Hvilke typer flertrinsraketter findes der? Design og princip for drift af raketten

Opfindelsen angår genanvendelige rumtransportsystemer. Den foreslåede raket indeholder en aksesymmetrisk krop med en nyttelast, et fremdriftssystem og start- og landingsstøddæmpere. Mellem stiverne på disse støddæmpere og dysen på hovedmotoren er der et varmeskjold lavet i form af et hult tyndvægget rum lavet af varmebestandigt materiale. Det tekniske resultat af opfindelsen er at minimere de gasdynamiske og termiske belastninger på støddæmperne fra den fungerende fremdrivningsmotor under opsendelser og landinger af løfteraketten og som et resultat sikre den nødvendige pålidelighed af støddæmperne under gentagne ( op til 50 gange) brug af raketten. 1 syg.

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

Ejere af patent RU 2309088:

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

Opfindelsen angår raket- og rumteknologi, især genanvendelige transportrumsystemer (MTKS) af en ny generation af typen "Space orbital raket - enkelttrins køretøjsbærer" ("CORONA") med halvtreds til hundrede gange dens anvendelse uden eftersyn, som er et muligt alternativ til bevingede genanvendelige systemer som rumfærgen og Buran.

CORONA-systemet er designet til at opsende en nyttelast (rumfartøj (SC) og rumfartøj med øvre stadier (UB) i lave jordbaner i højdeområdet fra 200 til 500 km med en hældning svarende til eller tæt på hældningen af ​​kredsløbet. opsendt rumfartøj.

Det er kendt, at raketten ved opsendelsen er placeret på løfteraketten, mens den er i lodret position og hviler på fire støttebeslag i halerummet, som er underlagt vægten af ​​en raket med fuld brændstof og vindbelastninger, der skaber en kæntring moment, som, når de virker samtidigt, er de farligste for styrken af ​​rakettens halesektion (se f.eks. 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). Belastningen ved parkering af en raket med fuld brændstof er fordelt over alle støttebeslag.

Et af de grundlæggende spørgsmål i den foreslåede MTKS er udviklingen af ​​start- og landingsstøddæmpere (TSA).

Arbejdet udført ved State Rocket Center (SRC) på CORONA-projektet viste, at det mest ugunstige tilfælde af lastning af en raketkaster er at lande en raket.

Belastningen på VPA'en, når en raket med fuld brændstof er parkeret, er fordelt over alle understøtninger, mens der under landing, med høj grad af sandsynlighed, på grund af den tilladte afvigelse fra raketlegemets lodrette position er et tilfælde muligt, hvor belastningen falder på én støtte. Under hensyntagen til tilstedeværelsen af ​​lodret hastighed viser denne belastning at være sammenlignelig eller endda større end parkeringsbelastningen.

Denne omstændighed gjorde det muligt at træffe en beslutning om at opgive den særlige affyringsrampe og overføre kraftfunktionerne fra sidstnævnte til rakettens VPA, hvilket væsentligt forenkler opsendelsesfaciliteterne for systemer af typen "CORONA" og dermed omkostningerne ved deres byggeri reduceres.

Den nærmeste analog til den foreslåede opfindelse er et genanvendeligt et-trins løfteraket "CORONA" til lodret start og landing, indeholdende et aksesymmetrisk legeme med en nyttelast, et fremdriftssystem og start- og landingsstøddæmpere (se A.V. Vavilin, Yu.Yu. Usolkin "O mulige måder til udvikling af genanvendelige transportrumsystemer (MTKS)", RK-teknologi, videnskabelig og teknisk samling, serie XIY, udgave 1 (48), del P, beregning, eksperimentel forskning og design af ballistiske missiler med undervandsopsendelse, Miass, 2002 ., s.121, fig.1, s.129, fig.2).

Ulempen ved designet af en analog raket er, at dens PPA'er er placeret i zonen med gasdynamisk og termisk påvirkning af flammen, der kommer ud fra den centrale dyse af hovedfremdrivningssystemet (MPU) under gentagne lancering og landing af raketten, som et resultat af hvilket den pålidelige drift af designet af en PPA ikke er sikret med den nødvendige ressource dets brug (op til hundrede flyvninger med en tyve procent ressourcereserve).

Det tekniske resultat ved brug af en et-trins genanvendelig lodret start- og landing løfteraket er at sikre den krævede pålidelighed af designet af én propel, når løfteraketten bruges halvtreds gange ved at minimere de gasdynamiske og termiske belastninger på løfteraketten fra den opererende MDU under flere opsendelser og landinger af raketten.

Essensen af ​​opfindelsen er, at i et velkendt et-trins genanvendeligt løfteraket til lodret start og landing, indeholdende et aksesymmetrisk legeme med en nyttelast, et fremdriftssystem og start- og landingsstøddæmpere, er et varmeskjold installeret mellem stiverne af start- og landingsstøddæmpere og dysen på fremdriftsmotoren.

Sammenlignet med den nærmeste analoge raket har den foreslåede et-trins genanvendelige lodrette start- og landing løfteraket bedre funktionelle og operationelle muligheder, fordi det sikrer den nødvendige pålidelighed af designet af en UPA (ikke lavere end 0,9994) for en given levetid for et løfteraket (op til hundrede opsendelser) ved at isolere (ved hjælp af et varmeskjold) UPA-stiverne fra de gasdynamiske og termiske belastninger af den operationelle MDU for en given ressource (op til hundrede) flyvninger af løfteraketten under dens multiple opsendelser og landinger.

For at forklare den tekniske essens af den foreslåede opfindelse, et diagram af det foreslåede løfteraket med et aksesymmetrisk legeme 1, en dyse 2 i fremdriftssystemet, stivere af start- og landingsstøddæmperen 3 og et varmeskjold 4 af en hul tynd- væggede rum lavet af varmebestandigt materiale, som isolerer stivere af start- og landingsstøddæmperen fra flammens gasdynamiske og termiske påvirkning fra hovedfremdrivningssystemets centrale dyse under start og landing af raketten.

Således har det foreslåede genanvendelige vertikale start- og landingsløftefartøj bredere funktionelle og operationelle muligheder sammenlignet med den nærmeste analog ved at øge pålideligheden af ​​en start- og landingsstøddæmper i en given levetid for løfteraketten, hvorpå denne start- og landingsstøddæmper er placeret.

En et-trins genanvendelig lodret start- og landing løfteraket indeholdende et aksesymmetrisk legeme med en nyttelast, et fremdriftssystem og start- og landingsstøddæmpere, kendetegnet ved, at et varmeskjold lavet i form af et hult skjold er installeret mellem stivere på start- og landingsstøddæmpere og dysen på fremdriftsmotorens tyndvæggede rum lavet af varmebestandigt materiale.

Udvikling af et landingssystem - antallet af understøtninger, deres arrangement, samtidig med at deres masse minimeres, er en meget vanskelig opgave...

Indlæg fra dette tidsskrift "Patenter" Tag

• 
  Hæv forakslen!!!

  God idé! For nylig så jeg denne idé i en robotbil, og her er den igen... Rotation på én akse er også vidunderlig. Gå til...

• 
  Motor CTL Atkinson cyklus

  Ikke en dårlig idé! Det omfangsrige klassiske Atkinson-værk er blevet erstattet af en mere kompakt mekanisme. Det er ærgerligt, selv fra dette billede er det ikke helt...

• Hvis du er opfinder og ikke har opfundet cyklen, er du værdiløs som opfinder!

  RF Patent 2452649 Cykelstel Andrey Andreevich Zakharov Opfindelsen angår enkeltstrålede plastrammer udstyret med elementer...

• 
  ICE CITS V-Twin og patent på det

  Ren 2-takts CITS V-Twin Engine Testkopi af 2-takts motorportarrangement US 20130228158 A1 ABSTRAKT A...

• 
  Foton laser motor

  Photonic Laser Thruster - det viser sig, at navnet ikke er fra science fiction, men produktet virker allerede... Photonic Laser Thruster (PLT) er en ren foton...

Projektet er udviklet efter anmodning fra en ventureinvestor fra EU.

Omkostningerne ved at opsende rumfartøjer i kredsløb er stadig meget høje. Dette forklares af de høje omkostninger ved raketmotorer, et dyrt kontrolsystem, dyre materialer, der anvendes i den belastede struktur af raketter og deres motorer, kompleks og som regel dyr teknologi til deres fremstilling, forberedelse til opsendelse og hovedsagelig deres engangsbrug.

Andelen af ​​luftfartsselskabets omkostninger i de samlede omkostninger ved opsendelse af et rumfartøj varierer. Hvis mediet er serielt, og enheden er unik, så er omkring 10 %. Hvis det er omvendt, kan det nå 40 % eller mere. Dette er meget dyrt, og derfor opstod ideen om at skabe en løfteraket, der ligesom et passagerfly ville lette fra en kosmodrom, flyve i kredsløb og forlade en satellit eller rumfartøj, vendte tilbage til kosmodromet.

