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

Проект разработан по просьбе венчурного инвестора из ЕС.

Стоимость выведения на орбиту космических аппаратов пока очень велика. Это объясняется высокой стоимостью ракетных двигателей, дорогой системой управления, дорогими материалами, используемыми в напряженной конструкции ракет и их двигателей, сложной и, как правило, дорогостоящей технологией их изготовления, подготовки к пуску и, главным образом, их одноразовым использованием.

Доля стоимости носителя в общей стоимости запуска космического аппарата бывает разной. Если носитель серийный, а аппарат уникальный, то около 10%. Если наоборот - может достигать 40% и более. Это очень дорого, и поэтому возникла мысль, создать ракету-носитель, которая, подобно воздушному лайнеру, взлетала бы с космодрома, совершала полет на орбиту и, оставив там спутник или космический корабль, возвращалась на космодром.

Первой попыткой реализации такой идеи было создание системы «Спейс шаттл». На основании анализа недостатков одноразовых носителей и системы «Спейс шаттл», который сделан Константином Феоктистовым (К. Феоктистов. Траектория жизни. Москва: Вагриус, 2000. ISBN 5-264-00383-1. Глава 8. Ракета как самолет) , складывается представление о качествах, которыми должна обладать хорошая ракета-носитель, обеспечивающая доставку на орбиту полезного груза с минимальными затратами и с максимальной надежностью. Она должна быть системой многоразового использования, способной совершать 100–1000 полетов. Многоразовость нужна как для снижения затрат на каждый полет (расходы на разработку и изготовление распределяются на количество полетов), так и для повышения надежности выведения полезного груза на орбиту: каждая поездка на автомобиле и полет самолета подтверждают правильность его конструкции и качественное изготовление. Следовательно, можно снижать затраты на страхование полезного груза и страхование самой ракеты. По-настоящему надежными и недорогими в эксплуатации машинами могут быть только многоразовые - такие, как паровоз, автомобиль, самолет.

Ракета должна быть одноступенчатой. Это требование, как и многоразовость, связано и с минимизацией расходов, и с обеспечением надежности. Действительно, если ракета многоступенчатая, то даже если все ее ступени благополучно возвращаются на Землю, то перед каждым стартом их надо собирать в единое целое, а проверить правильность сборки и функционирования процессов разделения ступеней после сборки невозможно, так как при каждой проверке собранная машина должна рассыпаться. Не испытываемые, не проверяемые на функционирование после сборки, соединения становятся как бы одноразовыми. И пакет, соединенный узлами с пониженной надежностью, тоже становится в какой-то степени одноразовым. Если ракета многоступенчатая, то расходы на ее эксплуатацию больше, чем на эксплуатацию одноступенчатой машины по следующим причинам:

• Для одноступенчатой машины не требуются расходы на сборку.
• Не нужно выделять на поверхности Земли районы приземления для посадки первых ступеней, а следовательно, не нужно платить за их аренду, за то, что эти районы не используются в хозяйстве.
• Нет необходимости платить за транспортировку первых ступеней к месту старта.
• Заправка многоступенчатой ракеты требует более сложной технологии, большего времени. Сборка пакета и доставка ступеней к месту старта не поддаются простейшей автоматизации и, следовательно, требуют участия большего количества специалистов при подготовке такой ракеты к очередному полету.

Ракета должна использовать в качестве топлива водород и кислород, в результате горения которых на выходе из двигателя образуются экологически чистые продукты сгорания при высоком удельном импульсе. Экологическая чистота важна не только для работ, проводимых на старте, при заправке, в случае аварии, но и в не меньшей степени во избежание вредного воздействия продуктов сгорания на озоновый слой атмосферы.

Среди самых проработанных проектов одноступенчатых космических аппаратов за рубежом стоит выделить Skylon, DC-X, Lockheed Martin X-33 и Roton. Если Skylon и X-33 - это крылатые аппараты, то DC-X и Roton это ракеты вертикального взлета и вертикальной посадки. К тому же, оба они дошли до создания тестовых образцов. Если у Roton был только атмосферный прототип для отработки посадки на авторотации, то прототип DC-X совершил несколько полетов на высоту несколько километров на жидкостном ракетном двигателе (ЖРД) на жидких кислороде и водороде.

Техническое описание ракеты «Зея»

Для радикального снижения стоимости выведения грузов в космос «Лин Индастриал» предлагает создать ракету-носитель (РН) «Зея». Это одноступенчатая, многоразовая транспортная система с вертикальным взлетом и вертикальной посадкой. В ней используются экологически безопасные и высокоэффективные компоненты топлива: окислитель - жидкий кислород, горючее - жидкий водород.

