Какие бывают многоступенчатые ракеты. Устройство и принцип действия ракеты

Изобретение относится к многоразовым транспортным космическим системам. Предлагаемая ракета содержит осесимметричный корпус с полезной нагрузкой, маршевую двигательную установку и взлетно-посадочные амортизаторы. Между стойками указанных амортизаторов и соплом маршевого двигателя установлен теплозащитный экран, выполненный в виде пустотелого тонкостенного отсека из теплостойкого материала. Техническим результатом изобретения является минимизация газодинамических и тепловых нагрузок на амортизаторы от работающего маршевого двигателя при стартах и посадках ракеты-носителя и обеспечение вследствие этого требуемой надежности амортизаторов при многократном (до 50 раз) использовании ракеты. 1 ил.

Авторы патента:
Вавилин Александр Васильевич (RU)
Усолкин Юрий Юрьевич (RU)
Фетисов Вячеслав Александрович (RU)

Владельцы патента RU 2309088:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный ракетный центр "КБ им. академика В.П. Макеева" (RU)

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к многоразовым транспортным космическим системам (МТКС) нового поколения типа «Космическая орбитальная ракета - одноступенчатый носитель аппаратов» («КОРОНА») при пятидесяти- стократном ее использовании без капитального ремонта, которая является возможной альтернативой крылатым многоразовым системам типа «Спейс Шаттл» и «Буран».

Система «КОРОНА» предназначена для выведения полезной нагрузки (космических аппаратов (КА) и КА с разгонными блоками (РБ) на низкие околоземные орбиты в диапазоне высот от 200 до 500 км с наклонением, равным наклонению орбиты выводимого КА или близким к нему.

Известно, что при старте ракета расположена на пусковом устройстве, при этом находится в вертикальном положении и опирается на четыре опорных кронштейна хвостового отсека, на который действует вес полностью заправленной ракеты и ветровые нагрузки, создающие опрокидывающий момент, которые при одновременном действии являются наиболее опасными для прочности хвостового отсека ракеты (см., например, И.Н.Пенцак. Теория полета и конструкция баллистических ракет. - М.: Машиностроение, 1974, стр.112, Рис.5.22, стр.217, Рис.11.8, стр.219). Нагрузка при стоянке полностью заправленной ракеты распределяется на все опорные кронштейны.

Одним из принципиальных вопросов предлагаемой МТКС является разработка взлетно-посадочных амортизаторов (ВПА).

Проведенные в Государственном ракетном центре (ГРЦ) работы над проектом «КОРОНА» показали, что наиболее неблагоприятным случаем нагружения ВПА является посадка ракеты.

Нагрузка на ВПА при стоянке полностью заправленной ракеты распределяется на все опоры, в то время как при посадке, с большой долей вероятности, из-за допускаемого отклонения от вертикального положения корпуса ракеты возможна реализация случая, когда нагрузка приходится на одну опору. С учетом наличия вертикальной скорости эта нагрузка оказывается сопоставимой или даже превышающей нагрузку на стоянке.

Это обстоятельство позволило принять решение от отказе от специального стартового стола, перенеся силовые функции последнего на ВПА ракеты, что значительно упрощает стартовые сооружения для систем типа «КОРОНА», и соответственно, снижаются затраты на их строительство.

Наиболее близким аналогом предлагаемого изобретения является многоразовая одноступенчатая ракета-носитель «КОРОНА» вертикального взлета и посадки, содержащая осесимметричный корпус с полезной нагрузкой, маршевую двигательную установку и взлетно-посадочные амортизаторы (см. А.В.Вавилин, Ю.Ю.Усолкин «О возможных путях развития многоразовых транспортных космических систем (МТКС)», РК техника, научно-технический сборник, серия XIY, выпуск 1 (48), часть П, расчет, экспериментальные исследования и проектирование баллистических ракет с подводным стартом, г. Миасс, 2002 г., стр.121, рис.1, стр.129, рис.2).

Недостатком конструкции ракеты-аналога является то, что ее ВПА расположены в зоне газодинамического и теплового воздействия пламени, выходящего из центрального сопла маршевой двигательной установки (МДУ) при многократном старте и посадке ракеты, в результате чего не обеспечивается надежная работа конструкции одного ВПА при требуемом ресурсе его использования (до ста полетов при двадцатипроцентном запасе по ресурсу).

Техническим результатом при использовании одноступенчатой многоразовой ракеты-носителя вертикального взлета и посадки является обеспечение требуемой надежности конструкции одного ВПА при пятидесятистократном использовании ракеты-носителя путем минимизации газодинамических и тепловых нагрузок на ВПА от работающей МДУ при многократных старте и посадках ракеты.

