Hvilke typer flertrinnsraketter finnes det? Flertrinnsrakett: Den russiske føderasjonens forsvarsdepartement. Entrinns flytende raketter

I fig. 22 viser at banen til et ballistisk missil, og derfor dets flyrekkevidde, avhenger av starthastigheten V 0 og vinkelen Θ 0 mellom denne hastigheten og horisonten. Denne vinkelen kalles kastevinkelen.

La for eksempel kastevinkelen være Θ 0 = 30°. I dette tilfellet vil raketten, som begynte sin ballistiske flyging ved punkt 0 med en hastighet V 0 = 5 km/sek., fly langs elliptisk kurve II. Ved V 0 = 8 km/sek vil raketten fly langs elliptisk kurve III, ved V 0 = 9 km/sek - langs kurve IV. Når hastigheten økes til 11,2 km/sek vil banen fra en lukket elliptisk kurve gå over til en åpen parabolsk og raketten vil forlate jordens tyngdepunkt (kurve V). Ved enda høyere hastighet vil rakettens avgang følge en hyperbel (VI). Dette er hvordan rakettens bane endres når starthastigheten endres, selv om kastevinkelen forblir uendret.

Hvis du holder starthastigheten konstant og bare endrer kastevinkelen, vil rakettens bane gjennomgå ikke mindre betydelige endringer.

La for eksempel starthastigheten være V 0 = 8 km/t Hvis en rakett skytes opp vertikalt (kastevinkel Θ 0 = 90°), så vil den teoretisk stige til en høyde lik jordens radius. gå tilbake til jorden ikke langt fra starten ( VII). Ved Θ 0 = 30° vil raketten fly langs den elliptiske banen vi allerede har vurdert (kurve III Til slutt, ved Θ 0 = 0° (avfyring parallelt med horisonten). ), vil raketten bli til en jordsatellitt med en sirkulær bane (kurve I).

Disse eksemplene viser at bare ved å endre kastevinkelen kan rekkevidden til missiler med samme starthastighet på 8 km/sek ha en rekkevidde fra null til uendelig.

I hvilken vinkel vil missilet begynne sin ballistiske flytur? Dette avhenger av kontrollprogrammet som er tildelt raketten. Du kan for eksempel for hver starthastighet velge den mest fordelaktige (optimale) kastevinkelen, der flyrekkevidden vil være størst. Når starthastigheten øker, reduseres denne vinkelen. De resulterende omtrentlige verdiene for rekkevidde, høyde og flytid er vist i tabellen. 4.

Tabell 4

Hvis kastevinkelen kan endres vilkårlig, er endringen i starthastighet begrenset, og å øke den for hver 1 km/sek er forbundet med store tekniske problemer.

K. E. Tsiolkovsky ga en formel som lar en bestemme den ideelle * hastigheten til en rakett på slutten av motorakselerasjonen:

V start = V kilde ln G start /G slutt,

der Vid er den ideelle hastigheten til raketten på slutten av den aktive delen;

V-kilden er hastigheten på gassstrømmen fra motorens jetdyse;

G initial - startvekten til raketten;

G con - endelig vekt av raketten;

ln - tegn på den naturlige logaritmen.

Vi ble kjent med hastigheten på gassstrømmen fra en rakettmotordyse i forrige avsnitt. For flytende drivstoff gitt i tabellen. 3 er disse hastighetene begrenset til 2200 - 2600 m/sek (eller 2,2 - 2,6 km/sek), og for fast brensel - til 1,6 - 2,0 km/sek.

G-start angir startvekten, dvs. totalvekten til raketten før oppskyting, og G-slutt er dens endelige vekt ved slutten av akselerasjonen (etter at drivstoff er forbrukt eller motorene er slått av). Forholdet mellom disse vektene G start / G slutt, inkludert i formelen, kalles Tsiolkovsky-tallet og karakteriserer indirekte vekten av drivstoffet som forbrukes for å akselerere raketten. Jo høyere Tsiolkovsky-tallet er, jo høyere hastighet vil raketten utvikle seg, og derfor vil den fly lenger (alt annet likt, men Tsiolkovsky-tallet, samt hastigheten på gasstrømmen fra dysen). , har sine begrensninger.

I fig. Figur 23 viser et tverrsnitt av en typisk ett-trinns rakett og dens vektdiagram. I tillegg til drivstofftanker har raketten motorer, kontroller og systemer, skinn, nyttelast, og ulike strukturelle elementer og hjelpeutstyr. Derfor kan den endelige vekten til raketten ikke være mange ganger mindre enn dens opprinnelige vekt. For eksempel veide den tyske V-2-raketten 3,9 tonn uten drivstoff, og 12,9 tonn med drivstoff. Dette betyr at Tsiolkovsky-tallet til denne raketten var lik: 12,9/3,9 = 3,31. På det nåværende utviklingsnivået for utenlandsk rakettteknologi når dette forholdet for utenlandske raketter en verdi på 5 - 7.

La oss beregne den ideelle hastigheten til en ett-trinns rakett, og tar V 0 = 2,6 km/sek. og G start / G slutt = 7,

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

Fra bordet 4 viser at et slikt missil er i stand til å nå en rekkevidde på ca. 3200 km. Den faktiske hastigheten vil imidlertid være mindre enn 5 km/sek. siden motoren bruker sin energi ikke bare for å akselerere raketten, men også for å overvinne luftmotstanden, for å overvinne tyngdekraften. Rakettens faktiske hastighet vil bare være 75 - 80 % av idealet. Følgelig vil den ha en starthastighet på ca. 4 km/sek og en rekkevidde på ikke mer enn 1800 km*.

* (Område gitt i tabell. 4 er gitt tilnærmet, siden det ikke ble tatt hensyn til en rekke faktorer ved beregningen. For eksempel ble deler av banen som ligger i tette lag av atmosfæren og påvirkningen av jordens rotasjon ikke tatt i betraktning. Når du skyter i østlig retning, er flyrekkevidden for ballistiske missiler større, siden rotasjonshastigheten til selve jorden legges til hastigheten deres i forhold til jorden.)