Det første forsøg på at implementere en sådan idé var skabelsen af ​​rumfærgesystemet. Baseret på en analyse af manglerne ved engangsmedier og rumfærgesystemet, som blev lavet af Konstantin Feoktistov (K. Feoktistov. Livsbane. Moskva: Vagrius, 2000. ISBN 5-264-00383-1. Kapitel 8. En raket som et fly), får man en idé om de kvaliteter, som en god løfteraket skal have, hvilket sikrer levering af nyttelast i kredsløb til minimale omkostninger og med maksimal pålidelighed. Det skal være et genanvendeligt system, der er i stand til 100-1000 flyvninger. Genanvendelighed er nødvendig både for at reducere omkostningerne ved hver flyvning (udviklings- og fremstillingsomkostninger fordeles over antallet af flyvninger) og for at øge pålideligheden af ​​opsendelse af nyttelast i kredsløb: hver biltur og flyflyvning bekræfter rigtigheden af ​​dens design og høj- kvalitetsfremstilling. Det er derfor muligt at reducere omkostningerne ved at forsikre nyttelasten og forsikre selve raketten. Kun genanvendelige maskiner - såsom et damplokomotiv, en bil, et fly - kan være virkelig pålidelige og billige i drift.

Raketten skal være et-trins. Dette krav er ligesom genanvendelighed relateret til både at minimere omkostninger og sikre pålidelighed. Faktisk, hvis raketten er flertrins, så selvom alle dens stadier vender sikkert tilbage til Jorden, så skal de før hver opsendelse samles til en enkelt helhed, og det er umuligt at kontrollere den korrekte samling og funktion af trinseparationsprocesserne efter montering, da den samlede maskine ved hver kontrol skal smuldre . Uafprøvet og ukontrolleret for funktionalitet efter montering, bliver forbindelserne til engangsbrug. Og en pakke forbundet af noder med reduceret pålidelighed bliver også til en vis grad engangsbrug. Hvis raketten er flertrins, er omkostningerne ved dens drift højere end for en enkelt-trins maskine af følgende grunde:

• Enkelttrinsmaskinen kræver ingen monteringsomkostninger.
• Der er ikke behov for at allokere landingsarealer på Jordens overflade til landing af de første etaper, og derfor er der ikke behov for at betale for deres leje, for det faktum, at disse områder ikke bruges i økonomien.
• Der er ingen grund til at betale for transport af de første etaper til lanceringsstedet.
• Tankning af en flertrinsraket kræver mere kompleks teknologi og mere tid. Samlingen af ​​pakken og leveringen af ​​etaperne til opsendelsesstedet kan ikke let automatiseres og kræver derfor deltagelse af flere specialister i at forberede en sådan raket til den næste flyvning.

Raketten skal bruge brint og ilt som brændstof, hvis forbrænding giver miljøvenlige forbrændingsprodukter ved motorens udgang med en høj specifik impuls. Miljømæssig renhed er vigtig ikke kun for arbejde, der udføres ved starten, under tankning, i tilfælde af en ulykke, men også, ikke mindre, for at undgå de skadelige virkninger af forbrændingsprodukter på ozonlaget atmosfære.

Blandt de mest udviklede projekter af et-trins rumfartøjer i udlandet er det værd at fremhæve Skylon, DC-X, Lockheed Martin X-33 og Roton. Hvis Skylon og X-33 er bevingede køretøjer, så er DC-X og Roton lodrette start- og lodrette landingsmissiler. Derudover nåede de begge til det punkt, hvor de lavede testprøver. Mens Roton kun havde en atmosfærisk prototype til at teste autorotationslandinger, foretog DC-X prototypen adskillige flyvninger til en højde af flere kilometer ved hjælp af en flydende raketmotor (LPRE) drevet af flydende ilt og brint.

Teknisk beskrivelse af Zeya-raketten

For radikalt at reducere omkostningerne ved at opsende last i rummet, foreslår Lin Industrial at skabe Zeya løfteraket. Det er et et-trins, genanvendeligt transportsystem til lodret start og lodret landing. Den bruger miljøvenlige og højeffektive brændstofkomponenter: oxidationsmiddel - flydende ilt, brændstof - flydende brint.

Affyringsfartøjet består af en oxidationstank (over hvilken der er et varmeskjold til genindstigning og en rotor af blødt landingssystem), et nyttelastrum, et instrumentrum, en brændstoftank, et halerum med et fremdriftssystem og en landing gear. Brændstof- og oxidationstanke er segment-koniske, bærende, komposit. Brændstoftanken sættes under tryk ved forgasning af flydende brint, og oxidationstanken sættes under tryk af komprimeret helium fra højtrykscylindre. Fremdriftssystemet består af 36 periferisk placerede motorer og en ekstern ekspansionsdyse i form af en central krop. Under drift af fremdrivningsmotoren udføres pitch- og krøjestyring ved at drosle diametralt placerede motorer, og rulningskontrol udføres ved hjælp af otte gasformige drivmiddelmotorer placeret under nyttelastrummet. Til kontrol af det orbitale flyvesegment bruges motorer, der anvender gasformige brændstofkomponenter.

Zeyas flyvemønster er som følger. Efter at have gået ind i referencebanen med lav jord, udfører raketten om nødvendigt orbitale manøvrer for at komme ind i målkredsløbet, hvorefter åbning af nyttelastrummet (med en vægt på op til 200 kg) adskiller det.

Under en bane rundt om jordens kredsløb fra opsendelsesøjeblikket, efter at have udstedt en bremseimpuls, lander Zeya i området for opsendelsesstedet. Høj landingsnøjagtighed opnås ved at bruge løft-til-træk-forholdet skabt af rakettens form til side- og afstandsmanøvrer. En blød landing opnås gennem nedstigning ved hjælp af princippet om autorotation og otte landende støddæmpere.

Økonomi

Nedenfor er et skøn over tid og omkostninger ved arbejdet før den første lancering:

• Forskudsprojekt: 2 måneder - €2 mio
• Oprettelse af et fremdriftssystem, udvikling af komposittanke og kontrolsystemer: 12 måneder - €100 mio.
• Oprettelse af en bænkbase, konstruktion af prototyper, forberedelse og modernisering af produktion, foreløbig design: 12 måneder - €70 mio.
• Test af komponenter og systemer, prototypetest, brandprøver flyprodukt, teknisk design: 12 måneder - €143 mio

I alt: 3,2 år, €315 mio

Ifølge vores estimater vil omkostningerne ved én opsendelse være €0,15 millioner, og omkostningerne til vedligeholdelse mellem flyvninger og overhead-omkostninger vil være ca. € 0,1 mio. for inter-lanceringsperioden. Hvis du indstiller lanceringsprisen til € 35 tusinde pr. 1 kg (til en pris af €1250/kg), hvilket er tæt på prisen for opsendelse på en Dnepr-raket for udenlandske kunder vil hele lanceringen (200 kg nyttelast) koste kunden € 7 mio. Projektet vil således betale sig tilbage i 47 lanceringer.

Zeya-variant med en motor med tre brændstoffer

En anden måde at øge effektiviteten af ​​en et-trins løfteraket er at skifte til en flydende drivmiddelmotor med tre brændstofkomponenter.

Siden begyndelsen af ​​1970'erne har USSR og USA studeret konceptet med motorer med tre drivmidler, der ville kombinere den høje specifikke impuls ved at bruge brint som brændstof og en højere gennemsnitlig brændstoftæthed (og derfor mindre volumen og vægt af brændstof). tanke), karakteristisk for kulbrintebrændstof. Ved opstart ville en sådan motor køre på ilt og petroleum, og i store højder ville den skifte til at bruge flydende ilt og brint. Denne tilgang kan gøre det muligt at skabe et et-trins løftefartøj.

I vores land blev trekomponentmotorer RD-701, RD-704 og RD0750 udviklet, men de blev ikke bragt til scenen med at skabe prototyper. I 1980'erne udviklede NPO Molniya Multi-Purpose Aerospace System (MAKS) på RD-701 flydende raketmotor med oxygen + petroleum + brintbrændstof. Beregninger og design af tre-komponent flydende drivmiddelmotorer blev også udført i Amerika (se f.eks. Dual-Fuel Propulsion: Why it Works, Possible Engines, and Results of Vehicle Studies, af James A. Martin og Alan W. Wilhite , udgivet i maj 1979 i Am erican Institute of Aeronautics and Astronautics (AIAA) Paper No. 79-0878).

Vi mener, at til trekomponent Zeya bør der anvendes flydende metan i stedet for petroleum, der traditionelt er foreslået til sådanne raketmotorer med flydende drivstof. Det er der mange grunde til:

• Zeya bruger flydende oxygen som et oxidationsmiddel, der koger ved en temperatur på -183 grader Celsius, det vil sige, at kryogent udstyr allerede bruges i design af raketten og tankningskomplekset, hvilket betyder, at der ikke vil være nogen grundlæggende vanskeligheder med at udskifte en petroleumstank med en metantank ved -162 grader Celsius.
• Metan er mere effektivt end petroleum. Den specifikke impuls (I, et mål for effektiviteten af ​​en raketmotor med flydende drivmiddel - forholdet mellem impulsen skabt af motoren og brændstofforbruget) af brændstofparret metan + flydende oxygen overstiger I for petroleum + flydende oxygen parre med omkring 100 m/s.
• Metan er billigere end petroleum.
• I modsætning til petroleumsmotorer er der næsten ingen koksdannelse i metanmotorer, det vil sige dannelsen af ​​vanskeligt fjerne kulstofaflejringer. Det betyder, at sådanne motorer er mere bekvemme at bruge i genanvendelige systemer.
• Om nødvendigt kan metan erstattes med flydende naturgas (LNG) med lignende egenskaber. LNG består næsten udelukkende af metan, har lignende fysiske og kemiske egenskaber og er lidt ringere end ren metan med hensyn til effektivitet. Samtidig er LNG 1,5-2 gange billigere end petroleum og meget mere overkommelig. Faktum er, at Rusland er dækket af et omfattende netværk af naturgasrørledninger. Det er nok at tage en gren til kosmodromen og bygge et lille gaslikvefaktionskompleks. Rusland har også bygget et LNG-produktionsanlæg på Sakhalin og to små likvefaktionskomplekser i St. Petersborg. Det er planlagt at bygge yderligere fem fabrikker i forskellige dele af Den Russiske Føderation. Samtidig er der behov for specielle oliekvaliteter for at producere raketpetroleum, udvundet fra strengt definerede felter, hvis reserver er ved at blive udtømt i Rusland.