Сущность изобретения состоит в том, что в известной одноступенчатой многоразовой ракете-носителе вертикального взлета и посадки, содержащей осесимметричный корпус с полезной нагрузкой, маршевую двигательную установку и взлетно-посадочные амортизаторы, в ней между стойками взлетно-посадочных амортизаторов и соплом маршевого двигателя установлен теплозащитный экран.

По сравнению с ближайшей ракетой-аналогом предлагаемая одноступенчатая многоразовая ракета-носитель вертикального взлета и посадки обладает лучшими функционально-эксплуатационными возможностями, т.к. в ней обеспечивается необходимая надежность конструкции одного ВПА (не ниже 0,9994) при заданном сроке эксплуатации одной ракеты-носителя (до ста пусков) путем изоляции (с помощью теплозащитного экрана) стоек ВПА от газодинамических и тепловых нагрузок работающей МДУ при заданном ресурсе (до ста) полетов ракеты-носителя при его многократных старте и посадках.

Для пояснения технической сущности предлагаемого изобретения показана схема предлагаемой ракеты-носителя с осесимметричным корпусом 1, соплом 2 маршевой двигательной установки, стойками взлетно-посадочного амортизатора 3 и теплозащитным экраном 4 пустотелого тонкостенного отсека из теплостойкого материала, который изолирует стойки взлетно-посадочного амортизатора от газодинамического и теплового воздействия пламени из центрального сопла маршевой двигательной установки при взлете и посадке ракеты.

Таим образом, предлагаемая многоразовая ракета-носитель вертикального взлета и посадки обладает более широкими функционально-эсплуатационными возможностями по сравнению с ближайшим аналогом путем повышения надежности одного взлетно-посадочного амортизатора при заданном ресурсе полетов ракеты-носителя, на котором этот взлетно-посадочный амортизатор расположен.

Одноступенчатая многоразовая ракета-носитель вертикального взлета и посадки, содержащая осесимметричный корпус с полезной нагрузкой, маршевую двигательную установку и взлетно-посадочные амортизаторы, отличающаяся тем, что в ней между стойками взлетно-посадочных амортизаторов и соплом маршевого двигателя установлен теплозащитный экран, выполненный в виде пустотелого тонкостенного отсека из теплостойкого материала.

Разработка системы посадки - число опор их устройство при условии минимизации их массы очень сложная задача...

Posts from This Journal “Патенты” Tag

Подними передний мост!!!

Отличная идея! Буквально недавно эта идея видел в роботизированной машинке и вот снова... Поворот на одной оси тоже прекрасен. Переход к…
Двигатель CTL Atkinson cycle

Неплохо придумано! Громоздкий классический механизм Аткинсона заменен более компактным механизмом. Жалко даже из этой картинки не совсем…
Если ты изобретатель и не изобрел велосипед - грош тебе цена как изобретателю!

Патент РФ 2452649 Рама велосипеда Захаров Андрей Андреевич Изобретение относится к однобалочным пластиковым рамам, снабженным элементами,…
ДВС CITS V-Twin и патент на него

Clean Two-Stroke CITS V-Twin Engine Уже работает тестовый экземпляр Two stroke engine porting arrangement US 20130228158 A1 ABSTRACT A…
Фотонный лазерный двигатель

Photonic Laser Thruster - оказывается название не из фантастики, а изделие вполне уже рабочее... Photonic Laser Thruster (PLT) is a pure photon…

Проект разработан по просьбе венчурного инвестора из ЕС.

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

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

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

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

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

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

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

Техническое описание ракеты «Зея»

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

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

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

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

Экономика

Ниже приведена оценка сроков и стоимости работы до первого пуска:

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

Итого: 3,2 года, €315 млн

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

Вариант «Зеи» с двигателем на трех компонентах топлива

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

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

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

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

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

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

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

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

АПУСК произведен с помощью многоступенчатой ракеты», - эти слова уже много раз читали мы в сообщениях о запуске первых в мире искусственных спутников Земли, о создании спутника Солнца, о запуске космических ракет к Луне. Всего одна короткая фраза, а сколько вдохновенного труда ученых, инженеров и рабочих нашей Родины скрывается за этими шестью словами!

Что же представляют собой современные многоступенчатые ракеты? Почему возникла необходимость применять для космических полетов ракеты, состоящие из большого количества ступеней? Какой технический эффект дает увеличение числа ступеней ракеты?

Попробуем кратко ответить на эти вопросы. Для осуществления полетов в космос требуются громадные запасы топлива. Они столь велики, что их невозможно поместить в баках одноступенчатой ракеты. При современном уровне инженерной науки можно построить ракету, в которой на долю топлива приходилось бы до 80- 90% ее общего веса. А для полетов на другие планеты потребные запасы топлива должны в сотни и даже в тысячи раз превосходить собственный вес ракеты и находящегося в ней полезного груза. При тех запасах топлива, которые удается поместить в баках одноступенчатой ракеты, можно достигнуть скорости полета до 3-4 км/сек. Усовершенствование ракетных двигателей, изыскание наивыгоднейших сортов топлива, применение более качественных конструкционных материалов и дальнейшее усовершенствование конструкции ракет, безусловно, позволят несколько увеличить скорость одноступенчатых ракет. Но до космических скоростей все-таки будет еще очень далеко.