For å lage et interkontinentalt ballistisk missil, skyte opp kunstige jordsatellitter og romfartøy, og enda mer for å sende romraketter til månen og planetene, er det nødvendig å gi en betydelig høyere hastighet til bæreraketten. For et missil med en rekkevidde på 9000 - 13000 km kreves således en starthastighet på ca. 7 km/sek. Den første rømningshastigheten som må gis til en rakett slik at den kan bli en satellitt av jorden med lav banehøyde er som kjent 8 km/sek.

For å unnslippe jordens tyngdekraftssfære må raketten akselereres til den andre flukthastigheten - 11,2 km/sek for å fly rundt Månen (uten å returnere til Jorden) kreves en hastighet på mer enn 12 km/sek. En forbiflyvning av Mars uten å returnere til jorden kan oppnås med en starthastighet på omtrent 14 km/sek, og med en retur til bane rundt jorden - omtrent 27 km/sek. En hastighet på 48 km/sek kreves for å redusere varigheten av flyturen til Mars og tilbake til tre måneder. Å øke rakettens hastighet krever på sin side å bruke en stadig økende mengde drivstoff for akselerasjon.

La oss for eksempel bygge en rakett som veier 1 kg uten drivstoff. Hvis vi vil gi den en hastighet på 3, 6, 9 og 12 km/sek, hvor mye drivstoff må da fylles på raketten og brennes under akselerasjon? Den nødvendige mengden drivstoff * er vist i tabellen. 5.

* (Ved en eksoshastighet på 3 km/sek.)

Tabell 5

Det er ingen tvil om at i rakettkroppen, hvis "tørre" vekt bare er 1 kg, vil vi kunne ta imot 1,7 kg drivstoff. Men det er veldig tvilsomt at den kan ta 6,4 kg av den. Og det er åpenbart helt umulig å fylle den med 19 eller 54 kg drivstoff. En enkel, men ganske slitesterk tank som kan inneholde en slik mengde drivstoff veier allerede betydelig mer enn et kilo. For eksempel veier en tjueliters dunk kjent for bilister omtrent 3 kg. Den "tørre" vekten til raketten, i tillegg til tanken, må inkludere vekten til motorene, strukturen, nyttelasten, etc.

Vår store landsmann K. E. Tsiolkovsky fant en annen (og så langt den eneste) måten å løse et så vanskelig problem som å oppnå hastighetene som kreves i praksis i dag med en rakett. Denne banen består av å lage flertrinnsraketter.

En typisk flertrinnsrakett er vist i fig. 24. Den består av en nyttelast og flere avtakbare trinn med et kraftverk og en drivstofftilførsel i hver. Første trinns motor gir hastighet ν 1 til nyttelasten, så vel som andre og tredje trinn (andre underrakett). Når drivstoffet er brukt opp, skilles det første trinnet fra resten av raketten og faller til bakken, og rakettens andre trinns motor antennes. Under påvirkning av skyvekraften får den gjenværende delen av raketten (den tredje underraketten) en ekstra hastighet ν 2. Deretter skilles også det andre trinnet, etter å ha brukt opp drivstoffet, fra resten av raketten og faller til bakken. På dette tidspunktet slås motoren på tredje trinn på og gir nyttelasten en ekstra hastighet ν 3.

I en flertrinnsrakett blir dermed nyttelasten akselerert mange ganger. Den totale ideelle hastigheten til en tre-trinns rakett vil være lik summen av de tre ideelle hastighetene oppnådd fra hvert trinn:

V ID 3 = ν 1 + ν 2 + ν 3.

Hvis hastigheten på gassstrømmen fra motorene i alle trinn er den samme, og etter separasjonen av hver av dem endres ikke forholdet mellom startvekten til den gjenværende delen av raketten og sluttvekten, øker hastigheten ν 1 , ν 2 og ν 3 vil være lik hverandre. Da kan vi anta at hastigheten til en rakett som består av tre (eller til og med n) trinn vil være lik trippel (eller økt med n ganger) hastigheten til en ett-trinns rakett.

Faktisk kan hvert trinn av flertrinnsraketter inneholde motorer som produserer forskjellige eksoshastigheter; et konstant vektforhold kan ikke opprettholdes; Luftmotstanden endres når flyhastigheten endres og jordens tyngdekraft endres når du beveger deg bort fra den. Derfor kan slutthastigheten til en flertrinnsrakett ikke bestemmes ved ganske enkelt å multiplisere hastigheten til en enkeltrinnsrakett med antall trinn *. Men det er fortsatt sant at ved å øke antall trinn, kan hastigheten på raketten økes mange ganger.

* (Det bør også huskes på at det kan være et tidsintervall mellom å slå av en scene og slå på en annen, hvor raketten flyr med treghet.)

I tillegg kan en flertrinnsrakett oppnå en gitt rekkevidde med samme nyttelast ved betydelig lavere totalt drivstofforbruk og utskytningsvekt enn en ett-trinns rakett. Har menneskesinnet virkelig klart å omgå naturlovene? Nei. Rett og slett kan en person, etter å ha lært disse lovene, spare på drivstoff og vekt på strukturen mens han fullfører oppgaven. I en ett-trinns rakett, fra begynnelsen til slutten av den aktive fasen, akselererer vi hele dens "tørre" vekt. I en flertrinnsrakett gjør vi ikke dette. Således, i en tre-trinns rakett, sløser det andre trinnet ikke lenger med drivstoff for å akselerere den "tørre" vekten til det første trinnet, fordi sistnevnte blir kastet. Det tredje trinnet sløser heller ikke med drivstoff for å akselerere den "tørre" vekten til første og andre trinn. Den akselererer bare seg selv og nyttelasten. Det tredje (og generelt siste) trinnet kunne ikke lenger kobles fra rakettens hode, fordi ytterligere akselerasjon ikke er nødvendig. Men i mange tilfeller skiller det likevel. Dermed praktiseres separasjon av de siste stadiene i satellittutskytningskjøretøyer, romraketter og slike kampmissiler som Atlas, Titan, Minuteman, Jupiter, Polaris, etc.

