõukejõusüsteemis. Mida suurem on esimest tüüpi kütuse osakaal, seda väiksem on konstruktsiooni mass, kuid seda suurem on kütuse mass. Seega, mida suurem on teist tüüpi kütuse osakaal, seda väiksem on nõutav kütusevaru, kuid seda suurem on konstruktsiooni mass. Järelikult on võimalik leida vedela metaani ja vesiniku masside optimaalne suhe.

Tegime vastavad arvutused, võttes vesiniku kütusekambrite koefitsiendiks 0,1 ja metaani jaoks 0,05. Kütusekambri suhe on kütusekambri lõpliku massi ja saadaoleva kütusevaru massi suhe. Kütusekambri lõplik mass sisaldab garanteeritud kütusevaru massi, raketikütuse komponentide töötlemata jääke ja survegaaside massi.

Arvutused on näidanud, et kolmekomponendiline Zeya viib madalale Maa orbiidile 200 kg kasulikku lasti massiga 2,1 tonni ja stardimassiga 19,2 tonni. Kahekomponendiline Zeya vedelal vesinikul on tunduvalt kehvem: mass konstruktsiooni kaal on 4,8 tonni ja stardi kaal on 37,8 tonni.

Korduvkasutatavad kosmosetranspordisüsteemid Leiutis käsitleb korduvkasutatavaid kosmosetranspordisüsteeme. Kavandatav rakett sisaldab teljesümmeetrilist keha koos kasuliku koormusega, tõukejõusüsteemi ning stardi- ja maandumisamortisaatoreid. Nende amortisaatorite tugipostide ja peamootori düüsi vahele on paigaldatud kuumuskilp, mis on valmistatud kuumakindlast materjalist õõnsa õhukeseseinalise kambri kujul. Leiutise tehniline tulemus on minimeerida töötavast tõukejõumootorist tulenevad gaasidünaamilised ja termilised koormused amortisaatoritele kanderaketti startimisel ja maandumisel ning selle tulemusena tagada amortisaatorite nõutav töökindlus korduva ( kuni 50 korda) raketi kasutamine. 1 haige.

Patendi autorid:
Vavilin Aleksander Vassiljevitš (RU)
Usolkin Juri Jurjevitš (RU)
Fetisov Vjatšeslav Aleksandrovitš (Venemaa)

Patendi RU 2309088 omanikud:

Föderaalse osariigi ühtse ettevõtte "Riiklik raketikeskus" disainibüroo oma nime saanud. Akadeemik V.P. Makeeva" (RU)

Leiutis käsitleb raketi- ja kosmosetehnoloogiat, eelkõige korduvkasutatavaid transpordikosmosesüsteeme (MTKS), mis on uue põlvkonna "Kosmosorbitaalrakett – üheastmeline sõidukikandur" ("CORONA") ja mida on kasutatud viiskümmend kuni sada korda. ilma kapitaalremondita, mis on võimalik alternatiiv ristlusreisi korduvkasutatavatele süsteemidele nagu Space Shuttle ja Buran.

CORONA süsteem on ette nähtud kasuliku koorma (kosmoseaparaadi (SC) ja ülemiste astmetega (UB) kosmoselaevade) saatmiseks madalatele Maa orbiitidele kõrgusvahemikus 200–500 km kaldega, mis on võrdne orbiidi orbiidi kaldega või sellele lähedane. startinud kosmoselaev.

On teada, et stardi ajal asub rakett kanderaketis, samal ajal kui see on vertikaalasendis ja toetub neljale sabaruumi tugiklambrile, mis on allutatud täiskütusega raketi raskusele ja ümbermineku tekitavatele tuulekoormustele. moment, mis samaaegsel toimimisel on raketi sabaosa tugevusele kõige ohtlikum (vt nt I.N. Pentsak. Ballistiliste rakettide lennuteooria ja disain. - M.: Mashinostroenie, 1974, lk 112, joon. 5.22, lk 217, joonis 11.8, lk 219). Täiskütusega raketi parkimisel olev koormus jaotub kõigi tugiklambrite vahel.

Kavandatava MTKS-i üks põhiküsimusi on stardi- ja maandumisamortisaatorite (TSA) väljatöötamine.

Osariigi raketikeskuses (SRC) CORONA projektiga tehtud töö näitas, et raketiheitja laadimise kõige ebasoodsam juhtum on raketi maandumine.