Чтобы достигнуть космических скоростей, К. Э. Циолковский предложил применять многоступенчатые ракеты. Сам ученый образно назвал их «ракетными поездами». По мысли Циолковского ракетный поезд, или, как мы говорим сейчас, многоступенчатая ракета, должен состоять из нескольких ракет, укрепленных одна на другой. Нижняя ракета обычно является самой большой. Она несет на себе весь «поезд». Последующие ступени делаются все меньших и меньших размеров.

При взлете с поверхности Земли работают двигатели нижней ракеты. Они действуют до тех пор, пока не израсходуют все топливо, находящееся в ее баках. Когда баки первой ступени окажутся пустыми, она отделяется от верхних ракет, чтобы не обременять мертвым грузом их дальнейший полет. Отделившаяся первая ступень с пустыми баками некоторое время по инерции продолжает полет вверх, а затем падает на землю. Для сохранения первой ступени ради повторного использования можно обеспечить ее спуск на парашюте.

После отделения первой ступени включаются в работу двигатели второй ступени. Они начинают действовать тогда, когда ракета уже поднялась на некоторую высоту и имеет значительную скорость полета. Двигатели второй ступени разгоняют ракету дальше, увеличивая ее скорость еще на несколько километров в секунду. После израсходования всего топлива, содержащегося в баках второй ступени, сбрасывается и она. Дальнейший полет составной ракеты обеспечивает работа двигателей третьей ступени. Потом сбрасывается и третья ступень. Очередь подходит к двигателям четвертой ступени. Выполнив возложенную на них работу, они повышают скорость ракеты еще на некоторую величину, а затем уступают место двигателям пятой ступени. После сброса пятой ступени начинают работать двигатели шестой.

Так, каждая ступень ракеты последовательно увеличивает скорость полета, а последняя, верхняя ступень достигает в безвоздушном пространстве необходимой космической скорости. Если ставится задача осуществить посадку на другую планету и возвратиться обратно на Землю, то вылетевшая в космос ракета, в свою очередь, должна состоять из нескольких ступеней, последовательно включаемых при спуске на планету и при взлете с нее.

Интересно посмотреть, какой эффект дает применение на ракетах большого количества ступеней.

Возьмем одноступенчатую ракету со стартовым весом 500 т. Предположим, что этот вес распределяется следующим образом: полезный груз - 1 т, сухой вес ступени - 99,8 т и топливо - 399,2 т. Следовательно, конструктивное совершенство этой ракеты таково, что вес топлива в 4 раза превосходит сухой вес ступени, то есть вес самой ракеты без топлива и полезного груза. Число Циолковского, то есть отношение стартового веса ракеты к ее весу после израсходования всего топлива, для данной ракеты будет равно 4,96. Это число и величина скорости истечения газа из сопла двигателя определяют скорость, которую может достигнуть ракета. Попробуем теперь заменить одноступенчатую ракету двухступенчатой. Снова возьмем полезный груз в 1 т и будем считать, что конструктивное совершенство ступеней и скорость истечения газа останутся такими же, как и в одноступенчатой ракете. Тогда, как показывают расчеты, для достижения такой же скорости полета, как и в первом случае, потребуется двухступенчатая ракета с полным весом всего в 10,32 т, то есть почти в 50 раз легче, чем одноступенчатая. Сухой вес двухступенчатой ракеты составит 1,86 т, а вес топлива, помещенного в обеих ступенях, - 7,46 т. Как видим, в рассматриваемом примере замена одноступенчатой ракеты двухступенчатой позволяет в 54 раза сократить расход металла и топлива при осуществлении запуска одинакового полезного груза.

Возьмем для примера космическую ракету с полезным грузом в 1 т. Пусть эта ракета должна пробить плотные слои атмосферы и, вылетев в безвоздушное пространство, развить вторую космическую скорость - 11,2 км/сек. На наших диаграммах показано изменение веса такой космической ракеты в зависимости от весовой доли топлива в каждой ступени и от числа ступеней (см. стр. 22).

Нетрудно подсчитать, что если построить ракету, двигатели которой отбрасывают газы со скоростью 2 400 м/сек и в каждой из ступеней на долю топлива приходится лишь 75% веса, то даже при устройстве шести ступеней взлетный вес ракеты окажется очень большим - почти 5,5 тыс. т. Улучшая конструктивную характеристику ступеней ракеты, можно добиться существенного снижения стартового веса. Так, например, если на долю топлива приходится 90% веса ступени, то шестиступенчатая ракета может весить 400 т.