Når vitenskapelig utstyr plassert i hodet på en rakett skytes ut i verdensrommet, er separasjonen av det siste trinnet gitt. Dette er nødvendig for riktig funksjon av utstyret. Når en satellitt skytes opp, er det også planlagt å skille seg fra sluttfasen. Takket være dette reduseres motstanden og den kan eksistere i lang tid. Ved utskyting av et ballistisk kampmissil skilles det siste trinnet fra stridshodet, som et resultat av at det blir vanskeligere å oppdage stridshodet og treffe det med et anti-missil. Dessuten blir den siste etappen som skiller seg under rakettens nedstigning et falskt mål. Hvis det er planlagt å kontrollere stridshodet eller stabilisere flyet når du går tilbake til atmosfæren, er det lettere å kontrollere det uten det siste stadiet, siden det har mindre masse. Til slutt, hvis det siste trinnet ikke er skilt fra kamphodet, vil det være nødvendig å beskytte både mot oppvarming og forbrenning, noe som er ulønnsomt.

Selvfølgelig vil problemet med å oppnå høye hastigheter løses ikke bare ved å lage flertrinnsraketter. Denne metoden har også sine ulemper. Faktum er at med en økning i antall trinn, blir utformingen av raketter mye mer komplisert. Det er behov for komplekse mekanismer for å separere trinn. Derfor vil forskere alltid strebe etter et minimum antall trinn, og for dette er det først og fremst nødvendig å lære å oppnå høyere og høyere strømningshastigheter av forbrenningsprodukter eller produkter. av en annen reaksjon.

Prosjektet ble utviklet på forespørsel fra en ventureinvestor fra EU.

Kostnaden for å skyte opp romfartøy i bane er fortsatt svært høy. Dette forklares av de høye kostnadene for rakettmotorer, et dyrt kontrollsystem, dyre materialer som brukes i den stressede strukturen til raketter og deres motorer, kompleks og som regel dyr teknologi for deres produksjon, forberedelse til oppskyting og hovedsakelig deres engangsbruk.

Andelen av bærerkostnaden av de totale kostnadene ved å skyte opp et romfartøy varierer. Hvis mediet er seriell og enheten er unik, er det omtrent 10 %. Hvis det er omvendt, kan det nå 40 % eller mer. Dette er veldig dyrt, og derfor oppsto ideen om å lage en bærerakett som, i likhet med et rutefly, skulle ta av fra kosmodromen, fly i bane og etterlate en satellitt eller romfartøy der, returnere til kosmodromen.

Det første forsøket på å implementere en slik idé var etableringen av romfergesystemet. Basert på en analyse av manglene ved engangsmedier og romfergesystemet, som ble laget av Konstantin Feoktistov (K. Feoktistov. Trajectory of Life. Moskva: Vagrius, 2000. ISBN 5-264-00383-1. Kapittel 8. En rakett som et fly), får man en ide om kvalitetene som en god bærerakett bør ha, som sikrer levering av nyttelast i bane til minimale kostnader og med maksimal pålitelighet. Det skal være et gjenbrukbart system som kan ta 100–1000 flyvninger. Gjenbrukbarhet er nødvendig både for å redusere kostnadene for hver flygning (utviklings- og produksjonskostnadene fordeles over antall flygninger) og for å øke påliteligheten ved å sette nyttelasten ut i bane: hver biltur og flyreise bekrefter riktigheten av designet og høy- kvalitetsproduksjon. Følgelig er det mulig å redusere kostnadene ved å forsikre nyttelasten og forsikre selve raketten. Bare gjenbrukbare maskiner - som et damplokomotiv, en bil, et fly - kan være virkelig pålitelige og rimelige i drift.

Raketten skal være ett-trinns. Dette kravet, i likhet med gjenbrukbarhet, er knyttet til både å minimere kostnader og sikre pålitelighet. Faktisk, hvis raketten er flertrinns, så selv om alle dens stadier returnerer trygt til jorden, må de før hver lansering settes sammen til en enkelt helhet, og det er umulig å kontrollere riktig montering og funksjon av trinnseparasjonsprosessene etter montering, siden ved hver kontroll må den monterte maskinen smuldre . Utestet og ukontrollert for funksjonalitet etter montering, blir koblinger engangs. Og en pakke forbundet med noder med redusert pålitelighet blir også til en viss grad engangsbruk. Hvis raketten er flertrinns, er kostnadene for driften høyere enn for en ett-trinns maskin av følgende grunner:

• Entrinnsmaskinen krever ingen monteringskostnader.
• Det er ikke nødvendig å tildele landingsområder på jordoverflaten for å lande de første stadiene, og derfor er det ikke nødvendig å betale for leie av dem, for det faktum at disse områdene ikke brukes i økonomien.
• Det er ikke nødvendig å betale for transport av de første etappene til lanseringsstedet.
• Å fylle drivstoff på en flertrinnsrakett krever mer kompleks teknologi og mer tid. Montering av pakken og levering av trinnene til utskytningsstedet kan ikke automatiseres enkelt og krever derfor deltakelse fra flere spesialister for å forberede en slik rakett for neste flytur.

Raketten skal bruke hydrogen og oksygen som drivstoff, hvis forbrenning gir miljøvennlige forbrenningsprodukter ved motorutgangen med høy spesifikk impuls. Miljømessig renhet er viktig ikke bare for arbeid som utføres i starten, under tanking, i tilfelle en ulykke, men også, ikke mindre, for å unngå de skadelige effektene av forbrenningsprodukter på ozonlaget i atmosfæren.