РН состоит из бака окислителя (над которым размещается теплозащитный экран для входа в атмосферу и ротор системы мягкой посадки), отсека полезной нагрузки, приборного отсека, бака горючего, хвостового отсека с двигательной установкой и посадочного устройства. Баки горючего и окислителя - сегментально-конические, несущие, композитные. Наддув бака горючего осуществляется за счет газификации жидкого водорода, а бака окислителя - за счет сжатого гелия из баллонов высокого давления. Маршевая двигательная установка состоит из 36 расположенных по окружности двигателей и сопла внешнего расширения в виде центрального тела. Управление во время работы маршевого двигателя по тангажу и рысканию осуществляется с помощью дросселирования диаметрально расположенных двигателей, по крену - с помощью восьми двигателей на газообразных компонентах топлива, расположенных под отсеком полезной нагрузки. Для управления на участке орбитального полета используются двигатели на газообразных компонентах топлива.

Схема полета «Зеи» следующая. После выхода на опорную околоземную орбиту, ракета, если это необходимо, производит орбитальные маневры для выхода на целевую орбиту, после чего, открыв отсек полезной нагрузки (массой до 200 кг), отделяет ее.

В течение одного витка по околоземной орбите с момента старта, выдав тормозной импульс, «Зея» совершает посадку в районе космодрома пуска. Высокая точность посадки обеспечивается за счет использования аэродинамического качества, создаваемого формой ракеты, для бокового маневра и маневра по дальности. Мягкая посадка осуществляется за счет снижения с использованием принципа авторотации и восьми посадочных амортизаторов.

Экономика

Ниже приведена оценка сроков и стоимости работы до первого пуска:

• Аванпроект: 2 месяца - €2 млн
• Создание двигательной установки, разработка композитных баков и системы управления: 12 месяцев - €100 млн
• Создание стендовой базы, постройка прототипов, подготовка и модернизация производства, эскизный проект: 12 месяцев - €70 млн
• Отработка узлов и систем, испытания прототипа, огневые испытания летного изделия, технический проект: 12 месяцев - €143 млн

Итого: 3,2 года, €315 млн

По нашим оценкам, себестоимость одного пуска составит €0,15 млн, а стоимость межполетного обслуживания и накладных расходов - около €0,1 млн за межпусковой период. Если установить цену запуска в €35 тыс. за 1 кг (при себестоимости €1250/кг), что близко к цене запуска на ракете «Днепр» для иностранных заказчиков, то весь пуск (200 кг полезной нагрузки) обойдется заказчику в €7 млн. Таким образом, проект окупится за 47 пусков.

Вариант «Зеи» с двигателем на трех компонентах топлива

Еще один способ увеличить эффективность одноступенчатой РН - переход на ЖРД с тремя компонентами топлива.

С начала 1970-х годов в СССР и США изучалась концепция трехкомпонентных двигателей, которые сочетали бы в себе высокое значение удельного импульса при использовании водорода в качестве горючего, и более высокую усредненную плотность топлива (а, следовательно, меньший объем и вес топливных баков), характерную для углеводородного горючего. При запуске такой двигатель работал бы на кислороде и керосине, а на больших высотах переключался на использование жидких кислорода и водорода. Такой подход, возможно, позволит создать одноступенчатый космический носитель.

В нашей стране были разработаны трехкомпонентные двигатели РД-701, РД-704 и РД0750, однако они не были доведены до стадии создания опытных образцов. НПО «Молния» в 1980-х разработала Многоцелевую авиационно-космическую систему (МАКС) на ЖРД РД-701 с топливом кислород + керосин + водород. Расчеты и конструирование трехкомпонентных ЖРД велись и в Америке (см., например, Dual-Fuel Propulsion: Why it Works, Possible Engines, and Results of Vehicle Studies, авторов James A. Martin и Alan W. Wilhite, опубликованную в мае 1979 года в Am erican Institute of Aeronautics and Astronautics (AIAA) Paper No. 79-0878).