Исключительно большой эффект дает использование в ракетах высококалорийного топлива и повышение эффективности их двигателей. Если этим путем увеличить скорость истечения газа из сопла двигателя всего на 300 м/сек, доведя ее до величины, указанной на графике, - 2 700 м/сек, то стартовый вес ракеты можно будет сократить в несколько раз. Шестиступенчатая ракета, в которой вес топлива лишь в 3 раза превышает вес конструкции ступени, будет иметь стартовый вес примерно 1,5 тыс. т. А уменьшив вес конструкции до 10% от полного веса каждой ступени, мы можем снизить стартовый вес ракеты с тем же числом ступеней до 200 т.

Если увеличить скорость истечения газа еще на 300 м/сек, то есть принять ее равной 3 тыс. м/сек, то произойдет еще большее сокращение веса. Например, шестиступенчатая ракета при весовой доле топлива, равной 75%, будет иметь стартовый вес 600 т. Повысив весовую долю топлива до 90%, можно создать космическую ракету всего с двумя ступенями. Вес ее окажется около 850 т. Увеличив в 2 раза число ступеней, можно сократить вес ракеты до 140 т. А при шести ступенях взлетный вес снизится до 116 т.

Вот как влияет число ступеней, их конструктивное совершенство и скорость истечения газа на вес ракеты.

Почему же с ростом числа ступеней уменьшаются потребные запасы топлива, а вместе с ними и полный вес ракеты? Это происходит оттого, что, чем больше число ступеней, тем чаще будут отбрасываться пустые баки, ракета будет быстрее освобождаться от бесполезного груза. При этом с ростом числа ступеней сначала взлетный вес ракеты уменьшается очень сильно, а затем эффект от увеличения числа ступеней становится менее значительным. Можно также отметить, как это хорошо видно на приведенных графиках, что для ракет с относительно плохой конструктивной характеристикой увеличение числа ступеней дает больший эффект, чем для ракет с высоким процентным содержанием топлива в каждой ступени. Это вполне понятно. Если корпуса каждой ступени очень тяжелые, то их надо как можно быстрее сбрасывать. А если корпус имеет очень малый вес, то он не слишком обременяет ракеты и частые сбросы пустых корпусов уже не дают такого большого эффекта.

При полете ракет на другие планеты потребный расход топлива не ограничивается тем количеством, которое необходимо для разгона при взлете с Земли. Подлетая к другой планете, космический корабль попадает в сферу ее притяжения и начинает приближаться к ее поверхности с увеличивающейся скоростью. Если планета лишена атмосферы, способной погасить хотя бы часть скорости, то ракета при падении на поверхность планеты разовьет такую же скорость, какая необходима для отлета с этой планеты, то есть вторую космическую скорость. Величина второй космической скорости, как известно, различна для каждой планеты. Например, для Марса она равна 5,1 км/сек, для Венеры - 10,4 км/сек, для Луны - 2,4 км/сек. В том случае, когда ракета подлетит к сфере притяжения планеты, обладая некоторой скоростью относительно последней, скорость падения ракеты окажется еще большей. Например, вторая советская космическая ракета достигла поверхности Луны со скоростью 3,3 км/сек. Если ставится задача обеспечить плавную посадку ракеты на поверхность Луны, то на борту ракеты надо иметь дополнительные запасы топлива. Чтобы погасить какую-либо скорость, требуется израсходовать столько же топлива, сколько необходимо для того, чтобы ракета развила такую же скорость. Следовательно, космическая ракета, предназначенная для безопасной доставки на лунную поверхность какого-нибудь груза, должна нести значительные запасы топлива. Одноступенчатая ракета с полезным грузом в 1 т должна иметь вес 3-4,5 т в зависимости от ее конструктивного совершенства.

Раньше мы показали, какой громадный вес должны иметь ракеты, чтобы унести в космическое пространство груз в 1 т. А теперь видим, что из этого груза только третья или даже четвертая доля может быть безопасно опущена на поверхность Луны. Остальное должно приходиться на топливо, баки для его хранения, двигатель и систему управления.

Какой же в итоге должен быть стартовый вес космической ракеты, предназначенной для безопасной доставки на поверхность Луны научной аппаратуры или иного полезного груза весом в 1 т?

Для того чтобы дать представление о кораблях такого типа, на нашем рисунке условно изображена в разрезе пятиступенчатая ракета, предназначенная для доставки на поверхность Луны контейнера с научной аппаратурой весом в 1 т. В основу расчета этой ракеты были положены технические данные, приводимые в большом количестве книг (например, в книгах В. Феодосьева и Г. Синярева «Введение в ракетную технику» и Саттона «Ракетные двигатели»).