Blant de mest utviklede prosjektene for ett-trinns romfartøy i utlandet, er det verdt å fremheve Skylon, DC-X, Lockheed Martin X-33 og Roton. Hvis Skylon og X-33 er bevingede kjøretøy, så er DC-X og Roton vertikale start- og vertikale landingsmissiler. I tillegg kom begge til poenget med å lage testprøver. Mens Roton bare hadde en atmosfærisk prototype for å teste autorotative landinger, foretok DC-X-prototypen flere flyvninger til en høyde på flere kilometer ved hjelp av en flytende rakettmotor (LPRE) drevet av flytende oksygen og hydrogen.

Teknisk beskrivelse av Zeya-raketten

For å radikalt redusere kostnadene ved å skyte opp last i verdensrommet, foreslår Lin Industrial å lage Zeya bærerakett. Det er et ett-trinns, gjenbrukbart transportsystem for vertikal start og vertikal landing. Den bruker miljøvennlige og svært effektive drivstoffkomponenter: oksidasjonsmiddel - flytende oksygen, drivstoff - flytende hydrogen.

Bæreraketten består av en oksidasjonstank (over hvilken varmeskjoldet for re-entring og rotoren til myklandingssystemet er plassert), et nyttelastrom, et instrumentrom, en drivstofftank, et halerom med fremdriftssystem og et landingsutstyr. Drivstoff- og oksidasjonstanker er segmentelt-koniske, bærende, kompositt. Drivstofftanken settes under trykk ved gassifisering av flytende hydrogen, og oksidasjonstanken settes under trykk av komprimert helium fra høytrykkssylindere. Fremdriftssystemet består av 36 perifert plasserte motorer og en ekstern ekspansjonsdyse i form av en sentral kropp. Under drift av fremdriftsmotoren utføres pitch- og girkontroll ved å strupe diametralt plasserte motorer, og rullekontroll utføres ved bruk av åtte gassformige drivgassmotorer plassert under nyttelastrommet. For kontroll av det orbitale flysegmentet brukes motorer som bruker gassformige drivstoffkomponenter.

Zeyas flymønster er som følger. Etter å ha kommet inn i referansebanen med lav jord, utfører raketten om nødvendig orbitale manøvrer for å gå inn i målbanen, hvoretter den åpner nyttelastrommet (som veier opptil 200 kg), skiller det.

I løpet av en bane rundt jordens bane fra oppskytningsøyeblikket, etter å ha gitt en bremseimpuls, lander Zeya i området for oppskytningsstedet. Høy landingsnøyaktighet oppnås ved å bruke løft-til-drag-forholdet skapt av rakettens form for side- og rekkeviddemanøvrer. En myk landing oppnås gjennom nedstigning ved hjelp av prinsippet om autorotasjon og åtte landingsstøtdempere.

Økonomi

Nedenfor er et estimat over tid og kostnad for arbeidet før den første lanseringen:

• Forhåndsprosjekt: 2 måneder - €2 millioner
• Opprettelse av et fremdriftssystem, utvikling av kompositttanker og kontrollsystemer: 12 måneder - € 100 millioner
• Opprettelse av en benkbase, konstruksjon av prototyper, klargjøring og modernisering av produksjon, foreløpig design: 12 måneder - € 70 millioner
• Testing av komponenter og systemer, prototypetesting, branntesting av et flyprodukt, teknisk prosjekt: 12 måneder - €143 millioner

Totalt: 3,2 år, €315 millioner

I følge våre estimater vil kostnaden for én oppskytning være €0,15 millioner, og kostnadene for vedlikehold mellom flyvninger og overheadkostnader vil være ca. € 0,1 millioner for interlanseringsperioden. Hvis du setter lanseringsprisen til € 35 tusen per 1 kg (til en pris av € 1250/kg), som er nær prisen for oppskyting på en Dnepr-rakett for utenlandske kunder vil hele lanseringen (200 kg nyttelast) koste kunden € 7 mill. Prosjektet vil dermed betale seg tilbake i 47 lanseringer.

Zeya-variant med en tre-komponent drivstoffmotor

En annen måte å øke effektiviteten til en ett-trinns bærerakett på er å bytte til en flytende drivstoffmotor med tre drivstoffkomponenter.

Siden tidlig på 1970-tallet har USSR og USA studert konseptet med tre-drivstoffmotorer som ville kombinere den høye spesifikke impulsen ved å bruke hydrogen som drivstoff, og en høyere gjennomsnittlig drivstofftetthet (og derfor mindre volum og vekt av drivstoff tanker), karakteristisk for hydrokarbondrivstoff. Ved start ville en slik motor gå på oksygen og parafin, og i store høyder ville den gå over til å bruke flytende oksygen og hydrogen. Denne tilnærmingen kan gjøre det mulig å lage en ett-trinns romfartøy.

I vårt land ble trekomponentmotorer RD-701, RD-704 og RD0750 utviklet, men de ble ikke brakt til scenen for å lage prototyper. På 1980-tallet utviklet NPO Molniya Multi-Purpose Aerospace System (MAKS) på RD-701 rakettmotor med flytende drivstoff med oksygen + parafin + hydrogendrivstoff. Beregninger og design av trekomponents flytende drivstoffmotorer ble også utført i Amerika (se for eksempel Dual-Fuel Propulsion: Why it Works, Possible Engines, and Results of Vehicle Studies, av James A. Martin og Alan W. Wilhite , publisert i mai 1979 i Am erican Institute of Aeronautics and Astronautics (AIAA) Paper No. 79-0878).