Мы полагаем, что для трехкомпонентной «Зеи» вместо традиционно предлагаемого для подобных ЖРД керосина следует использовать жидкий метан. На это есть множество причин:

• «Зея» в качестве окислителя использует жидкий кислород, кипящий при температуре -183 градуса Цельсия, то есть в конструкции ракеты и заправочного комплекса уже используется криогенное оборудование, а значит не будет принципиальных сложностей в замене бака керосина на бак метана при -162 градусах Цельсия.
• Метан по эффективности превосходит керосин. Удельный импульс (УИ, мера эффективности ЖРД - отношение создаваемого двигателем импульса к расходу топлива) топливной пары метан + жидкий кислород превосходит УИ пары керосин + жидкий кислород примерно на 100 м/с.
• Метан дешевле керосина.
• В отличие от керосиновых в двигателях на метане почти отсутствует коксование, то есть, проще говоря, образование трудно удаляемого нагара. А, значит, такие двигатели удобнее использовать в многоразовых системах.
• При необходимости метан можно заменить схожим по характеристикам сжиженным природным газом (СПГ). СПГ почти полностью состоит из метана, обладает схожими физико-химическими характеристиками и немного проигрывает чистому метану по эффективности. При этом СПГ в 1,5–2 раза дешевле керосина и намного доступнее. Дело в том, что Россия покрыта обширной сетью газопроводов с природным газом. Достаточно отвести ветку к космодрому и построить небольшой комплекс по сжижению газа. Также в России построен завод по производству СПГ на Сахалине и два малотоннажных комплекса по сжижению в Санкт-Петербурге. Планируется постройка еще пяти заводов в разных точках РФ. При этом для производства ракетного керосина нужны особые сорта нефти, добытые на строго определенных месторождениях, запасы которых в России истощаются.

Схема работы трехкомпонентной РН следующая. Вначале сжигается метан - топливо с высокой плотностью, но сравнительно небольшим удельным импульсом в пустоте. Затем сжигается водород - топливо с низкой плотностью и максимально высоким удельным импульсом. Оба вида топлива сжигаются в единой двигательной установке. Чем выше доля топлива первого типа, тем меньше масса конструкции, но тем больше масса топлива. Соответственно, чем выше доля топлива второго вида, тем меньше потребный запас топлива, но тем больше масса конструкции. Следовательно, можно найти оптимальное соотношение между массами жидких метана и водорода.

Мы провели соответствующие расчеты, приняв коэффициент топливных отсеков для водорода равным 0,1, а для метана - 0,05. Коэффициент топливных отсеков - это отношение конечной массы топливного отсека к массе располагаемого запаса топлива. В конечную массу топливного отсека включаются массы гарантийного запаса топлива, невырабатываемые остатки компонентов ракетного топлива и масса газов наддува.

Расчеты показали, что трехкомпонентная «Зея» будет выводить на низкую околоземную орбиту 200 кг полезной нагрузки при массе своей конструкции в 2,1 т и стартовой массе 19,2 т. Двухкомпонентная «Зея» на жидком водороде сильно проигрывает: масса конструкции - 4,8 т, а стартовая масса - 37,8 т.

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…

Если ракета разгоняется в течение достаточно длительного времени - так, чтобы космонавты не испытывали чрезмерных перегрузок, - вылетающий из сопла газ передает импульс не только оболочке, но и тому огромному запасу топлива, который ракета продолжает «нести с собой». Поскольку масса топлива намного больше массы оболочки, разгон ракеты происходит значительно медленнее, чем если бы все топливо было выброшено сразу. Расчеты показывают, что для того, чтобы ракета смогла достичь первой космической скорости и вывести на околоземную орбиту искусственный спутник, масса топлива должна в десятки раз превышать массу полезного груза. Чтобы уменьшить массу «разгоняемой» части ракеты, ракету делают многоступенчатой .

Первая и вторая ступени представляют собой емкости с топливом, камерами сгорания и соплами. Как только топливо, содержащееся в первой ступени, сгорает, эта ступень отделяется от ракеты, вследствие чего масса ракеты значительно уменьшается. Тут же включаются двигатели второй ступени и работают до тех пор, пока не закончится топливо, содержащееся во второй ступени. Наконец отбрасывается и эта ступень, и тогда включаются двигатели третьей ступени, завершающие разгон ракеты до расчетной скорости.