Driftsskemaet for en tre-komponent løfteraket er som følger. Først brændes metan - et brændstof med høj densitet, men en relativt lav specifik impuls i et vakuum. Derefter brændes brint, et brændstof med lav densitet med den højest mulige specifikke impuls. Begge typer brændstof forbrændes i et enkelt fremdriftssystem. Jo højere andelen af ​​brændstof af den første type er, jo mindre er massen af ​​strukturen, men jo større er brændstofmassen. Følgelig, jo højere andelen af ​​brændstof af den anden type er, jo lavere er den nødvendige brændstofforsyning, men jo større masse af strukturen. Det er derfor muligt at finde det optimale forhold mellem masserne af flydende metan og brint.

Vi udførte de tilsvarende beregninger, idet vi tog koefficienten for brændstofrum for brint lig med 0,1 og for metan - 0,05. Brændstofrumsforholdet er forholdet mellem brændstofrummets endelige masse og massen af ​​den tilgængelige brændstofforsyning. Brændstofrummets endelige masse omfatter massen af ​​den garanterede brændstofforsyning og ubrugte komponentrester raketbrændstof og massen af ​​ladningsgasser.

Beregninger har vist, at den tre-komponent Zeya vil sende 200 kg nyttelast ind i et lavt kredsløb om jorden med en masse af dens struktur på 2,1 tons og en affyringsmasse på 19,2 tons. Den to-komponent Zeya på flydende brint er meget ringere: massen af strukturen er 4,8 tons, og affyringsvægten er 37,8 tons.

"APUSK blev produceret ved hjælp af en flertrinsraket," vi har læst disse ord mange gange i rapporter om opsendelsen af ​​verdens første kunstige jordsatellitter, om skabelsen af ​​en solsatellit, om opsendelsen af ​​rumraketter til Månen. Bare en kort sætning, men hvor meget inspireret arbejde udført af videnskabsmænd, ingeniører og arbejdere i vores fædreland er der gemt bag disse seks ord!

Hvad er moderne flertrinsraketter? Hvorfor blev det nødvendigt at bruge raketter til rumflyvninger bestående af stor mængde skridt? Hvilken teknisk effekt giver en forøgelse af antallet af rakettrin?

Lad os prøve at besvare disse spørgsmål kort. Flyvninger ud i rummet kræver enorme reserver af brændstof. De er så store, at de ikke kan placeres i tankene på en enkelt-trins raket. Med det moderne niveau af ingeniørvidenskab er det muligt at bygge en raket, hvor brændstoffet vil udgøre op til 80-90% af dets samlede vægt. Og for flyvninger til andre planeter skal de nødvendige brændstofreserver være hundredvis og endda tusindvis af gange større end rakettens egenvægt og nyttelasten i den. Med de brændstofreserver, der kan placeres i tankene på en et-trins raket, er det muligt at opnå flyvehastigheder på op til 3-4 km/sek. Forbedring af raketmotorer, at finde de mest fordelagtige brændstoftyper, brug af bedre strukturelle materialer og yderligere forbedring af design af raketter vil helt sikkert gøre det muligt en smule at øge hastigheden af ​​enkelttrinsraketter. Men det vil stadig være meget langt fra kosmiske hastigheder.

For at opnå kosmiske hastigheder foreslog K. E. Tsiolkovsky brugen af ​​flertrinsraketter. Videnskabsmanden selv kaldte dem billedligt for "rakettog". Ifølge Tsiolkovsky skulle et rakettog, eller, som vi siger nu, en flertrinsraket, bestå af flere raketter monteret på hinanden. Bundraketten er normalt den største. Hun bærer hele "toget" på sig selv. Efterfølgende trin er lavet af mindre og mindre størrelser.

Når den letter fra jordens overflade, fungerer den nederste rakets motorer. De fungerer, indtil alt brændstof i dens tanke er brugt op. Når tankene i første trin er tomme, adskilles de fra de øverste raketter for ikke at belaste deres videre flyvning med dødvægt. Den adskilte første fase med tomme tanke fortsætter med at flyve opad i nogen tid ved inerti og falder derefter til jorden. For at bevare den første fase til genbrug, kan den sænkes med faldskærm.

Efter adskillelse af første trin tændes motorerne i andet trin. De begynder at fungere, når raketten allerede er steget til en vis højde og har en betydelig flyvehastighed. Andet trins motorer accelererer raketten yderligere og øger dens hastighed med flere kilometer i sekundet. Efter at alt det brændstof, der er indeholdt i tankene i anden fase, er forbrugt, dumpes det også. Den videre flyvning af den sammensatte raket sikres ved driften af ​​tredjetrinsmotorerne. Derefter nulstilles det tredje trin. Linjen nærmer sig motorerne i fjerde trin. Efter at have afsluttet arbejdet, der er tildelt dem, øger de rakettens hastighed med en vis mængde og giver derefter plads til femte trins motorer. Efter at det femte trin er nulstillet, begynder det sjette trin at køre.

Således øger hvert trin i raketten successivt sin flyvehastighed, og det sidste, øverste trin når den nødvendige kosmiske hastighed i vakuum. Hvis opgaven er at lande på en anden planet og vende tilbage til Jorden, så skal den raket, der sendes ud i rummet, til gengæld bestå af flere etaper, sekventielt tændt, når den går ned til planeten, og når den letter fra den.

Det er interessant at se effekten af ​​at bruge et stort antal stadier på raketter.

Lad os tage en enkelt-trins raket med en lanceringsvægt på 500 tons. Lad os antage, at denne vægt er fordelt som følger: nyttelast - 1 ton, tørvægt af scenen - 99,8 tons og brændstof - 399,2 tons denne raket er sådan, at vægten brændstof er 4 gange tørvægten af ​​scenen, det vil sige vægten af ​​selve raketten uden brændstof og nyttelast. Tsiolkovsky-tallet, det vil sige forholdet mellem rakettens affyringsvægt og dens vægt, efter at alt brændstoffet er blevet forbrugt, for denne raket vil være lig med 4,96. Dette tal og den hastighed, hvormed gas strømmer ud af motordysen, bestemmer den hastighed, som raketten kan opnå. Lad os nu prøve at erstatte enkelttrinsraketten med en totrinsraket. Lad os igen tage en nyttelast på 1 ton og antage, at design-perfektionen af ​​trinene og gasstrømningshastigheden forbliver den samme som i en enkelt-trins raket. Så, som beregninger viser, for at opnå samme flyvehastighed som i det første tilfælde, kræves der en to-trins raket med en totalvægt på kun 10,32 tons, det vil sige næsten 50 gange lettere end en enkelt-trins. Tørvægten af ​​en to-trins raket vil være 1,86 tons, og vægten af ​​brændstoffet placeret i begge etaper vil være 7,46 tons. trin et gør det muligt at reducere metal- og brændstofforbruget med 54 gange, når den samme nyttelast lanceres.

Lad os for eksempel tage en rumraket med en nyttelast på 1 ton. Lad denne raket trænge ind i atmosfærens tætte lag og flyve ind i det luftløse rum og udvikle en anden flugthastighed på 11,2 km/sek. Vores diagrammer viser vægtændringer som denne rumraket afhængig af vægtfraktionen af ​​brændstof i hvert trin og antallet af trin (se side 22).

Det er let at beregne, at hvis du bygger en raket, hvis motorer udstøder gasser med en hastighed på 2.400 m/sek., og i hvert trin udgør brændstoffet kun 75 % af vægten, så selv med seks trin, vil startvægten på raketten vil være meget stor - næsten 5,5 tusinde tons Ved at forbedre designegenskaberne for rakettrin er det muligt at opnå en betydelig reduktion i affyringsvægten. Så hvis brændstof for eksempel udgør 90 % af scenens vægt, så kan en seks-trins raket veje 400 tons.

En usædvanlig stor effekt kommer af at bruge brændstof med højt kalorieindhold i raketter og øge effektiviteten af ​​deres motorer. Hvis vi på denne måde øger gasstrømmens hastighed fra motordysen med kun 300 m/sek., hvilket bringer den til værdien angivet på grafen - 2.700 m/sek., så kan rakettens startvægt reduceres flere gange. En seks-trins raket, hvor vægten af ​​brændstoffet kun er 3 gange større end vægten af ​​scenestrukturen, vil have en affyringsvægt på cirka 1,5 tusinde tons Og ved at reducere vægten af ​​strukturen til 10% af den samlede vægt af hvert trin, kan vi reducere rakettens affyringsvægt med det samme antal trin op til 200 t.