Vi mener at for trekomponenten Zeya, i stedet for parafin som tradisjonelt er foreslått for slike rakettmotorer med flytende drivstoff, bør flytende metan brukes. Det er mange grunner til dette:

• Zeya bruker flytende oksygen som et oksidasjonsmiddel, kokende ved en temperatur på -183 grader Celsius, det vil si at kryogent utstyr er allerede brukt i utformingen av raketten og påfyllingskomplekset, noe som betyr at det ikke vil være noen grunnleggende vanskeligheter med å erstatte en parafintank med en metantank ved -162 grader Celsius.
• Metan er mer effektivt enn parafin. Den spesifikke impulsen (SI, et mål på effektiviteten til en rakettmotor med flytende drivstoff - forholdet mellom impulsen skapt av motoren og drivstofforbruket) til drivstoffparet metan + flytende oksygen overstiger det til paret parafin + flytende oksygen med ca. 100 m/s.
• Metan er billigere enn parafin.
• I motsetning til parafinmotorer er det nesten ingen forkoksing i metanmotorer, det vil si at det dannes karbonavleiringer som er vanskelige å fjerne. Dette betyr at slike motorer er mer praktiske å bruke i gjenbrukbare systemer.
• Om nødvendig kan metan erstattes med flytende naturgass (LNG) med lignende egenskaper. LNG består nesten utelukkende av metan, har lignende fysiske og kjemiske egenskaper og er litt dårligere enn ren metan når det gjelder effektivitet. Samtidig er LNG 1,5–2 ganger billigere enn parafin og mye rimeligere. Faktum er at Russland er dekket av et omfattende nettverk av naturgassrørledninger. Det er nok å ta en gren til kosmodromen og bygge et lite flytende gasskompleks. Russland har også bygget et LNG-produksjonsanlegg på Sakhalin og to småskala flytende komplekser i St. Petersburg. Det er planlagt å bygge ytterligere fem fabrikker i forskjellige deler av den russiske føderasjonen. Samtidig, for å produsere rakettparafin, er det nødvendig med spesielle kvaliteter av olje, utvunnet fra strengt definerte felt, hvis reserver blir tømt i Russland.

Driftsskjemaet til en tre-komponent bærerakett er som følger. Først brennes metan - et drivstoff med høy tetthet, men en relativt lav spesifikk impuls i et vakuum. Hydrogen brennes deretter, et drivstoff med lav tetthet med høyest mulig spesifikk impuls. Begge typer drivstoff forbrennes i et enkelt fremdriftssystem. Jo høyere andel av drivstoff av den første typen, jo mindre er massen av strukturen, men jo større er drivstoffmassen. Følgelig, jo høyere andel av drivstoff av den andre typen, desto lavere er den nødvendige drivstofftilførselen, men jo større massen til strukturen. Følgelig er det mulig å finne det optimale forholdet mellom massene av flytende metan og hydrogen.

Vi utførte de tilsvarende beregningene, og tok koeffisienten til drivstoffrom for hydrogen lik 0,1, og for metan - 0,05. Drivstoffromsforholdet er forholdet mellom den endelige massen til drivstoffrommet og massen til den tilgjengelige drivstofftilførselen. Den endelige massen til drivstoffrommet inkluderer massen av den garanterte drivstofftilførselen, ubehandlede rester av rakettdrivstoffkomponenter og massen av trykkgasser.

Beregninger har vist at trekomponenten Zeya vil lansere 200 kg nyttelast i lav jordbane med en struktur på 2,1 tonn og en utskytningsmasse på 19,2 tonn. Tokomponenten Zeya på flytende hydrogen er mye dårligere: massen av strukturen er 4,8 tonn, og utskytningsvekten er 37,8 tonn.

Oppfinnelsen angår gjenbrukbare romtransportsystemer. Den foreslåtte raketten inneholder en aksesymmetrisk kropp med nyttelast, et fremdriftssystem og start- og landingsstøtdempere. Mellom stiverne til disse støtdemperne og dysen til hovedmotoren er det installert et varmeskjold laget i form av et hult tynnvegget rom laget av varmebestandig materiale. Det tekniske resultatet av oppfinnelsen er å minimere de gassdynamiske og termiske belastningene på støtdemperne fra den fungerende fremdriftsmotoren under lanseringer og landinger av utskytningsfartøyet og som et resultat sikre den nødvendige påliteligheten til støtdemperne under gjentatte ( opptil 50 ganger) bruk av raketten. 1 syk.

Forfattere av patentet:
Vavilin Alexander Vasilievich (RU)
Usolkin Yuri Yurievich (RU)
Fetisov Vyacheslav Alexandrovich (RU)

Eiere av patent RU 2309088:

Federal State Unitary Enterprise "State Missile Center" Design Bureau oppkalt etter. Akademiker V.P. Makeeva" (RU)

Oppfinnelsen vedrører rakett- og romteknologi, spesielt gjenbrukbare transportromsystemer (MTKS) av en ny generasjon av typen "Space orbital rakett - entrinns kjøretøybærer" ("CORONA") med femti til hundre gangers bruk uten større reparasjoner, som er et mulig alternativ til gjenbrukbare cruisesystemer som romfergen og Buran.

CORONA-systemet er designet for å skyte opp en nyttelast (romfartøy (SC) og romfartøy med øvre trinn (UB) inn i lave jordbaner i høydeområdet fra 200 til 500 km med en helning lik eller nær helningen til banen til banen. lanserte romfartøy.

Det er kjent at raketten ved oppskytningen er plassert på utskytningsrampen, mens den er i vertikal stilling og hviler på fire støttebraketter i halerommet, som er underlagt vekten av en rakett med full drivstoff og vindbelastninger som skaper en kantring. øyeblikk, som, når de virker samtidig, er de farligste for styrken av rakettens haleparti (se for eksempel I.N. Pentsak. Flight theory and design of ballistic missiles. - M.: Mashinostroenie, 1974, s. 112, Fig. 5.22, s. 217, Fig. 11.8, s. 219). Lasten ved parkering av en rakett med full drivstoff er fordelt over alle støttebrakettene.

Et av de grunnleggende spørsmålene ved den foreslåtte MTKS er utviklingen av start- og landingsstøtdempere (TSA).