Были взяты ракетные двигатели, работающие на жидком топливе. Для подачи топлива в камеры сгорания предусмотрены турбонасосные агрегаты, приводимые в действие продуктами разложения перекиси водорода. Средняя скорость истечения газа для двигателей первой ступени принята равной 2 400 м/сек. Двигатели верхних ступеней работают в сильно разреженных слоях атмосферы и в безвоздушном пространстве, поэтому их эффективность оказывается несколько большей и для них скорость истечения газа принята равной 2 700 м/сек. Для конструктивных характеристик ступеней были приняты такие значения, которые встречаются в ракетах, описанных в технической литературе.

При выбранных исходных данных получились следующие весовые характеристики космической ракеты: взлетный вес- 3 348 т, в том числе 2 892 т - топливо, 455 т - конструкция и 1 т - полезный груз. Вес по отдельным ступеням распределился так: первая ступень - 2 760 т, вторая - 495 т, третья - 75,5 т, четвертая - 13,78 т, пятая - 2,72 т. Высота ракеты достигла 60 м, диаметр нижней ступени - 10 м.

На первой ступени поставлено 19 двигателей с тягой по 350 т каждый. На второй - 3 таких же двигателя, на третьей - 3 двигателя с тягой по 60 т. На четвертой - один с тягой 35 т и на последней ступени - двигатель с тягой 10 т.

При взлете с поверхности Земли двигатели первой ступени разгоняют ракету до скорости 2 км/сек. После сброса пустого корпуса первой ступени включаются двигатели следующих трех ступеней, и ракета приобретает вторую космическую скорость.

Далее ракета по инерции летит к Луне. Приблизившись к ее поверхности, ракета поворачивается соплом вниз. Включается двигатель пятой ступени. Он гасит скорость падения, и ракета плавно опускается на лунную поверхность.

Приведенный рисунок и относящиеся к нему расчеты, конечно, не представляют собой реального проекта лунной ракеты. Они приведены лишь для того, чтобы дать первое представление о масштабах космических многоступенчатых ракет. Совершенно ясно, что конструкция ракеты, ее размеры и вес зависят от уровня развития науки и техники, от материалов, которыми располагают конструкторы, от применяемого топлива и качества ракетных двигателей, от мастерства ее строителей. Создание космических ракет представляет безграничные просторы для творчества ученых, инженеров, технологов. В этой области еще предстоит сделать много открытий и изобретений. И с каждым новым достижением будут меняться характеристики ракет.

Как современные воздушные корабли типа «ИЛ-18», «ТУ-104», «ТУ-114» не похожи на аэропланы, летавшие в начале этого века, так и космические ракеты будут непрерывно совершенствоваться. Со временем для полетов в космос в ракетных двигателях будет использоваться не только энергия химических реакций, но и другие источники энергии, например энергия ядерных процессов. С изменением типов ракетных двигателей изменится и конструкция самих ракет. Но замечательной идее К. Э. Циолковского о создании «ракетных поездов» всегда будет принадлежать почетная роль в исследовании бескрайных просторов космоса.

Схема с несущими баками

Переходная схема

Схема с подвесными баками

ОДНОСТУПЕНЧАТЫЕ ЖИДКОСТНЫЕ РАКЕТЫ.

Жидкостных баллистических ракет дальнего действия и ракет-носителей к настоящему времени создано очень много. Но надо начинать с наиболее простого и наглядного. Поэтому мы обратимся к самой старой и имеющей сейчас лишь историческое значение немецкой ракете «Фау-2». Ее считают первой жидкостной баллистической ракетой.

Слово «первая», однако, нуждается в разъяснениях. Уже в предвоенные, тридцатые, годы принципы конструкции баллистической жидкостной ракеты хорошо были известны специалистам. Уже существовали (и в первую очередь в Советском Союзе) достаточно совершенные жидкостные ракетные двигатели. Уже разрабатывались и создавались гироскопические системы для стабилизации ракет. Уже испытывались первые образцы жидкостных ракет, предназначенных для исследования стратосферы. Поэтому ракета «Фау-2» возникла не на ровном месте. Но на серийное производство она вышла первой. Также первой она нашла и военное применение, когда в пароксизме отчаяния, в 1943 г. немецкое командование

дало приказ о бессмысленном обстреле этой ракетой жилых кварталов Лондона. Конечно, этот шаг никак не мог повлиять на общий ход военных событий. Кудабольшее влияние оказала прославленная отечественная ракетная артиллерия, совершенные образцы которой испытывались в первые дни Отечественной войны непосредственно на полях сражений. Но сейчас не о военном применении ракет идет речь.Сколь бы ни печальна была история ракеты «Фау-2», нас в данном случае интересует только схема ее устройства и принципы компоновки. Для нас - это весьма удобное аудиторное пособие, которое поможет читателю ознакомиться с общим устройством вообще всех баллистических жидкостных ракет, и не только с устройством. С высот накопленного к настоящему времени опыта легко дать оценку этой конструкции и показать, как в дальнейшем развивались ее достоинства и устранялись недостатки: какими путями шел технический прогресс.