Механика. 2014

• 
  Иллюстрации по физике для 10 класса -> Динамика
• Как связаны скорость ракеты и скорость выбрасываемого ракетой газа?
  Учебник по Физике для 10 класса -> Механика
• От чего можно оттолкнуться, если вокруг ничего нет?
  Учебник по Физике для 10 класса -> Механика
• Реактивное движение
  Учебник по Физике для 10 класса -> Механика
• Из-за чего возникает сила трения качения?
  Учебник по Физике для 10 класса -> Механика
• Реактивное движение
  Интересное о физике -> Энциклопедия по физике
• Принцип действия ракеты
  Иллюстрации по физике для 10 класса ->
• Решение к задаче 5. Вывод уравнения состояния для постоянной массы газа
  Учебник по Физике для 10 класса ->
• От чего зависит суммарная энергия молекул газа?
  Учебник по Физике для 10 класса -> Молекулярная физика и термодинамика
• Вопросы к параграфу § 17. Реактивное движение. Освоение космоса
  Учебник по Физике для 10 класса -> Механика
• Кто первым предложил использовать ракеты для полета в космос?
  Учебник по Физике для 10 класса -> Механика
• Первые ракеты
  Учебник по Физике для 10 класса -> Механика
• Принцип действия ракеты
  Учебник по Физике для 10 класса -> Механика
• Из-за чего возникает сила трения скольжения?
  Учебник по Физике для 10 класса -> Механика
• 1. Cопротивление и закон Ома для участка цепи
  Учебник по Физике для 11 класса -> Электродинамика
• Закон сохранения импульса
  Интересное о физике -> Энциклопедия по физике
• Ракета
  Интересное о физике -> Энциклопедия по физике
• ЮНГ ТОМАС (1773-1829)
  Интересное о физике ->
• ХОКИНГ СТИВЕН (РОДИЛСЯ В 1942)
  Интересное о физике -> Рассказы об ученых по физике
• ФРАНКЛИН БЕНДЖАМИН (1706 - 1790)
  Интересное о физике -> Рассказы об ученых по физике
• ФАРАДЕЙ МАЙКЛ (1791-1867)
  Интересное о физике -> Рассказы об ученых по физике
• СКЛОДОВСКАЯ-КЮРИ МАРИЯ (1867-1934)
  Интересное о физике -> Рассказы об ученых по физике
• КЮРИ ПЬЕР (1859-1906)
  Интересное о физике -> Рассказы об ученых по физике
• КЕПЛЕР ИОГАНН (1571-1630)
  Интересное о физике -> Рассказы об ученых по физике
• ЦИОЛКОВСКИЙ КОНСТАНТИН ЭДУАРДОВИЧ (1857–1935)
  Интересное о физике -> Рассказы об ученых по физике
• Домашний опыт
  Иллюстрации по физике для 10 класса -> Термодинамика
• Кипение воды при пониженном давлении
  Иллюстрации по физике для 10 класса -> Термодинамика
• 
  Иллюстрации по физике для 10 класса -> Термодинамика
• Условия возникновения свободных колебаний
  Иллюстрации по физике для 10 класса ->
• Пример колебаний: груз на нити
  Иллюстрации по физике для 10 класса -> Механические колебания и волны
• Можно ли разогнать лодку без весел?
  Иллюстрации по физике для 10 класса -> Законы сохранения в механике
• Реактивное движение и освоение космоса
  Иллюстрации по физике для 10 класса -> Законы сохранения в механике
• Почему при ударе возникают большие силы?
  Иллюстрации по физике для 10 класса -> Законы сохранения в механике
• Отдача пушки
  Иллюстрации по физике для 10 класса -> Законы сохранения в механике
• Ю. А. Гагарин (1934 - 1968)
  Иллюстрации по физике для 10 класса -> Законы сохранения в механике
• С. П. Королев (1907 - 1966)
  Иллюстрации по физике для 10 класса -> Законы сохранения в механике
• К. Э. Циолковский (1857 - 1935)
  Иллюстрации по физике для 10 класса -> Законы сохранения в механике
• Кто первым предложил автомобиль с реактивным двигателем?
  Иллюстрации по физике для 10 класса -> Законы сохранения в механике
• Как устроена космическая ракета?
  Иллюстрации по физике для 10 класса -> Законы сохранения в механике
• Прямолинейное движение
  Иллюстрации по физике для 10 класса -> Динамика
• Взаимодействие футболиста с мячом
  Иллюстрации по физике для 10 класса -> Динамика
• Поставим опыт к теме Насыщенный и ненасыщенный пар
  Учебник по Физике для 10 класса -> Молекулярная физика и термодинамика
• Насыщенный и ненасыщенный пар
  Учебник по Физике для 10 класса -> Молекулярная физика и термодинамика
• Поставим опыт к теме Парообразование: испарение и кипение
  Учебник по Физике для 10 класса -> Молекулярная физика и термодинамика
• Может ли вода кипеть при температуре, отличной от 100 °с?
  Учебник по Физике для 10 класса -> Молекулярная физика и термодинамика
• Примеры к теме Плавление и кристаллизация
  Учебник по Физике для 10 класса -> Молекулярная физика и термодинамика
• Как влияют тепловые двигатели на окружающую среду?
  Учебник по Физике для 10 класса -> Молекулярная физика и термодинамика
• Главное в главе 3. Законы сохранения в механике
  Учебник по Физике для 10 класса -> Механика

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.