Arbeidet som ble utført ved State Rocket Center (SRC) på CORONA-prosjektet viste at det mest ugunstige tilfellet med å laste en rakettkaster er å lande en rakett.

Belastningen på VPA når en fulldrevet rakett er parkert fordeles over alle støtter, mens under landing, med høy grad av sannsynlighet, på grunn av det tillatte avviket fra rakettkroppens vertikale posisjon, er det mulig at belastningen faller på en støtte. Tatt i betraktning tilstedeværelsen av vertikal hastighet, viser denne lasten seg å være sammenlignbar eller enda større enn parkeringslasten.

Denne omstendigheten gjorde det mulig å ta en beslutning om å forlate den spesielle utskytningsrampen, og overføre kraftfunksjonene til sistnevnte til rakettens VPA, noe som betydelig forenkler oppskytningsfasilitetene for systemer av typen "CORONA", og følgelig kostnadene for deres konstruksjonen reduseres.

Den nærmeste analogen til den foreslåtte oppfinnelsen er en gjenbrukbar ett-trinns bærerakett "CORONA" for vertikal start og landing, som inneholder et aksesymmetrisk legeme med nyttelast, et fremdriftssystem og støtdempere for start og landing (se A.V. Vavilin, Yu.Yu. Usolkin "O mulige måter for utvikling av gjenbrukbare transportromsystemer (MTKS)", RK teknologi, vitenskapelig og teknisk samling, serie XIY, utgave 1 (48), del P, beregning, eksperimentell forskning og design av ballistiske missiler med undervannsoppskyting, Miass, 2002 ., s.121, fig.1, s.129, fig.2).

Ulempen med utformingen av en analog rakett er at dens PPA-er er plassert i sonen med gassdynamisk og termisk påvirkning av flammen som kommer ut fra den sentrale dysen til hovedfremdriftssystemet (MPU) under gjentatt oppskyting og landing av raketten, som et resultat av at pålitelig drift av utformingen av en PPA ikke er sikret med den nødvendige ressursen dens bruk (opptil hundre flyvninger med en tjue prosent ressursreserve).

Det tekniske resultatet ved bruk av en ett-trinns gjenbrukbar vertikal start- og landingsutskytningsfartøy er å sikre den nødvendige påliteligheten til utformingen av én propell ved bruk av utskytningsfartøyet femti ganger ved å minimere de gassdynamiske og termiske belastningene på utskytningsfartøyet fra den opererende MDUen under flere oppskytninger og landinger av raketten.

Essensen av oppfinnelsen er at i en velkjent ett-trinns gjenbrukbar utskytningsfartøy for vertikal start og landing, som inneholder en aksesymmetrisk kropp med nyttelast, et fremdriftssystem og start- og landingsstøtdempere, er det installert et varmeskjold mellom stagene av start- og landingsstøtdempere og munnstykket til fremdriftsmotoren.

Sammenlignet med den nærmeste analoge raketten, har den foreslåtte en-trinns gjenbrukbare vertikale start- og landingsraketten bedre funksjonelle og operasjonelle evner, fordi den sikrer den nødvendige påliteligheten til utformingen av en UPA (ikke lavere enn 0,9994) for en gitt levetid for ett utskytningskjøretøy (opptil hundre oppskytninger) ved å isolere (ved hjelp av et varmeskjold) UPA-staggene fra gassdynamikken og termiske belastninger av den operasjonelle MDUen for en gitt ressurs (opptil hundre) flyvninger av bæreraketten under dens flere oppskytinger og landinger.

For å forklare den tekniske essensen av den foreslåtte oppfinnelsen, et diagram av den foreslåtte bæreraketten med en aksesymmetrisk kropp 1, en dyse 2 i fremdriftssystemet, stag på start- og landingsstøtdemperen 3 og et varmeskjold 4 av en hul tynn- vegget rom laget av varmebestandig materiale, som isolerer stiverne til start- og landingsstøtdemperen fra gassdynamisk og termisk påvirkning av flammen fra den sentrale dysen til hovedfremdriftssystemet under start og landing av raketten.

Dermed har den foreslåtte gjenbrukbare vertikale start- og landingsutskytningsfartøyet bredere funksjonelle og operasjonelle evner sammenlignet med den nærmeste analogen ved å øke påliteligheten til én start- og landingsstøtdemper for en gitt levetid for utskytningsfartøyet som denne start- og landingsstøtdemperen har. ligger.

En ett-trinns gjenbrukbar bærerakett for vertikal start og landing, som inneholder en aksesymmetrisk kropp med nyttelast, et fremdriftssystem og start- og landingsstøtdempere, karakterisert ved at et varmeskjold laget i form av et hul er installert mellom stagene av start- og landingsstøtdempere og munnstykket til fremdriftsmotorens tynnveggede rom laget av varmebestandig materiale.

Utviklingen av et landingssystem - antall støtter, deres arrangement, mens du minimerer massen deres - er en veldig vanskelig oppgave ...

Innlegg fra denne tidsskriftet «Patenter»-tag

• 
  Hev forakselen!!!

  God idé! For nylig så jeg denne ideen i en robotbil og her er den igjen... Rotasjon på én akse er også fantastisk. Overgang til...

• 
  Motor CTL Atkinson syklus

  Ingen dårlig idé! Den klumpete klassiske Atkinson-bevegelsen er erstattet av en mer kompakt mekanisme. Det er synd selv fra dette bildet at det ikke er helt...

• Hvis du er en oppfinner og ikke har funnet opp sykkelen, er du verdiløs som oppfinner!

  RF Patent 2452649 Sykkelramme Andrey Andreevich Zakharov Oppfinnelsen angår enkeltbjelkede plastrammer utstyrt med elementer...

• 
  ICE CITS V-Twin og patent på det

  Ren totakts CITS V-Twin Engine Testkopi av totaktsmotorportarrangement US 20130228158 A1 ABSTRAKT A...