Hvis vi øger gasstrømningshastigheden med yderligere 300 m/sek., det vil sige tager det lig med 3 tusinde m/sek., så vil en endnu større vægtreduktion forekomme. For eksempel vil en seks-trins raket med en brændstofvægtfraktion på 75% have en affyringsvægt på 600 tons. Ved at øge brændstofvægtfraktionen til 90% er det muligt at skabe en rumraket med kun to trin. Dens vægt vil være omkring 850 tons Ved at fordoble antallet af etaper, kan du reducere rakettens vægt til 140 tons. Og med seks etaper vil startvægten falde til 116 tons.

Sådan påvirker antallet af trin, deres design-perfektion og gasstrømningshastighed rakettens vægt.

Hvorfor falder de nødvendige brændstofreserver, når antallet af trin stiger, og med dem rakettens samlede vægt? Dette sker fordi end større antal stadier, jo oftere tomme tanke bliver kasseret, jo hurtigere bliver raketten befriet fra ubrugelig last. Desuden, når antallet af etaper stiger, falder først rakettens startvægt meget kraftigt, og derefter bliver effekten af ​​at øge antallet af etaper mindre signifikant. Det kan også bemærkes, som det tydeligt kan ses i graferne ovenfor, at for raketter med relativt dårlige designegenskaber har en forøgelse af antallet af etaper en større effekt end for raketter med en høj procentdel brændstof i hvert trin. Dette er ganske forståeligt. Hvis kroppene på hvert trin er meget tunge, skal de tabes så hurtigt som muligt. Og hvis skroget er meget let i vægt, så belaster det ikke missilerne for meget, og hyppige dråber af tomme skrog har ikke længere så stor effekt.

Når raketter flyver til andre planeter, er det nødvendige brændstofforbrug ikke begrænset til den mængde, der kræves til acceleration, når den letter fra Jorden. Når man nærmer sig en anden planet, falder rumfartøjet ind i sin tyngdekraftsfære og begynder at nærme sig overfladen med stigende hastighed. Hvis planeten er berøvet en atmosfære, der er i stand til at slukke i det mindste en del af hastigheden, vil raketten, når den falder på planetens overflade, udvikle den samme hastighed, som er nødvendig for at forlade denne planet, det vil sige den anden flugthastighed. Værdien af ​​den anden flugthastighed er som bekendt forskellig for hver planet. For eksempel er det for Mars 5,1 km/sek., for Venus - 10,4 km/sek., for Månen - 2,4 km/sek. I det tilfælde, hvor raketten nærmer sig planetens tyngdekraftsfære, med en vis hastighed i forhold til sidstnævnte, vil hastigheden af ​​rakettens fald være endnu større. For eksempel nåede den anden sovjetiske rumraket Månens overflade med en hastighed på 3,3 km/sek. Hvis opgaven er at sikre en jævn landing af raketten på Månens overflade, så skal der være yderligere brændstofreserver ombord på raketten. For at slukke enhver hastighed er det nødvendigt at forbruge den samme mængde brændstof, som er nødvendig for at raketten kan udvikle samme hastighed. En rumraket, der er designet til sikkert at levere noget last til månens overflade, skal derfor bære betydelige reserver af brændstof. Enkelttrins raket med en nyttelast på 1 ton bør have en vægt på 3-4,5 tons, afhængig af dens design perfektion.

Tidligere viste vi, hvilken enorm vægt raketter skal have for at kunne bære det ydre rum en belastning på 1 ton Og nu ser vi, at kun en tredjedel eller endda en fjerdedel af denne belastning kan sænkes sikkert til Månens overflade. Resten skal være brændstof, brændstoftanke, motor og styresystem.

Hvad skal i sidste ende være startvægten af ​​en rumraket designet til sikkert at levere videnskabeligt udstyr eller anden nyttelast, der vejer 1 ton, til månens overflade?

For at give en idé om skibe af denne type, viser vores figur konventionelt et snitbillede af en fem-trins raket designet til at levere en container med videnskabeligt udstyr, der vejer 1 ton, til månens overflade om tekniske data givet i et stort antal bøger (for eksempel i bøgerne af V. Feodosyev og G. Sinyarev "Introduction to Rocketry" og Sutton "Rocket Engines").

Raketmotorer, der kører på flydende brændstof, blev taget. For at levere brændstof til forbrændingskamrene er der tilvejebragt turbopumpeenheder, drevet af nedbrydningsprodukterne af hydrogenperoxid. Den gennemsnitlige gasudstrømningshastighed for de første trins motorer antages at være 2.400 m/sek. Øverste trins motorer opererer i meget fordærvede lag af atmosfæren og i luftløst rum, så deres effektivitet viser sig at være noget større, og for dem antages gasudstrømningshastigheden at være 2.700 m/sek. For fasernes designegenskaber blev følgende værdier vedtaget, som findes i raketter beskrevet i den tekniske litteratur.

Med de valgte indledende data blev følgende vægtkarakteristika for rumraketten opnået: startvægt - 3.348 tons, inklusive 2.892 tons - brændstof, 455 tons - struktur og 1 t - nyttelast. Vægten af ​​de enkelte etaper blev fordelt som følger: den første fase - 2.760 tons, den anden - 495 tons, den tredje - 75,5 tons, den fjerde - 13,78 tons, den femte - 2,72 tons raketten nåede 60 m , diameteren af ​​det nederste trin - 10 m.

Første etape indeholder 19 motorer med en trækkraft på hver 350 tons. På den anden - 3 af de samme motorer, på den tredje - 3 motorer med en trykkraft på 60 tons. På den fjerde - en med en drivkraft på 35 tons og på den sidste etape - en motor med en drivkraft på 10 tons.

Når de letter fra Jordens overflade, accelererer førstetrinsmotorerne raketten til en hastighed på 2 km/sek. Efter den tomme kappe på det første trin er frigivet, tændes motorerne i de næste tre trin, og raketten opnår en anden flugthastighed.

Derefter flyver raketten med inerti mod Månen. Når raketten nærmer sig overfladen, drejer den sin dyse ned. Motoren på femte trin tænder. Det dæmper faldets hastighed, og raketten falder jævnt ned til månens overflade.

Ovenstående figur og beregningerne relateret til den repræsenterer selvfølgelig ikke et rigtigt projekt for en måneraket. De er kun givet for at give en første idé om omfanget af flertrinsraketter i rummet. Det er helt klart, at designet af en raket, dens dimensioner og vægt afhænger af udviklingsniveauet for videnskab og teknologi, af de materialer, der er tilgængelige for designerne, af det anvendte brændstof og kvaliteten af ​​raketmotorerne, af dygtigheden af dens bygherrer. Skabelsen af ​​rumraketter giver ubegrænsede muligheder for videnskabsmænds, ingeniørers og teknologers kreativitet. Der er stadig mange opdagelser og opfindelser, der skal gøres på dette område. Og med hver ny præstation vil missilers egenskaber ændre sig.

Ligesom moderne luftskibe som IL-18, TU-104, TU-114 ikke ligner de fly, der fløj i begyndelsen af ​​dette århundrede, så vil rumraketter løbende blive forbedret. Over tid vil raketmotorer bruge mere end bare energi på at flyve ud i rummet. kemiske reaktioner, men også andre energikilder, for eksempel energien fra nukleare processer. Efterhånden som typerne af raketmotorer ændres, vil selve raketternes design også ændre sig. Men K. E. Tsiolkovskys vidunderlige idé om at skabe "rakettog" vil altid spille en ærefuld rolle i udforskningen af ​​de store vidder af rummet.

Ordning med bærende tanke

Overgangskredsløb

Ordning med hængende tanke

1-STES FLYDENDE RAKETTER.

En masse langtrækkende flydende ballistiske missiler og løfteraketter er blevet skabt til dato. Men vi skal starte med det enkleste og mest åbenlyse. Derfor vil vi henvende os til den ældste, som nu kun har historisk betydning Tysk V-2 raket. Det betragtes som det første flydende ballistiske missil.

Ordet "først" skal dog præciseres. Allerede i førkrigstiden, trediverne, var principperne for design af en ballistisk flydende raket velkendte for specialister. Der eksisterede allerede ret avancerede raketmotorer med flydende drivmiddel (primært i Sovjetunionen). Gyroskopiske systemer til stabilisering af raketter er allerede blevet udviklet og skabt. De første prøver af flydende drivmiddelraketter designet til at udforske stratosfæren er allerede blevet testet. Derfor dukkede V-2-raketten ikke ud af det blå. Men det gik først i masseproduktion. Den var også den første, der fandt militær anvendelse, da den tyske kommando i 1943 i en fortvivlelses anfald.

gav ordre til den meningsløse affyring af dette missil ind i boligområder i London. Selvfølgelig kunne dette skridt ikke på nogen måde påvirke det generelle forløb af militære begivenheder. Meget større indflydelse blev udøvet af det berømte indenlandske raketartilleri, hvoraf perfekte prøver blev testet i de tidlige dage Fædrelandskrig direkte på slagmarkerne. Men nu taler vi ikke om den militære brug af missiler Uanset hvor trist historien om V-2-missilet er, er vi i dette tilfælde kun interesserede i dets design- og layoutprincipper. For os er dette et meget praktisk hjælpemiddel i klasseværelset, som vil hjælpe læseren med at blive fortrolig med fælles enhed generelt, alle ballistiske flydende missiler, og ikke kun med enheden. Fra højderne af den erfaring, der er akkumuleret til dato, er det let at evaluere dette design og vise, hvordan dets fordele efterfølgende blev udviklet og ulemper blev elimineret: på hvilke måder tekniske fremskridt fandt sted.