VPA koormus, kui täiskütusega rakett on pargitud, jaotub kõigi tugede vahel, samas kui maandumisel on suure tõenäosusega raketi korpuse vertikaalasendist lubatud kõrvalekalde tõttu võimalik juhtum, kus koormus langeb ühele toele. Võttes arvesse vertikaalse kiiruse olemasolu, osutub see koormus võrreldavaks või isegi suuremaks kui parkimiskoormus.

See asjaolu võimaldas teha otsuse loobuda spetsiaalsest stardiplatvormist, viies viimase toitefunktsioonid üle raketi VPA-le, mis lihtsustab oluliselt CORONA tüüpi süsteemide stardirajatisi ja vastavalt ka nende kulusid. ehitust vähendatakse.

Kavandatava leiutise lähim analoog on vertikaalseks õhkutõusmiseks ja maandumiseks mõeldud korduvkasutatav üheastmeline kanderakett "CORONA", mis sisaldab teljesümmeetrilist keha koos kasuliku koormusega, tõukejõusüsteemi ning stardi- ja maandumisamortisaatoreid (vt A.V. Vavilin, Yu.Yu. Usolkin "Taaskasutatavate transpordikosmosesüsteemide (MTKS) arendamise võimalikud viisid", RK tehnoloogia, teadus- ja tehnikakogu, seeria XIY, number 1 (48), osa P, veealuste rakettide arvutus, eksperimentaalne uurimine ja projekteerimine, Miass, 2002., lk.121, joon.1, lk.129, joon.2).

Analoograketi konstruktsiooni puuduseks on see, et selle PPA-d asuvad peajõusüsteemi (MPU) keskdüüsist raketi korduval käivitamisel ja maandumisel väljuva leegi gaasidünaamilise ja termilise mõju tsoonis, mille tulemusena ei ole tagatud ühe PPA konstruktsiooni töökindel toimimine selle vajaliku ressursi kasutamisega (kuni sada lendu kahekümneprotsendilise ressursireserviga).

Tehniline tulemus üheastmelise korduvkasutatava vertikaalse stardi ja maandumisega kanderaketi kasutamisel on tagada kanderaketti viiekümnekordsel kasutamisel ühe sõukruvi konstruktsiooni nõutav töökindlus minimeerides kanderaketi gaasidünaamilisi ja termilisi koormusi. töötavast MDU-st raketi mitme stardi ja maandumise ajal.

Leiutise olemus seisneb selles, et tuntud üheastmelises vertikaalseks õhkutõusmiseks ja maandumiseks mõeldud korduvkasutatava kanderakett, mis sisaldab teljesümmeetrilist keha koos kasuliku koormaga, tõukejõusüsteemi ning stardi- ja maandumisamortisaatoreid, paigaldatakse tugede vahele kuumakaitsekilp. õhkutõusmise ja maandumise amortisaatorite ja tõukemootori düüsi kohta .

Võrreldes lähima analoograketiga on kavandatud üheastmeline korduvkasutatav vertikaalne stardi- ja maandumisrakett paremate funktsionaalsete ja töövõimetega, sest see tagab ühe UPA konstruktsiooni vajaliku töökindluse (mitte madalam kui 0,9994) ühe kanderaketi etteantud kasutusea (kuni sada stardi) jooksul, isoleerides (kasutades soojusvarjet) UPA tugipostid gaasidünaamilistest ja töötava MDU soojuskoormused antud ressursi (kuni saja) kanderaketi lennu jaoks selle mitme stardi ja maandumise ajal.

Kavandatava leiutise tehnilise olemuse selgitamiseks kavandatava kanderaketi skeem, millel on teljesümmeetriline kere 1, tõukejõusüsteemi otsik 2, stardi- ja maandumisamortisaatori tugipostid 3 ning õõnsa õhukese õhukeste soojuskilp 4. Kuumakindlast materjalist seinaga sektsioon, mis isoleerib stardi- ja maandumisamortisaatori tugipostid peajõusüsteemi keskdüüsist lähtuva leegi gaasidünaamilise ja termilise mõju eest raketi stardi ja maandumise ajal.

Seega on kavandataval korduvkasutataval vertikaalselt stardi- ja maandumisamortisaatoril laiemad funktsionaalsed ja töövõimed võrreldes lähima analoogiga, suurendades ühe stardi ja maandumise amortisaatori töökindlust selle kanderaketi antud lennuea jooksul, millel see stardi- ja maandumisamortisaator on. asub.