Стартовый вес ракеты «Фау-2» составлял примерно 13 тс, а дальность ее действия приближалась к 300 км. Ракета в разрезе показана на плакате.

Корпус жидкостной баллистической ракеты делится по длине на несколько отсеков (рис.3.1): топливный отсек (Т. О), включающий в себя баки горючего 1 и окислителя 2; хвостовой отсек (X. О) с двигателем и приборный отсек (П. О), к которому пристыкована боевая часть (Б. Ч). Само понятие «отсек» связано не только с функциональным назначением какой-то части ракеты, но, в первую очередь, с наличием поперечных разъемов, допускающих раздельную поагрегатную сборку и последующую стыковку. В некоторых типах ракет приборный отсек как самостоятельная часть корпуса отсутствует, а приборы управления поблочно размещаются в свободном пространстве с учетом удобства подходов и обслуживания на старте и минимальной протяженности кабельной сети.

Как и все управляемые баллистические ракеты, «Фау-2» снабжена автоматом стабилизации. Гироприборы и прочие блоки автомата стабилизации расположены в приборном отсеке и смонтированы на крестовидной панели.

Исполнительными органами автомата стабилизации являются газоструйные и воздушные рули. Газоструйные рули 3 располагаются в струе истекающих из камеры 4 газов и крепятся со своими приводами - рулевыми машинами - на жестком рулевом кольце 5 . При отклонении рулей возникает момент, поворачивающий ракету в нужном направлении. Так как газоструйные рули работают в исключительно тяжелых температурных условиях, они изготовлялись из наиболее термостойкого материала - графита. Воздушные рули 6 играют вспомогательную роль и дают эффект только в плотных слоях атмосферы и при достаточно большой скорости полета.

В качестве топливных компонентов в ракете «Фау-2» используется жидкий кислород и этиловый спирт. Поскольку острая проблема охлаждения двигателя не могла в то время получить должного решения, проектанты пошли на потерю удельной тяги, забалластировав этиловый спирт водой и снизив его концентрацию до 75%. Общий запас спирта на борту ракеты составляет 3,5 г, а жидкого кислорода - 5г.

Основными элементами двигателя, расположенного в хвостовом отсеке, является камера 4 и турбонасосный агрегат (ТНА) 7, предназначенный для подачи топливных компонентов в камеру сгорания.

Турбонасосный агрегат состоит из двух центробежных насосов - спиртового и кислородного, установленных на общем валу с газовой турбиной. Турбина приводится в действие продуктами разложения перекиси водорода (водяной пар + кислород), которые образуются в так называемом парогазогенераторе (ПГГ) (на рисунке не виден). Перекись водорода подается в реактор ПГГ из бака 3 и разлагается в присутствии катализатора - водного раствора перманганата натрия, подаваемого из бачка 9. Эти компоненты вытесняются из баков сжатым воздухом, содержащимся в баллонах 10. Таким образом, работа двигательной установки обеспечивается общим счетом четырьмя компонентами - двумя основными и двумя вспомогательными для парогазогенерации. Не следует, конечно, забывать и о сжатом воздухе, запас которого необходим для подачи вспомогательных компонентов и для работы пневмоавтоматики.

Перечисленные элементы - камера, ТНА, баки вспомогательных компонентов, баллоны со сжатым воздухом - вместе с подводящими трубопроводами, клапанами и прочей арматурой монтируются на силовой раме 11 и образуют общий энергетический блок, который и называется жидкостным ракетным двигателем (ЖРД).

При сборке ракеты рама двигателя пристыковывается к заднему шпангоуту 12 и закрывается тонкостенной подкрепленной оболочкой - корпусом хвостового отсека, снабженного четырьмя стабилизаторами.

Тяга двигателя ракеты «Фау-2» на Земле составляет 25 тс, а в пустоте - около 30 тс. Если эту тягу разделить на суммарный весовой расход, состоящий из 50 кгс/сек спирта, 75 кгс/сек кислорода и 1,7 кгс/сек перекиси водорода и перманганата, то получим удельную тягу 198 и 237 единиц на Земле и в пустоте соответственно. По современным понятиям такая удельная тяга для жидкостных двигателей считается, конечно, очень низкой.

Обратимся к так называемой силовой схеме. Этому довольно ясному по смыслу понятию трудно подобрать краткое и четкое определение. Силовая схема представляет собой то конструктивное решение, в основу которого положены соображения прочности и жесткости всей конструкции, ее способность противостоять нагрузкам, действующим на ракету в целом.