V-2-rakettens affyringsvægt var cirka 13 ts, og dens rækkevidde var tæt på 300 km. Et tværsnit af raketten er vist på plakaten.

Kroppen af ​​et flydende ballistisk missil er opdelt langs dets længde i flere rum (fig. 3.1): brændstofrum (F.O), som omfatter brændstoftanke 1 og oxidationsmiddel 2; halerummet (X. O) med motoren og instrumentrummet (P. O), hvortil sprænghovedet (B. Ch) er forankret. Selve konceptet "rum" er ikke kun forbundet med det funktionelle formål med en del af raketten, men først og fremmest med tilstedeværelsen af ​​tværgående stik, der tillader separat samling og efterfølgende docking. I nogle typer raketter er instrumentrummet som selvstændig del der er intet hus, og kontrolanordninger placeres blok for blok i frit rum, under hensyntagen til bekvemmeligheden ved tilgange og vedligeholdelse ved starten og minimumslængden kabelnetværk.

Som alle styrede ballistiske missiler er V-2 udstyret med et automatisk stabiliseringssystem. Gyroenheder og andre automatiske stabiliseringsenheder er placeret i instrumentrummet og monteret på et krydsformet panel.

De udøvende organer for det automatiske stabiliseringssystem er gas-jet- og luftror. Gas jet ror 3 er placeret i strømmen, der strømmer ud af kammeret 4 gasser og er monteret med deres drev - styretøj - på en stiv styrering 5 . Når rorene afbøjes, opstår der et øjeblik, der drejer raketten i den ønskede retning. Da gas-jet ror opererer i ekstremt tunge temperaturforhold, de blev lavet af det mest varmebestandige materiale - grafit. Luftror 6 spiller en understøttende rolle og frembringer kun en effekt i tætte lag af atmosfæren og ved en tilstrækkelig høj flyvehastighed.

V-2 raketten bruger flydende oxygen og ethylalkohol som brændstofkomponenter. Da det akutte problem med motorkøling ikke kunne løses ordentligt på det tidspunkt, besluttede designerne at miste specifik fremdrift ved at ballastere ethylalkohol med vand og reducere dens koncentration til 75%. Den samlede forsyning af alkohol om bord på raketten er 3,5 g, og flydende ilt - 5 g.

Hovedelementerne i motoren placeret i halerummet er kameraet 4 og turbopumpenhed (TNA) 7, designet til at levere brændstofkomponenter til forbrændingskammeret.

Turbopumpeenheden består af to centrifugalpumper - alkohol og oxygen, installeret på en fælles aksel med en gasturbine. Turbinen drives af nedbrydningsprodukterne af brintoverilte (vanddamp + ilt), som dannes i den såkaldte damp- og gasgenerator (PGG)(kan ikke ses på billedet). Hydrogenperoxid tilføres drivhusgasreaktoren fra tanken 3 og nedbrydes i nærvær af en katalysator - en vandig opløsning af natriumpermanganat leveret fra tanken 9. Disse komponenter tvinges ud af tankene af trykluft indeholdt i cylindrene 10. Driften af ​​fremdriftssystemet er således sikret af i alt fire komponenter - to hoved- og to hjælpemidler til damp- og gasgenerering. Vi bør selvfølgelig ikke glemme trykluft, hvis forsyning er nødvendig for at levere hjælpekomponenter og til drift af pneumatisk automatisering.

De anførte elementer er kameraet, TNA, tanke med hjælpekomponenter, trykluftcylindre - sammen med forsyningsrørledninger, ventiler og andre fittings er monteret på en bærende ramme 11 og danner en fælles energiblok, som kaldes væske raketmotor (LPRE).

Ved samling af raketten er motorrammen forankret til den bagerste ramme 12 og er lukket af en tyndvægget forstærket skal - haledelens krop, udstyret med fire stabilisatorer.

V-2 raketmotorens trækkraft på Jorden er 25 ts, og i tomhed - omkring 30 ts. Hvis dette tryk er divideret med det samlede vægtflow, bestående af 50 kgf/sek alkohol, 75 kgf/sek ilt og 1,7 kgf/sek brintoverilte og permanganat, får vi et specifikt tryk på henholdsvis 198 og 237 enheder på Jorden og i vakuum. Ifølge moderne koncepter anses en sådan specifik drivkraft for flydende motorer naturligvis for meget lav.

Lad os vende os til det såkaldte strømkredsløb. Det er svært at finde en kort og klar definition af dette begreb, som er ret klar i betydningen. Strømkredsløbet er en designløsning baseret på overvejelser om styrken og stivheden af ​​hele strukturen, dens evne til at modstå de belastninger, der virker på raketten som helhed.

En analogi kan drages. Hos højere dyr er strømkredsløbet skeletformet. Skelettets knogler er de vigtigste bærende elementer, der understøtter kroppen og absorberer al muskelanstrengelse. Men skeletdiagrammet er ikke det eneste. Skallen af ​​en krebs, krabbe og andre lignende væsner kan ikke kun betragtes som et middel til beskyttelse, men også som et element i det overordnede kraftskema. En sådan ordning bør kaldes shell. Med en dybere forståelse af biologi kunne man formodentlig finde eksempler på andre kraftkredsløb i naturen. Men nu taler vi om raketstrukturens strømkredsløb.

Ved opsendelsesstedet for V-2-raketten overføres motorkraften til den bageste kraftramme 12. Raketten bevæger sig med acceleration, og en aksial trykkraft opstår i alle tværsnit af kroppen placeret over kraftrammen. Spørgsmålet er, hvilke elementer af skroget der skal modtage det - tanke, langsgående forstærkninger, en speciel ramme eller måske nok

skabe øget tryk i tankene, og så får konstruktionen en bæreevne som et godt oppustet bildæk. Løsningen på dette problem er emnet for at vælge et strømkredsløb.

V-2 raketten vedtager designet af et eksternt kraftlegeme og eksterne tanke. Power Corps 13 Det er en stålskal med et langsgående-tværgående sæt forstærkningselementer. Langsgående forstærkningselementer kaldes strygere, og de mest magtfulde af dem er spars. De tværgående ringelementer kaldes rammer. For at lette installationen har raketkroppen en langsgående boltforbindelse.

Lavere iltbeholder 2 hviler på samme kraftramme 12, hvortil, som allerede nævnt, motorrammen med halebeklædning er fastgjort. Alkoholtanken er ophængt på den forreste kraftramme 14, som instrumentrummet også er forbundet med.

I V-2-raketten spiller brændstoftanke således kun rollen som containere og er ikke inkluderet i strømkredsløbet, og hovedkraftelementet er raketlegemet. Men det beregnes ikke kun for belastningen af ​​lanceringsstedet. Det er også vigtigt at sikre rakettens styrke, når man nærmer sig målet, og denne omstændighed fortjener en særlig diskussion.

Efter at motoren er slukket, kan gas-jet-rorene ikke udføre deres funktioner, og da nedlukningen udføres i stor højde, hvor der praktisk talt ikke er atmosfære, mister luftrorene og halestabilisatoren også fuldstændig deres effektivitet. Derfor, efter at motoren er slukket, bliver raketten uorienterbar. Flyvningen sker i en tilstand med ubestemt rotation i forhold til massecentret. Ved indtræden i de relativt tætte lag af atmosfæren, halen stabilisator orienterer missilet langs flyvningen, og ved den sidste del af banen bevæger det sig med hoveddelen fremad, bremser noget i luften, men holder en hastighed på 650-750, når det når målet m/sek.

Stabiliseringsprocessen er forbundet med forekomsten af ​​store aerodynamiske belastninger på kroppen og halen. Dette er en ukontrolleret flyvning med angrebsvinkler, der varierer inden for ±180°. Huset opvarmes, og der opstår betydelige bøjningsmomenter i kroppens tværsnit, for hvilke der hovedsageligt udføres styrkeberegninger.

Ved første indtryk virker det uklart, om det virkelig er nødvendigt at bekymre sig om rakettens styrke i den sidste del af banen. Raketten er næsten nået, og arbejdet ser ud til at være gjort. Selvom liget bliver ødelagt, vil sprænghovedet stadig nå målet, lunterne vil gå af, og rakettens ødelæggende effekt vil være sikret.