Üheastmeline korduvkasutatav kanderakett vertikaalseks õhkutõusmiseks ja maandumiseks, mis sisaldab kandevõimega teljesümmeetrilist kere, tõukejõusüsteemi ning stardi- ja maandumisamortisaatoreid, mida iseloomustab see, et tugipostide vahele on paigaldatud õõnsa kujuline soojuskilp. õhkutõusmis- ja maandumisamortisaatorite ja mootori õhukeseseinalise kuumakindlast materjalist kambri otsik.

Maandumissüsteemi arendamine - tugede arv, nende paigutus, minimeerides nende massi - on väga raske ülesanne...

Postitused sellest ajakirjast "Patents" silt

• 
  Tõstke esisild üles!!!

  Suurepärane mõte! Just hiljuti nägin seda ideed robotautos ja siin see jälle on... Ühel teljel pöörlemine on ka imeline. Üleminek…

• 
  Mootori CTL Atkinsoni tsükkel

  Pole paha mõte! Mahukas klassikaline Atkinsoni liikumine on asendatud kompaktsema mehhanismiga. Kahju, et isegi sellelt pildilt pole see päris...

• Kui olete leiutaja ja pole jalgratast leiutanud, olete leiutajana väärtusetu!

  RF patent 2452649 Jalgrattaraam Andrei Andrejevitš Zahharov Leiutis käsitleb ühetalalisi plastraame, mis on varustatud elementidega…

• 
  ICE CITS V-Twin ja patent sellele

  Puhas kahetaktiline CITS V-Twin Mootor Kahetaktilise mootori pordikorralduse katsekoopia US 20130228158 A1 ABSTRACT A…

• 
  Foton lasermootor

  Photonic Laser Thruster – selgub, et nimi pole ulmest, kuid toode juba töötab... Photonic Laser Thruster (PLT) on puhas footon…

Kui rakett kiirendab piisavalt kaua – nii et astronaudid ei kogeks liigset ülekoormust –, kannab düüsist väljuv gaas hoogu üle mitte ainult kestale, vaid ka tohutule kütusevarule, mida rakett jätkuvalt kaasas kannab. seda.” Kuna kütuse mass on palju suurem kui kesta mass, kiireneb rakett palju aeglasemalt, kui kogu kütus korraga välja paisata. Arvutused näitavad, et selleks, et rakett saavutaks põgenemiskiiruse ja viiks tehissatelliidi maalähedasele orbiidile, peab kütuse mass olema kümneid kordi suurem kui kasuliku lasti mass. Raketi "kiirendatud" osa massi vähendamiseks tehakse rakett mitmeastmeline .

Esimene ja teine ​​etapp on kütusega mahutid, põlemiskambrid ja düüsid. Kui esimeses astmes sisalduv kütus on põletatud, eraldub see aste raketist, mistõttu raketi mass väheneb oluliselt. Teise astme mootorid lülituvad kohe sisse ja töötavad, kuni teises etapis sisalduv kütus otsa saab. Lõpuks jäetakse ka see aste kõrvale ja seejärel lülitatakse sisse kolmanda astme mootorid, mis viib raketi kiirenduse projekteerimiskiiruseni.