• 
  Foton laser motor

  Photonic Laser Thruster - det viser seg at navnet ikke er fra science fiction, men produktet fungerer allerede... Photonic Laser Thruster (PLT) er et rent foton...

Hvis raketten akselererer lenge nok - slik at astronautene ikke opplever for stor overbelastning - overfører gassen som slipper ut fra dysen momentum ikke bare til skallet, men også til den enorme tilførselen av drivstoff som raketten fortsetter å "bære med seg" den." Siden massen til drivstoffet er mye større enn massen til skallet, akselererer raketten mye saktere enn om alt drivstoffet ble kastet ut på en gang. Beregninger viser at for at en rakett skal nå rømningshastighet og sende en kunstig satellitt inn i lav bane rundt jorden, må drivstoffmassen være titalls ganger større enn massen til nyttelasten. For å redusere massen til den "akselererte" delen av raketten, lages raketten flertrinn .

Det første og andre trinnet er beholdere med drivstoff, forbrenningskamre og dyser. Når drivstoffet i det første trinnet er brent, skilles det trinnet fra raketten, noe som fører til at rakettens masse reduseres betydelig. Andre trinns motorer slås umiddelbart på og går til drivstoffet i det andre trinnet går tomt. Til slutt blir også dette trinnet forkastet, og deretter slås motorene på tredje trinn på, og fullfører akselerasjonen av raketten til dens designhastighet.

Mekanikk.

• 
  2014
• Fysikkillustrasjoner for klasse 10 -> Dynamikk
  Hvordan er hastigheten til en rakett og hastigheten til gassen som sendes ut av raketten relatert?
• Fysikk lærebok for klasse 10 -> Mekanikk
  Hvordan er hastigheten til en rakett og hastigheten til gassen som sendes ut av raketten relatert?
• Hva kan du starte fra hvis det ikke er noe rundt?
  Hvordan er hastigheten til en rakett og hastigheten til gassen som sendes ut av raketten relatert?
• Jet fremdrift
  Hvordan er hastigheten til en rakett og hastigheten til gassen som sendes ut av raketten relatert?
• Hva kan du starte fra hvis det ikke er noe rundt?
  Hva forårsaker rullefriksjon?
• Interessante ting om fysikk -> Encyclopedia of Physics
  Prinsippet til raketten
• Løsning på oppgave 5. Utledning av tilstandsligningen for en konstant gassmasse
  Fysikk lærebok for klasse 10 ->
• Hva er den totale energien til gassmolekyler avhengig av?
  Fysikk lærebok for klasse 10 -> Molekylær fysikk og termodynamikk
• Spørsmål til paragraf § 17. Jetfremdrift. Utforsking av verdensrommet
  Hvordan er hastigheten til en rakett og hastigheten til gassen som sendes ut av raketten relatert?
• Hvem foreslo først å bruke raketter for å fly ut i verdensrommet?
  Hvordan er hastigheten til en rakett og hastigheten til gassen som sendes ut av raketten relatert?
• De første rakettene
  Hvordan er hastigheten til en rakett og hastigheten til gassen som sendes ut av raketten relatert?
• Interessante ting om fysikk -> Encyclopedia of Physics
  Hvordan er hastigheten til en rakett og hastigheten til gassen som sendes ut av raketten relatert?
• Hva forårsaker glidefriksjon?
  Hvordan er hastigheten til en rakett og hastigheten til gassen som sendes ut av raketten relatert?
• 1. Motstand og Ohms lov for en del av en krets
  Fysikk lærebok for klasse 11 -> Elektrodynamikk
• Lov om bevaring av momentum
  Hva forårsaker rullefriksjon?
• Rakett
  Hva forårsaker rullefriksjon?
• YOUNG THOMAS (1773-1829)
  Interessante ting om fysikk ->
• STEPHEN HAWKING (FØDT 1942)
  Interessante ting om fysikk -> Historier om fysikkforskere
• FRANKLIN BENJAMIN (1706–1790)
  Interessante ting om fysikk -> Historier om fysikkforskere
• FARADAY MICHAEL (1791-1867)
  Interessante ting om fysikk -> Historier om fysikkforskere
• MARIA SKLODOWSKA-CURIE (1867-1934)
  Interessante ting om fysikk -> Historier om fysikkforskere
• CURIE PIERRE (1859-1906)
  Interessante ting om fysikk -> Historier om fysikkforskere
• JOHANN KEPLER (1571-1630)
  Interessante ting om fysikk -> Historier om fysikkforskere
• TSIOLKOVSKY KONSTANTIN EDUARDOVICH (1857–1935)
  Interessante ting om fysikk -> Historier om fysikkforskere
• Hjemmeopplevelse
  Fysikkillustrasjoner for klasse 10 -> Termodynamikk
• Koking av vann ved redusert trykk
  Fysikkillustrasjoner for klasse 10 -> Termodynamikk
• 
  Fysikkillustrasjoner for klasse 10 -> Termodynamikk
• Betingelser for forekomst av frie svingninger
  Prinsippet til raketten
• Eksempel på svingninger: vekt på en streng
  Fysikkillustrasjoner for klasse 10 -> Mekaniske vibrasjoner og bølger
• Er det mulig å få fart på en båt uten årer?
  Fysikkillustrasjoner for klasse 10 -> Bevaringslover i mekanikk
• Jetfremdrift og romutforskning
  Fysikkillustrasjoner for klasse 10 -> Bevaringslover i mekanikk
• Hvorfor oppstår det store krefter under et sammenstøt?
  Fysikkillustrasjoner for klasse 10 -> Bevaringslover i mekanikk
• Gun rekyl
  Fysikkillustrasjoner for klasse 10 -> Bevaringslover i mekanikk
• Yu. A. Gagarin (1934 - 1968)
  Fysikkillustrasjoner for klasse 10 -> Bevaringslover i mekanikk
• S.P. Korolev (1907–1966)
  Fysikkillustrasjoner for klasse 10 -> Bevaringslover i mekanikk
• K. E. Tsiolkovsky (1857 - 1935)
  Fysikkillustrasjoner for klasse 10 -> Bevaringslover i mekanikk
• Hvem var den første som foreslo en jetdrevet bil?
  Fysikkillustrasjoner for klasse 10 -> Bevaringslover i mekanikk
• Hvordan fungerer en romrakett?
  Fysikkillustrasjoner for klasse 10 -> Bevaringslover i mekanikk
• Rettlinjet bevegelse
  2014
• Fotballspiller interaksjon med ballen
  2014
• La oss gjennomføre et eksperiment om emnet Mettet og umettet damp
  Fysikk lærebok for klasse 10 -> Molekylær fysikk og termodynamikk
• Mettet og umettet damp
  Fysikk lærebok for klasse 10 -> Molekylær fysikk og termodynamikk
• La oss gjennomføre et eksperiment om emnet fordampning: fordampning og koking
  Fysikk lærebok for klasse 10 -> Molekylær fysikk og termodynamikk
• Kan vann koke ved en annen temperatur enn 100°C?
  Fysikk lærebok for klasse 10 -> Molekylær fysikk og termodynamikk
• Eksempler på temaet Smelting og krystallisering
  Fysikk lærebok for klasse 10 -> Molekylær fysikk og termodynamikk
• Hvordan påvirker varmemotorer miljøet?
  Fysikk lærebok for klasse 10 -> Molekylær fysikk og termodynamikk
• Hovedsaken i kapittel 3. Bevaringslover i mekanikk
  Hvordan er hastigheten til en rakett og hastigheten til gassen som sendes ut av raketten relatert?