Можно провести аналогию. У высших животных силовая схема - скелетная. Кости скелета являются основными несущими элементами, поддерживающими тело и замыкающими на себя все мышечные усилия. Но скелетная схема не единственная. Панцирь рака, краба и других им подобных существ может рассматриваться не только как средство защиты, но и как элемент общей силовой схемы. Такую схему следовало бы назвать оболочечной. При более глубокой осведомленности в области биологии можно было бы, по-видимому, найти примеры и других силовых схем в природе. Но сейчас речь - о силовой схеме ракетной конструкции.

На участке выведения ракеты «Фау-2» тяга двигателя передается на задний силовой шпангоут 12. Ракета движется с ускорением, и во всех поперечных сечениях корпуса, расположенных выше силового шпангоута, возникает осевая сжимающая сила. Вопрос заключается в том, какие элементы корпуса должны ее воспринимать - баки, продольные подкрепления, специальная рама или, может быть, достаточно в

баках создать повышенное давление, и тогда конструкция обретет несущую способность подобно хорошо накачанной автомобильной шине. Решение этого вопроса и составляет предмет выбора силовой схемы.

В ракете «Фау-2» принята схема внешнего силового корпуса и подвесных баков. Силовой корпус 13 представляет собой стальную оболочку с продольно-поперечным набором подкрепляющих элементов. Продольные подкрепляющие элементы называются стрингерами, а наиболее мощные из них - лонжеронами. Поперечные кольцевые элементы называют шпангоутами. Для удобства монтажа корпус ракеты имеет продольный болтовой разъем.

Нижний кислородный бак 2 опирается на тот же самый силовой шпангоут 12, к которому, как уже говорилось, крепится рама двигателя с хвостовым обтекателем. Спиртовой бак подвешивается на переднем силовом шпангоуте 14, с которым стыкуется и приборный отсек.

Таким образом, в ракете «Фау-2» топливные баки исполняют только роль емкостей и в силовую схему не включаются, а главным силовым элементом является корпус ракеты. Но он рассчитывается не только на нагрузки участка выведения. Важно еще обеспечить прочность ракеты при подходе к цели, и это обстоятельство заслуживает особого обсуждения.

После выключения двигателя газоструйные рули не могут выполнять своих функций, а так как выключение производится уже на большой высоте, где практически отсутствует атмосфера, то полностью теряют эффективность также воздушные рули и хвостовой стабилизатор. Поэтому после выключения двигателя ракета становится неориентируемой. Полет происходит в режиме неопределенного вращения относительно центра масс. При входе в сравнительно плотные слои атмосферы хвостовой стабилизатор ориентирует ракету по полету, и на конечном участке траектории она движется головной частью вперед, несколько затормаживаясь в воздухе, но,сохраняя к моменту встречи с целью скорость 650-750 м/сек.

Процесс стабилизации связан с возникновением больших аэродинамических нагрузок на корпус и хвостовое оперение. Это - неконтролируемый полет с углами атаки, меняющимися в пределах ±180°. Обшивка нагревается, а в поперечных сечениях корпуса возникают значительные изгибающие моменты, на которые в основном и ведется расчет на прочность.

По первому впечатлению кажется неясным, так ли уж необходимо заботиться о прочности ракеты на заключительном участке траектории. Ракета почти долетела, и дело, как будто, сделано. Даже если корпус и разрушится, боевая часть все равно достигнет цели, взрыватели сработают, и разрушительное действие ракеты будет обеспечено.

Такой подход, однако, неприемлем. Нет никаких гарантий, что при разрушении корпуса не будет поврежден сам боевой заряд, а такое повреждение в сочетании с местным перегревом чревато преждевременным траекторным взрывом. Кроме того, в условиях разрушения конструкции процесс последующего движения обладает очевидной непредсказуемостью. Даже исправная, неразрушающаяся ракета и то получает на атмосферном участке свободного полета некоторое неопределенное изменение вектора скорости. Аэродинамические силы могут увести и действительно уводят ракету от расчетной траектории. В дополнение к неизбежным ошибкам для участка выведения появляются новые неучитываемые погрешности. Ракета падает с недолетом, перелетом, ложится правее или левее цели. Возникает рассеивание, которое вследствие неопределенных условий входа в атмосферу заметно возрастает. Если же смириться с разрушением корпуса и соответственно - с потерей стабилизации и скорости, то затяжная неопределенность движения приведет и вовсе к недопустимому увеличению рассеивания. Происходит нечто подобное тому, что мы видим, когда следим за траекторией осыпающихся листьев: та же неопределенность траектории и та же потеря скорости. Кстати, снижение скорости у цели для боевой ракеты типа «Фау-2» также нежелательно. Кинетическая энергия массы ракеты и энергия взрыва остатков топливных компонентов для такого вида оружия давали вполне ощутимую прибавку к боевому действию тонны взрывчатого вещества, находящегося в головной части ракеты.