Mehaanika. 2014. aasta

• 
  Füüsika illustratsioonid 10. klassile -> Dünaamika
• Kuidas on seotud raketi kiirus ja raketi poolt eralduva gaasi kiirus?
  Füüsika õpik 10. klassile -> Mehaanika
• Millest alustada, kui ümberringi pole midagi?
  Füüsika õpik 10. klassile -> Mehaanika
• Reaktiivmootor
  Füüsika õpik 10. klassile -> Mehaanika
• Mis põhjustab veerehõõrdumist?
  Füüsika õpik 10. klassile -> Mehaanika
• Reaktiivmootor
  Huvitavaid asju füüsikast -> Füüsika entsüklopeedia
• Raketi põhimõte
  Füüsika illustratsioonid 10. klassile ->
• Ülesande 5 lahendus. Konstantse gaasimassi olekuvõrrandi tuletamine
  Füüsika õpik 10. klassile ->
• Millest sõltub gaasimolekulide koguenergia?
  Füüsika õpik 10. klassile -> Molekulaarfüüsika ja termodünaamika
• Küsimused lõikele 17. Reaktiivjõud. Kosmoseuuringud
  Füüsika õpik 10. klassile -> Mehaanika
• Kes tegi esimesena ettepaneku kasutada kosmosesse lendamiseks rakette?
  Füüsika õpik 10. klassile -> Mehaanika
• Esimesed raketid
  Füüsika õpik 10. klassile -> Mehaanika
• Raketi põhimõte
  Füüsika õpik 10. klassile -> Mehaanika
• Mis põhjustab libisevat hõõrdumist?
  Füüsika õpik 10. klassile -> Mehaanika
• 1. Vooluahela lõigu takistus ja Ohmi seadus
  Füüsika õpik 11. klassile -> Elektrodünaamika
• Impulsi jäävuse seadus
  Huvitavaid asju füüsikast -> Füüsika entsüklopeedia
• Rakett
  Huvitavaid asju füüsikast -> Füüsika entsüklopeedia
• NOOR THOMAS (1773-1829)
  Huvitavaid asju füüsikast ->
• STEPHEN HAWKING (SÜND 1942)
  Huvitavaid asju füüsikast -> Lood füüsikateadlastest
• FRANKLIN BENJAMIN (1706–1790)
  Huvitavaid asju füüsikast -> Lood füüsikateadlastest
• FARADAY MICHAEL (1791-1867)
  Huvitavaid asju füüsikast -> Lood füüsikateadlastest
• MARIA SKLODOWSKA-CURIE (1867-1934)
  Huvitavaid asju füüsikast -> Lood füüsikateadlastest
• CURIE PIERRE (1859-1906)
  Huvitavaid asju füüsikast -> Lood füüsikateadlastest
• JOHANN KEPLER (1571-1630)
  Huvitavaid asju füüsikast -> Lood füüsikateadlastest
• TSIOLKOVSKI KONSTANTIN EDUARDOVITŠ (1857–1935)
  Huvitavaid asju füüsikast -> Lood füüsikateadlastest
• Kodune kogemus
  Füüsika illustratsioonid 10. klassile -> Termodünaamika
• Vee keetmine alandatud rõhul
  Füüsika illustratsioonid 10. klassile -> Termodünaamika
• 
  Füüsika illustratsioonid 10. klassile -> Termodünaamika
• Tingimused vabavõnkumiste tekkeks
  Füüsika illustratsioonid 10. klassile ->
• Näide võnkumisest: raskus nööril
  Füüsika illustratsioonid 10. klassile -> Mehaanilised vibratsioonid ja lained
• Kas paati on võimalik ilma aerudeta kiirendada?
  Füüsika illustratsioonid 10. klassile -> Jäävusseadused mehaanikas
• Reaktiivmootor ja kosmoseuuringud
  Füüsika illustratsioonid 10. klassile -> Jäävusseadused mehaanikas
• Miks tekivad löögi ajal suured jõud?
  Füüsika illustratsioonid 10. klassile -> Jäävusseadused mehaanikas
• Püstoli tagasilöök
  Füüsika illustratsioonid 10. klassile -> Jäävusseadused mehaanikas
• Yu. A. Gagarin (1934-1968)
  Füüsika illustratsioonid 10. klassile -> Jäävusseadused mehaanikas
• S. P. Korolev (1907-1966)
  Füüsika illustratsioonid 10. klassile -> Jäävusseadused mehaanikas
• K. E. Tsiolkovski (1857-1935)
  Füüsika illustratsioonid 10. klassile -> Jäävusseadused mehaanikas
• Kes pakkus esimesena välja reaktiivmootoriga auto?
  Füüsika illustratsioonid 10. klassile -> Jäävusseadused mehaanikas
• Kuidas kosmoserakett töötab?
  Füüsika illustratsioonid 10. klassile -> Jäävusseadused mehaanikas
• Sirgejooneline liikumine
  Füüsika illustratsioonid 10. klassile -> Dünaamika
• Jalgpalluri suhtlemine palliga
  Füüsika illustratsioonid 10. klassile -> Dünaamika
• Teeme katse teemal Küllastunud ja küllastumata aur
  Füüsika õpik 10. klassile -> Molekulaarfüüsika ja termodünaamika
• Küllastunud ja küllastumata aur
  Füüsika õpik 10. klassile -> Molekulaarfüüsika ja termodünaamika
• Teeme katse aurustamise teemal: aurustamine ja keetmine
  Füüsika õpik 10. klassile -> Molekulaarfüüsika ja termodünaamika
• Kas vesi võib keeda ka muul temperatuuril kui 100°C?
  Füüsika õpik 10. klassile -> Molekulaarfüüsika ja termodünaamika
• Näiteid teemal Sulamine ja kristalliseerumine
  Füüsika õpik 10. klassile -> Molekulaarfüüsika ja termodünaamika
• Kuidas soojusmootorid keskkonda mõjutavad?
  Füüsika õpik 10. klassile -> Molekulaarfüüsika ja termodünaamika
• Peamine peatükis 3. Looduskaitseseadused mehaanikas
  Füüsika õpik 10. klassile -> Mehaanika

Avaleht Entsüklopeediasõnastikud Täpsemalt

Mitmeastmeline rakett

Rakett, mille kanderaketis on rohkem kui üks aste. Lava on raketi osa, mis on lennu ajal eraldatud, sealhulgas üksused ja süsteemid, mis on eraldamise ajaks oma töö lõpetanud. Lava põhikomponendiks on astme tõukesüsteem (vt Rakettmootor), mille tööaeg määrab lava teiste elementide tööaja.