Hjem Encyclopedia Dictionaries Flere detaljer

Flertrinns rakett

En rakett hvis bærerakett inkluderer mer enn ett trinn. En scene er en del av en rakett som separeres under flyging, inkludert enheter og systemer som har fullført sin funksjon på tidspunktet for separasjon. Hovedkomponenten i en scene er fremdriftssystemet (se Rakettmotor) på scenen, hvis driftstid bestemmer driftstiden til andre elementer på scenen.

Fremdriftssystemer som tilhører forskjellige trinn kan operere enten i serie eller parallelt. Under sekvensiell drift blir fremdriftssystemet til neste trinn slått på etter at driften av fremdriftssystemet til forrige trinn er fullført. I parallell drift opererer fremdriftssystemene til tilstøtende trinn sammen, men fremdriftssystemet til det foregående trinnet fullfører sin operasjon og separeres før driften av det etterfølgende trinnet er fullført. Etappetall bestemmes av rekkefølgen de er skilt fra raketten.

Prototypen på flertrinnsraketter er komposittraketter, der de brukte delene ikke var ment å skilles sekvensielt. Komposittraketter ble først nevnt på 1500-tallet i verket «On Pyrotechnics» (Venezia, 1540) av den italienske vitenskapsmannen og ingeniøren Vannoccio Biringuccio (1480-1539).

På 1600-tallet skrev den polsk-hviterussisk-litauiske vitenskapsmannen Kazimir Seminovich (Seminavichus) (1600-1651) i sin bok "The Great Art of Artillery" (Amsterdam, 1650), som i 150 år var et grunnleggende vitenskapelig arbeid om artilleri og pyroteknikk, gir tegninger av flertrinnsraketter. Det er Semenovich, ifølge mange eksperter, som er den første oppfinneren av en flertrinnsrakett.

Det første patentet i 1911 for en flertrinnsrakett ble mottatt av den belgiske ingeniøren Andre Bing. Bing-raketten beveget seg ved å detonere pulverbomber i rekkefølge. I 1913 ble den amerikanske vitenskapsmannen Robert Goddard eier av patentet. Godard rakettdesign sørger for sekvensiell separasjon av trinn.

På begynnelsen av 1900-tallet var en rekke kjente forskere engasjert i studiet av flertrinnsraketter. Det viktigste bidraget til ideen om å skape og praktisk bruk av flertrinnsraketter ble gjort av K.E. Tsiolkovsky (1857-1935), som skisserte sine synspunkter i verkene "Rocket Space Trains" (1927) og "The Highest Speed ​​of a Rocket" (1935). Ideer til Tsiolkovsky K.E. har blitt utbredt og implementert.

I Strategic Missile Forces var det første flertrinnsmissilet som ble tatt i bruk i 1960 R-7-missilet (se Strategisk missil). Fremdriftssystemene til to trinn av raketten, plassert parallelt, ved bruk av flytende oksygen og parafin som drivstoffkomponenter, sørget for levering av 5400 kg. nyttelast for en rekkevidde på opptil 8000 km. Det var umulig å oppnå de samme resultatene med en ett-trinns rakett. I tillegg ble det i praksis funnet at når man går fra en enkelt- til en totrinns rakettdesign, er det mulig å oppnå en multippel økning i rekkevidde med en mindre signifikant økning i utskytningsmasse.

Denne fordelen ble tydelig demonstrert i etableringen av R-14 entrinns mellomdistansemissil og R-16 totrinns interkontinentale missil. Mens hovedenergiegenskapene er like, er flyrekkevidden til R-16-missilet 2,5 ganger større enn R-14-missilet, mens utskytningsmassen bare er 1,6 ganger større.

Når du lager moderne raketter, bestemmes valget av antall trinn av mange faktorer, nemlig energikarakteristikkene til drivstoffet, egenskapene til strukturelle materialer, perfeksjonen av utformingen av rakettens komponenter og systemer, etc. Det er også tatt i betraktning at utformingen av en rakett med et mindre antall trinn er enklere, kostnadene er lavere, og opprettelsestiden Kort sagt. Analyse av utformingen av moderne raketter gjør det mulig å identifisere avhengigheten av antall trinn på typen drivstoff og flyrekkevidde.