Denne tilgang er imidlertid uacceptabel. Der er ingen garanti for, at hvis sagen bliver ødelagt, vil selve kampladningen ikke blive beskadiget, og en sådan skade, kombineret med lokal overophedning, er fyldt med en for tidlig baneeksplosion. Derudover er processen med efterfølgende bevægelse naturligvis uforudsigelig under forhold med strukturel ødelæggelse. Selv en brugbar, ikke-destruktiv raket modtager endda en ubestemt ændring i hastighedsvektoren under den atmosfæriske fase af fri flyvning. Aerodynamiske kræfter kan og fører raketten væk fra dens tilsigtede bane. Ud over de uundgåelige fejl for lanceringsstedet, dukker der nye urapporterede fejl op. Missilet falder under, overskrider eller falder til højre eller venstre for målet. Der opstår spredning, som på grund af de usikre betingelser for indtrængen i atmosfæren øges mærkbart. Hvis vi accepterer ødelæggelsen af ​​skroget og følgelig tabet af stabilisering og hastighed, vil den langvarige bevægelsesusikkerhed føre til en uacceptabel stigning i spredningen. Noget lignende sker med det, vi ser, når vi følger de faldende blades bane: den samme usikkerhed på banen og det samme tab af fart. Af den måde, at reducere hastigheden ved målet for et kampmissil som "V-2" også uønsket. Den kinetiske energi af rakettens masse og energien fra eksplosionen af ​​de resterende brændstofkomponenter til denne type våben gav en ganske mærkbar stigning i kampeffekten af ​​tonsvis af sprængstof placeret i rakettens hoved.

Så raketkroppen skal være stærk nok i alle dele af banen. Og hvis nu, uden at gå i detaljer, ser kritisk på V-2-raketten som helhed, så kan vi konkludere, at det er strømkredsløbet, der er mest svage punkt dette design, da behovet for at styrke kroppen væsentligt reducerer rakettens vægtegenskaber. Derfor er det nødvendigt at lede efter en anden konstruktiv løsning.

Ved analyse af strømkredsløbet opstår naturligvis ideen om at opgive det bærende legeme og tildele kraftfunktioner til tankenes vægge, måske yderligere forstærke dem og opretholde moderat internt tryk. Men denne løsning er kun egnet til den aktive sektion. Hvad angår stabilisering af raketten, når den vender tilbage til den atmosfæriske del af banen, skal dette opgives, og sprænghovedet skal gøres aftageligt.

Således er et strømkredsløb med bærende tanke født. Brændstoftanke skal kun opfylde styrkebetingelser under regulerede, forudbestemte belastninger og termiske forhold i den aktive sektion. Efter at have slukket motoren, adskilles hovedsektionen, der er udstyret med sin egen aerodynamiske stabilisator. Fra dette øjeblik er raketlegemet med fremdriftssystemet allerede slukket, og sprænghovedet flyver næsten langs en fælles bane, separat og uden en specifik vinkelorientering. Når man kommer ind i atmosfærens tætte lag, begynder kroppen, som har høj aerodynamisk modstand, at sakke bagud, kollapser, og dens dele falder uden at nå målet. Sprænghovedet stabiliserer, holder en relativt høj hastighed og leverer sprænghovedet til et givet punkt. Med dette skema er det klart, at raketmassens kinetiske energi ikke er inkluderet i effekten kamphandling. Reduktion af konstruktionens samlede vægt gør det dog muligt at kompensere for dette tab ved at øge nyttelasten. I tilfælde af en overgang til et nukleart sprænghoved betyder missilmassens kinetiske energi overhovedet ikke noget.

Lad os nu se, hvad vi vinder og hvad vi taber; hvad er aktiverne og passiverne i overgangen til ordningen med støttetanke og en aftagelig hovedsektion. Det er klart, at fraværet af et kraftlegeme og fraværet af en halestabilisator, som behovet nu er elimineret, skal bemærkes som et aktiv. Et aktiv bør omfatte muligheden for at skifte fra stål til lettere aluminium-magnesium-legeringer: Raketten passerer gennem den atmosfæriske opsendelsesfase med en relativt lav hastighed, og opvarmningen af ​​kroppen er lille. Og endelig er der endnu en vigtig omstændighed. De beregnede belastninger på den aktive sektion har en ret høj grad af pålidelighed; de er reguleret af præcist vedligeholdte yngleforhold. Hvad angår genindtræden i atmosfæren, bestemmes belastningsbanerne for denne sektion med mindre nøjagtighed. Tillid til de beregnede belastninger af den aktive sektion gør det muligt at reducere den tildelte sikkerhedsfaktor, hvilket for en raket med et adskillende sprænghoved resulterer i yderligere vægtreduktion.

Ansvaret vil skulle omfatte en vis stigning i tankenes vægt; de skal styrkes. Du skal muligvis tilføje den ekstra vægt af trykluft- og brændstoftanktryksystemer her. Vægten af ​​den nye hovedstabilisator vil også blive registreret som en forpligtelse. Men selvfølgelig vejer en sådan stabilisator meget mindre end den gamle, beregnet til raketten som helhed. Og endelig kan nogle rudimenter i form af såkaldte pyloner forblive fra den gamle stabilisator. De har to opgaver. Pylonerne giver en vis stabiliserende effekt, som gør det muligt at forenkle stabiliseringsmaskinens driftsbetingelser noget. Derudover tillader pylonerne, at luftrorene, hvis nogen, kan flyttes væk fra skroget til et frit og "uskygget" aerodynamisk flow.

I sådanne argumenter for og imod kan man naturligvis ikke nøjes med kun spekulative udsagn. Detaljeret designanalyse, numeriske skøn og beregninger er påkrævet. Og sådan en beregning indikerer de utvivlsomme vægtfordele ved den nye strømordning.

Ovenstående betragtninger gælder kun for raketter, der har et turbopumpefødesystem. Hvis komponenterne forsynes af højt tryk, der er skabt i brændstoftankene (en sådan forsyning kaldes forskydning), ændres strømkredsens logik noget.

I tilfælde af deplacementtilførsel er brændstoftanke primært designet til internt tryk, og for at opfylde trykstyrkebetingelserne opfylder sådanne tanke som regel automatisk både styrke- og temperaturkrav i alle flyvetilstande. Derfor var de bestemt til at være transportører. Ophængte tanke med fortrængningsfodring ville være en åbenlys absurditet.

En tank designet til højt internt tryk af forskydningsforsyning opfylder som regel også betingelsen for styrken af ​​skroget ved genindtræden i atmosfæren. Følgelig er adskillelse af sprænghovedet til en sådan raket ikke nødvendig, men så skal kroppen være udstyret med en halestabilisator.

Ideen om et aftageligt sprænghoved blev først implementeret i 1949 på et af de tidligste indenlandske ballistiske missiler, R-2. På dets grundlag blev en geofysisk modifikation af raketten, B2A, skabt noget senere. Designet af B2A-raketten er en interessant og lærerig hybridversion af de gamle og nye nye magtsystemer og fortjener diskussion som et eksempel på udviklingen af ​​designtanke.

Raketten har kun én bærende tank - fronten, alkoholtanken og ilttanken er placeret i et letvægts-powerhus, der kun er designet til belastningerne af den aktive sektion. Aftageligt hoved 2 udstyret med egen halestabilisator 3, repræsenterer en forstærket skal i form af en keglestub. I den geofysiske version, stabilisatoren 3 den reddelige hoveddel har en mekanisme til at åbne bremseklapperne 4, som reducerer faldhastigheden af ​​hoveddelen til 100-150 m/sek, hvorefter faldskærmen åbner. Figur 2 viser hovedsektionen efter landing. Den krøllede næse stødabsorberende spids er synlig 1 og åbne skjolde 4, delvist smeltet under opbremsning i atmosfæren.

Hovedstabilisatorens enderamme er fastgjort med specielle låse til støtterammen placeret i den øverste del af alkoholtanken. Efter kommandoen om at adskille åbnes låsene, og hoveddelen modtager en lille impuls fra fjederskubberen.

Instrumentrum 8 har frit ulåste låseluger med tætning og er ikke placeret i den øverste, men i den nederste del af raketten, hvilket giver en vis bekvemmelighed for præ-launch operationer.

Ser man på B2A-raketten mere detaljeret, kunne man bemærke dens andre funktioner. Men det er ikke hovedpointen. Et slående og samtidig meget lærerigt træk ved dette design er den logiske uoverensstemmelse mellem princippet om en aftagelig næsesektion og tilstedeværelsen af ​​en halestabilisator. På affyringsstedet sikres missilets orientering af en stabiliseringsmaskine. Hvad angår aerodynamisk stabilisering, når man kommer ind i tætte lag af atmosfæren, kan haleenheden ikke hjælpe her, da kroppen ikke har den nødvendige styrke til dette.

Selvfølgelig ville det være naivt at tro, at designerne ikke så eller forstod dette. Designet, kort sagt, var almindeligt, ofte fundet i ingeniørpraksis teknisk kompromis- en indrømmelse til midlertidige omstændigheder. Der er allerede opnået erfaring med at skabe raketter med stabilisatorkredsløb og med eksterne tanke. Det gennemprøvede system af gas-jet- og luftror var pålideligt og vakte ikke bekymring, og det automatiske stabiliseringssystem krævede ikke seriøs omjustering, hvilket ville være uundgåeligt, når man flyttede til nye aerodynamiske former. Derfor, i en situation, hvor der stadig var teoretiske diskussioner om farerne ved at skifte til en ikke-stabiliseret aerodynamisk ustabil ordning, var det lettere, uden at vente på oprettelsen af ​​nye gennemprøvede kontrolsystemer, at blive med det gamle. Efter at have tabt noget i vægt, var det lettere at etablere en position i visse allerede vundne positioner. På vej til den reelle implementering af ordningen med bærende tanke var det nødvendigt at finde noget mellem ønsket om hurtigt at nå målet og faren for langvarig eksperimentel udvikling, mellem den uundgåelige omstilling af produktionen og brugen af ​​eksisterende værksted udstyr, mellem risikoen for fejl og rimelig omtanke. Ellers kan en række fejl under opsendelser, som slet ikke er umulige, kompromittere ideen i dens kerne og give mad til vedvarende mistillid til ny ordning, uanset hvor lovende og logisk det måtte være.