Erinevatesse astmetesse kuuluvad tõukejõusüsteemid võivad töötada kas järjestikku või paralleelselt. Järjestikuse töötamise ajal lülitatakse järgmise astme jõuseade sisse pärast eelmise astme jõuseadme töö lõpetamist. Paralleeltalitlusel töötavad kõrvutiasetsevate astmete jõusüsteemid koos, kuid eelmise astme tõukejõusüsteem lõpetab oma töö ja eraldatakse enne järgmise astme töö lõpetamist. Lavanumbrid määratakse nende raketist eraldamise järjekorras.

Mitmeastmeliste rakettide prototüüp on komposiitraketid, milles kasutatud osi ei tohtinud järjestikku eraldada. Komposiitrakette mainiti esmakordselt 16. sajandil itaalia teadlase ja inseneri Vannoccio Biringuccio (1480-1539) teoses "Pürotehnikast" (Veneetsia, 1540).

17. sajandil kirjutas Poola-Valgevene-Leedu teadlane Kazimir Seminovich (Seminavichus) (1600-1651) oma raamatus "Suur suurtükiväe kunst" (Amsterdam, 1650), mis 150 aastat oli suurtükiväe ja suurtükiväe teaduslik põhiteos. pürotehnika, pakub mitmeastmeliste rakettide jooniseid. Paljude ekspertide sõnul on just Semenovitš mitmeastmelise raketi esimene leiutaja.

Esimese patendi 1911. aastal mitmeastmelise raketi jaoks sai Belgia insener Andre Bing. Bingi rakett liikus järjestikku plahvatavate pulberpommide abil. 1913. aastal sai patendi omanikuks Ameerika teadlane Robert Goddard. Godardi raketi disain näeb ette etappide järjestikuse eraldamise.

20. sajandi alguses tegelesid mitmeastmeliste rakettide uurimisega mitmed kuulsad teadlased. Kõige olulisema panuse mitmeastmeliste rakettide loomise ja praktilise kasutamise ideesse andis K.E. Tsiolkovski (1857-1935), kes kirjeldas oma vaateid teostes "Rakettkosmoserongid" (1927) ja "Raketi suurim kiirus" (1935). Ideed Tsiolkovsky K.E. on laialt levinud ja kasutusele võetud.

Strateegilistes raketivägedes oli esimene 1960. aastal kasutusele võetud mitmeastmeline rakett R-7 (vt Strateegiline rakett). Paralleelselt paigutatud raketi kahe astme tõukejõusüsteemid, mis kasutasid kütusekomponentidena vedelat hapnikku ja petrooleumi, tagasid 5400 kg kohaletoimetamise. kasulik koormus kuni 8000 km sõiduulatuseks. Üheastmelise raketiga oli võimatu samu tulemusi saavutada. Lisaks leiti praktikas, et üleminekul üheastmeliselt raketikonstruktsioonilt kaheastmelisele on võimalik saavutada mitmekordne laskekauguse suurendamine vähem olulise stardimassi suurenemisega.

See eelis ilmnes selgelt üheastmelise keskmaaraketi R-14 ja kaheastmelise mandritevahelise raketi R-16 loomisel. Kuigi peamised energiaomadused on sarnased, on raketi R-16 lennuulatus 2,5 korda suurem kui rakett R-14, stardimass aga vaid 1,6 korda suurem.

Kaasaegsete rakettide loomisel määravad astmete arvu valiku paljud tegurid, nimelt kütuste energiaomadused, konstruktsioonimaterjalide omadused, raketi komponentide ja süsteemide disaini täiuslikkus jne. Samuti võetakse arvesse, et väiksema astmete arvuga raketi konstruktsioon on lihtsam, selle maksumus madalam ja loomisaeg Lühidalt öeldes. Kaasaegsete rakettide konstruktsiooni analüüs võimaldab tuvastada astmete arvu sõltuvust kütuse tüübist ja lennukaugusest.