Og endnu et, ikke så vigtigt, men interessant psykologisk aspekt. Designet af B2A-raketten virkede ikke usædvanligt på det tidspunkt. Kraften af ​​vanen med at se halefinnen på alle de små og store raketter, der eksisterede før, bevarede illusionen om rutine for en udefrakommende observatør, og rakettens udseende fremkaldte ikke for tidlig og ukvalificeret kritik af designet som helhed. Det samme kan siges om designet af ilttanken. Brugen af ​​flydende ilt var fokus for afvigende meninger på det tidspunkt, baseret på bekymringer om det lave kogepunkt for denne brændstofkomponent. Tilstedeværelsen af ​​termisk isolering af ilttanken på B2A-raketten beroligede mange og overbelastede ikke den allerede tilstrækkelige række af bekymringer, som chefdesigneren står over for. Det var nødvendigt at vise, at den understøttende alkoholtank regelmæssigt udfører kraftfunktioner, at hoveddelen er succesfuldt adskilt og sikkert når målet, og at automatiserings- og kontrolanordningerne placeret i nærheden af ​​motoren, på trods af det øgede vibrationsniveau, er i stand til at arbejde lige så godt, som de arbejdede, når de var i hovedrummet.

Overgangen til en ny magtordning var naturligvis forbundet med den samtidige løsning af en række andre grundlæggende spørgsmål. Det drejede sig først og fremmest om motorens design. RD-101-motoren installeret på V2A-raketten gav 37 og 41,3 ts jord- og void-tryk eller 214 og 242 enheder af specifik trækkraft på jordens overflade og hhv. Dette blev opnået ved at øge alkoholkoncentrationen til 92%, øge trykket i kammeret og yderligere udvide dyseudgangssektionen.

Motorskaberne opgav den flydende katalysator til nedbrydning af hydrogenperoxid. Den blev erstattet af en fast katalysator, som på forhånd blev anbragt i damp- og gasgeneratorens arbejdshulrum. Således blev antallet af flydende komponenter reduceret fra fire, som det var tilfældet med V-2, til tre. En ny, snart traditionel, toruscylinder til hydrogenperoxid dukkede også op, som bekvemt passede ind i rakettens layout. Begyndelsen blev også lavet af nogle andre innovationer, som det ikke giver mening at nævne her.

Naturligvis kunne og burde B2A-raketten, som en overgangsversion fra et strømskema til et andet, ikke have været gengivet i efterfølgende moderniserede former. Det var nødvendigt fuldt ud at implementere ideen om bærende tanke og et aftageligt sprænghoved, som blev udført af S.P. Korolev i efterfølgende udviklinger.

De første prøver af raketter med bærende tanke blev testet og udviklet i begyndelsen af ​​50'erne. Derefter blev der udarbejdet nogle ændringer. Således dukkede især det meteorologiske missil B5B (R-5 kampmissil) op. I vore dage indtager en prototype af et ballistisk missil med bærende tanke en hædersplads som en historisk udstilling foran museets indgang. sovjetiske hær i Moskva.

Ved skift til et nyt moderniseret design for at øge rækkevidden blev startvægten øget, og motorens driftstilstand blev tvunget. Overgangen til en bærende tankordning er naturligvis mere højt niveau teknologi og omhyggeligt designarbejde gjorde det muligt at øge vægtkvalitetskoefficienten α k til 0,127 (i stedet for 0,25 for V-2) med en relativ slutvægt µk ~ 0,16.

Kontrolsystemet blev udsat for de mest alvorlige ændringer i B5B-raketten. Det var trods alt den første aerodynamisk ustabile raket udstyret med en meget lille haleenhed og luftror. Senere blev den samme raket for første gang brugt til at bruge en gyroplatform og nyt princip funktionel motorstop.

B5B-raketten brugte stadig 92% ethylalkohol og flydende ilt som brændstof. Test af raketten viste, at manglen på termisk isolering på sidefladen af ​​iltbeholderen ikke medfører ubehagelige konsekvenser. Den let øgede fordampning af ilt under præ-launch forberedelse kompenseres let af make-up, det vil sige automatisk tankning af ilt umiddelbart før start. Denne operation er generelt nødvendig for alle raketter, der bruger lavtkogende brændstofkomponenter.

Efter B5B-raketten blev designet af de bærende tanke og det aftagelige sprænghoved således en realitet. Alle moderne langdistanceflydende ballistiske missiler og deres højere trin - løfteraketter - er nu kun skabt på basis af dette kraftskema. Det er dens udvikling baseret på moderne teknologi og utallige designforbedringer gav anledning til et generaliseret billede af den maskine, som med rette symboliserer vor tids tekniske fremskridts højder.

Nu kan B5B-raketten ses lige så kritisk, som V-2-raketten blev set på tidspunktet for dens oprettelse. Mens det generelle layout og de grundlæggende principper for strømkredsløbet opretholdes, er det muligt at reducere vægten yderligere og øge hovedegenskaberne, og måder at løse dette problem på er let synlige og forståelige ved hjælp af eksempler på senere designs.

I fig. 3.3 viser en et-trins version af det amerikanske Thor ballistiske missil; den er også lavet efter det typiske design af bærende tanke og har en aftagelig hoveddel. Den samlede vægt af brændstofkomponenter (ilt + petroleum) er 45 ts med en nettovægt af strukturen (uden hoveddelen) på 3,6 ts. Det betyder følgende. Hvis vi betinget tager den samlede vægt af brændstofrester til at være 0,4 ts, så får vi for den velkendte vægtkvalitetskoefficient α k en værdi på 0,082. Tager hoveddelens vægt cirka 2 ts, vi får parameteren µK = 0,12. Det kan også fastslås, at med det specifikke tomrum for oxygen-petroleumbrændstof antaget at være 300 enheder, er rækkevidden af ​​denne raket 3000 km.

Højvægtsindikatorerne for moderne missiler, især denne, er baseret på en omhyggelig undersøgelse af mange elementer, som ville være meget vanskelige at liste, men nogle, ret generelle og typiske, kan angives.

Brændstoftankvægge 1 Og 2 har et vaffeldesign. Dette er en tyndvægget skal lavet af højstyrke aluminiumslegering med hyppigt placerede langsgående-tværgående forstærkninger, der spiller samme rolle som kraftsættet i V-2 rakettens krop, men med større vægtkvalitet. Den nu udbredte waferstruktur fremstilles normalt ved mekanisk fræsning. I nogle tilfælde anvendes dog også kemisk formaling. Skalemne af original tykkelse h 0 gennemgår omhyggeligt kontrolleret ætsning i syre langs den del af overfladen, hvor det er nødvendigt at fjerne overskydende metal (resten af ​​overfladen belægges først med lak). Resterende tykkelse efter ætsning h skal sikre tætheden og styrken af ​​det resulterende panel ved et givet indvendigt tryk, og de langsgående og tværgående ribber giver skallen øget bøjningsstivhed, som bestemmer strukturens stabilitet under aksial kompression. Regelmæssigheden af ​​fordelingen af ​​langsgående og tværgående ribben er bevidst forstyrret i området svejsninger, der som bekendt har en lidt reduceret styrke i forhold til valsede plader, samt i enderne af skallen, hvor bundene endnu mangler at blive svejst. På disse steder forbliver tykkelsen af ​​emnet uændret.

Der er andre måder at lave vaffelstrukturer på. Men vi fokuserede bevidst på kemisk fræsning for at vise, til hvilken pris, bogstaveligt og billedligt talt, de designvægtindikatorer, der er karakteristiske for moderne raketteknologi, opnås.

Thor-raketten har en forkortet og let haleafsnit Z, i enden af ​​hvilke to styremotorer er monteret. Afvisningen af ​​gas-jet-ror er naturligt forbundet med deres høje gasdynamiske modstand i strømmen af ​​undslippende gasser. Brugen af ​​styremotorer komplicerer designet noget, men giver en betydelig gevinst i specifik fremdrift.

Ud fra ovenstående bør man ikke få det indtryk, at kontrolkamre dukkede op for første gang på dette ballistiske missil. Dette system af kraftkontrolelementer er blevet brugt i forskellige versioner før, især på Vostok eller Soyuz løfteraket, som vil blive diskuteret senere. Ettrinsversionen af ​​Thor-missilet betragtes her udelukkende som et eksempel på næste generation af ballistiske missiler efter B5B-missilet.

Næsten alle ballistiske missiler Bremsende fastbrændstofmotorer er også installeret 6. Dette er heller ikke en af ​​de nyeste innovationer. Bremsemotorernes opgave er ved at bremse raketkroppen at flytte den væk fra hoveddelen, når den skilles ad; nemlig kroppen, uden at give ekstra fart til hovedet.

Nedlukning af en flydende motor er ikke øjeblikkelig. Efter lukning af brændstofledningernes ventiler fortsætter forbrænding og fordampning af de resterende komponenter stadig i kammeret i den næste brøkdel af et sekund. Som et resultat modtager raketten en lille ekstra impuls, kaldet eftervirkningsimpuls. Ved beregning af intervallet indføres en korrektion for det. Men dette er absolut umuligt at gøre, da eftervirkningen impuls ikke har stabilitet og ændringer fra sag til sag, hvilket er en af ​​de væsentlige årsager til rækkeviddespredning. For at reducere denne spredning anvendes bremsemotorer. Øjeblikket for deres aktivering koordineres med kommandoen om at slukke for væskemotoren på en sådan måde, at eftervirkningsimpulsen grundlæggende kompenseres.

Det vil være lærerigt at sammenligne de geometriske proportioner af B5B- og Thor-missilerne. B5V-raketten er mere aflang. Forholdet mellem længde og diameter (den såkaldte raket forlængelse) for det er væsentligt mere end Thor-rakettens; cirka 14 versus 8. Forskellen i forlængelser rejser også forskellige bekymringer. Efterhånden som forlængelsen øges, falder frekvensen af ​​rakettens egne tværsvingninger, ligesom en elastisk stråle, og det tvinger en til at tage hensyn til de forstyrrelser, der kommer til input af stabiliseringssystemet som følge af vinkelbevægelser, når kroppen er bøjet. Med andre ord skal der sikres stabilisering af en bøjelig raket frem for en stiv. I nogle tilfælde giver dette alvorlige vanskeligheder,

Med en lille forlængelse af raketten forsvinder dette problem naturligt, men en anden gener opstår - rollen af ​​forstyrrelser fra tværgående vibrationer af væsken i tankene øges, og hvis det korrekte valg af parametrene for stabiliseringsmaskinen ikke klarer at afværge dem , er det nødvendigt at installere tanke skillevægge, der begrænser væskemobiliteten. Figuren viser delvist enheder 7 til fastgørelse af vibrationsdæmpere i brændstoftanken. Naturligvis fører en sådan løsning til en forringelse af rakettens vægtegenskaber.

Thor-raketten skal ikke ses som en model for perfektion. Samtidig kunne designerne formentlig imødegå eventuelle kritiske bemærkninger om dets layout med deres egne modargumenter. Ved at bruge eksemplet med B2A-raketten har vi allerede set, at berettiget kritik af en designløsning kun kan udføres under hensyntagen til de specifikke betingelser for design og produktion, og vigtigst af alt, de langsigtede opgaver, som skaberne af den nye maskinsæt til sig selv. Og Thor-raketten er en af ​​dem, som det er muligt at skabe raket- og rumsystemer på grundlag af.

2. Driftsprincip for en flertrinsraket

Raketten er meget "dyr" køretøj. Rumfartøjer "transporterer" hovedsageligt det brændstof, der er nødvendigt for at betjene deres motorer og deres egen struktur, hovedsageligt bestående af brændstofbeholdere og et fremdriftssystem. Nyttelasten udgør kun en lille del af rakettens affyringsmasse.

En kompositraket giver mulighed for en mere effektiv udnyttelse af ressourcerne på grund af det faktum, at under flyvningen adskilles et trin, der har opbrugt sit brændstof, og resten af ​​raketbrændstoffet spildes ikke på at accelerere designet af det brugte trin, hvilket er blevet unødvendigt at fortsætte flyvningen. Et eksempel på en beregning, der bekræfter disse overvejelser, er givet i artiklen Tsiolkovsky Formula.

Missilkonfigurationsmuligheder. Fra venstre mod højre:
1. enkelt-trins raket;
2. to-trins raket med tværgående adskillelse;
3. to-trins raket med langsgående adskillelse.
4. En raket med eksterne brændstoftanke, der adskilles, efter at brændstoffet i dem er opbrugt.

Tre-trins tværadskilt Saturn V raket uden adaptere

Strukturelt er flertrinsraketter lavet med tværgående eller langsgående adskillelse af trin.
Med tværgående adskillelse er trinene placeret over hinanden og arbejder sekventielt efter hinanden, og tænder først efter adskillelsen af ​​det foregående trin. Denne ordning gør det muligt at oprette systemer i princippet med et vilkårligt antal trin. Dens ulempe er, at ressourcerne i de efterfølgende trin ikke kan bruges under driften af ​​den forrige, da de er en passiv belastning for den.

Tre-trins løfteraket med langsgående-tværgående adskillelse Soyuz-2.

Med langsgående adskillelse består det første trin af flere identiske raketter, der opererer samtidigt og er placeret symmetrisk omkring kroppen af ​​det andet trin, således at de resulterende trykkræfter fra første trins motorer er rettet langs symmetriaksen for det andet trin. Denne ordning gør det muligt for motoren i det andet trin at fungere samtidigt med motorerne i det første, hvilket øger det samlede træk, hvilket er især nødvendigt under driften af ​​det første trin, når rakettens masse er maksimal. Men en raket med langsgående adskillelse af trin kan kun være to-trins.
Der er også et kombineret adskillelsesskema - langsgående-tværgående, som giver dig mulighed for at kombinere fordelene ved begge ordninger, hvor det første trin er opdelt fra det andet på langs, og adskillelsen af ​​alle efterfølgende trin sker på tværs. Et eksempel på denne tilgang er det indenlandske luftfartsselskab Soyuz.

Space Shuttle layout.
Det første trin er sideboostere med faste drivmidler.
Det andet trin er en orbiter med en aftagelig ekstern brændstoftank. Ved start startes motorerne på begge trin.

Lancering af rumfærgen.

Rumfærgen har et unikt design af en to-trins langsgående adskilt raket, hvor det første trin består af to sidemonterede solide raketboostere, og det andet trin indeholder en del af brændstoffet i orbitertankene, og det meste af det i en aftagelig ekstern brændstoftank. For det første bruger orbiter-fremdrivningssystemet brændstof fra den eksterne tank, og når den er opbrugt, nulstilles den eksterne tank, og motorerne fortsætter med at køre på brændstoffet i orbitertankene. Denne ordning gør det muligt at udnytte orbiterens fremdriftssystem maksimalt, som fungerer under hele opsendelsen af ​​rumfartøjet i kredsløb.

Når trinene er adskilt på tværs, er trinene forbundet med hinanden ved hjælp af specielle sektioner - adaptere - bærende strukturer af cylindrisk eller konisk form, som hver skal modstå den samlede vægt af alle efterfølgende trin, multipliceret med den maksimale værdi af overbelastningen, der opleves af raketten i alle flysegmenter, hvori denne adapter er inkluderet.
Med langsgående adskillelse skabes kraftbånd på kroppen af ​​det andet trin, hvortil blokkene i det første trin er fastgjort.
Elementerne, der forbinder delene af en kompositraket, giver den stivheden af ​​et solidt legeme, og når trinene er adskilt, bør de næsten øjeblikkeligt frigive det øverste trin. Typisk forbindes trinene ved hjælp af pyrobolte. En pyrobolt er en fastgørelsesbolt, i hvis stang der dannes et hulrum ved siden af ​​hovedet, fyldt med et højsprængstof med en elektrisk detonator. Når en strømimpuls påføres den elektriske detonator, opstår der en eksplosion, der ødelægger boltstangen, hvilket får dens hoved til at slippe af. Mængden af ​​sprængstof i pyrobolten doseres omhyggeligt for på den ene side at sikre, at hovedet kommer af, og på den anden side ikke at beskadige raketten. Når trinene er adskilt i elektriske detonatorer af alle pyrobolte, der forbinder de adskilte dele, påføres en strømimpuls samtidig, og forbindelsen frigives.
Dernæst skal trinene placeres i sikker afstand fra hinanden. Ved adskillelse af stadier i atmosfæren kan den modkørende luftstrøms aerodynamiske kraft bruges til at adskille dem, og ved adskillelse i tomrummet bruges undertiden hjælpe små solide raketmotorer.
På raketter med flydende drivmiddel tjener de samme motorer også til at "sedimentere" brændstoffet i tankene på det øverste trin: når motoren på det nederste trin er slukket, flyver raketten af ​​inerti i en tilstand af frit fald, mens flydende brændstof i tanke er ophængt, hvilket kan føre til svigt ved start af motoren. Hjælpemotorer giver scenen en let acceleration, under påvirkning af hvilken brændstoffet "sætter sig" på bunden af ​​tankene.
På ovenstående billede af Saturn 5-raketten, på kroppen af ​​tredje trin, er den sorte krop af en af ​​hjælpemotorerne med fast drivmiddel i 3. og 2. trin synlig.

Forøgelse af antallet af trin giver kun en positiv effekt op til en vis grænse. Jo flere trin, jo større er den samlede masse af adaptere såvel som motorer, der kun fungerer på én del af flyvningen, og på et tidspunkt bliver en yderligere stigning i antallet af trin kontraproduktiv. I moderne raketvidenskabspraksis laves der som regel ikke mere end fire trin.

Når du vælger antallet af stadier, er pålidelighedsproblemer også vigtige. Pyrobolte og hjælperaketmotorer med fast drivmiddel er engangselementer, hvis funktion ikke kan kontrolleres før raketopsendelsen. I mellemtiden kan svigt af blot én pyrobolt føre til en nødafbrydelse af rakettens flyvning. En stigning i antallet af engangselementer, der ikke er genstand for funktionstest, reducerer pålideligheden af ​​hele raketten som helhed. Dette tvinger også designere til at afstå fra at bruge for mange trin.

Affyring af mørtel

Transport og søsætningscontainer >>>