Итак, корпус ракеты должен быть достаточно прочным на всех участках траектории. И если теперь, не вникая в подробности, критически взглянуть на ракету «Фау-2» в целом, то можно сделать вывод, что именно силовая схема является наиболее слабым местом этой конструкции, поскольку необходимость чрезмерного усиления корпуса существенно снижает весовые характеристики ракеты. Следовательно, необходимо искать иное конструктивное решение.

При анализе силовой схемы, естественно, возникает мысль отказаться от несущего корпуса и возложить силовые функции на стенки баков, дополнительно, быть может, усилив их и поддержав умеренным внутренним давлением. Но такое решение пригодно лишь для активного участка. Что же касается стабилизации ранеты при возвращении на атмосферный участок траектории, тс от этого придется отказаться и сделать головную часть отделяющейся.

Таким образом, рождается силовая схема с несущими баками. Топливные баки должны удовлетворять условиям прочности только при регламентированных, заранее определенных нагрузках и тепловых режимах активного участка. После выключения двигателя происходит отделение головной части, снабженной собственным аэродинамическим стабилизатором. С этого момента корпус ракеты с уже выключенной двигательной установкой и головная часть летят практически по общей траектории, раздельно и не имея определенной угловой ориентации. При входе в плотные слои атмосферы корпус, обладающий большим аэродинамическим сопротивлением, начинает отставать, разрушается, и его части падают, не долетая до цели. Головная часть стабилизируется, сохраняет относительно высокую скорость и доносит боевой заряд в заданную точку. При такой схеме, понятно, кинетическая энергия массы ракеты не включается в эффект боевого действия. Однако снижение общего веса конструкции позволяет компенсировать эту потерю увеличением полезной нагрузки. В случае же перехода к ядерной боевой головке кинетическая энергия массы ракеты вообще не имеет значения.

Теперь посмотрим, что же мы получаем и что теряем; каков актив и пассив при переходе к схеме несущих баков и отделяющейся головной части. Очевидно, в актив следует записать отсутствие силового корпуса и отсутствие хвостового стабилизатора, надобность в котором теперь отпадает. В актив надо записать возможность перехода от стали к более легким алюминиево-магниевым сплавам: атмосферный участок выведения ракета проходит с относительно небольшой скоростью, и нагрев корпуса невелик. И, наконец, есть еще одно важное обстоятельство. Расчетные нагрузки на активном участке обладают достаточно высокой степенью достоверности; они регламентированы точно выдерживаемыми условиями выведения. Что же касается входа в атмосферу, то для этого участка траектории нагрузки определяются с меньшей точностью. Доверие к расчетным нагрузкам активного участка позволяет снизить назначаемый коэффициент запаса, что для ракеты с отделяющейся головной частью дает дополнительное снижение веса.

В пассив придется внести некоторое увеличение веса баков; их надо усилить. Возможно, придется сюда же записать дополнительный вес сжатого воздуха и систем наддува топливных баков. В пассив запишется также и вес нового стабилизатора головной части. Но, конечно, такой стабилизатор весит много меньше, чем старый, предназначенный для ракеты в целом. И, наконец, от старого стабилизатора могут сохраниться некоторые рудименты в виде так называемых пилонов. На них возлагается две задачи. Пилоны дают некоторое стабилизирующее действие, что позволяет несколько упростить условия работы автомата стабилизации. Кроме того, пилоны позволяют вынести воздушные рули, если таковые имеются, подальше от корпуса в свободный и «незатененный» аэродинамический поток.

Естественно, что в подобных рассуждениях за и против нельзя довольствоваться только умозрительными утверждениями. Нужен подробный проектный анализ, числовые оценки и расчет. А такой расчет указывает на несомненные весовые преимущества новой силовой схемы.

Приведенные соображения относятся только к ракетам, имеющим турбонасосную систему подачи. Если же подача компонентов осуществляется высоким давлением, создаваемым в топливных баках (такая подача называется вытеснительной), то логика силовой схемы несколько меняется.

В случае вытеснительной подачи топливные баки рассчитываются в первую очередь на внутреннее давление, и, удовлетворяя условию прочности по давлению, такие баки, как правило, автоматически удовлетворяют как прочностным, так и температурным требованиям во всех режимах полета. Следовательно, им и на роду написано быть несущими. Подвесные баки при вытеснительной подаче были бы очевидной нелепицей.

Бак, рассчитанный на высокое внутреннее давление вытеснительной подачи, удовлетворяет, как правило, и условию прочности корпуса при входе в атмосферу. Следовательно, отделение головной части для такой ракеты не обязательно, но тогда корпус должен быть снабжен хвостовым стабилизатором.

Идея отделяющейся головной части впервые была реализована в 1949 г. на одной из самых ранних отечественных баллистических ракет – Р-2. На ее основе была создана несколько позже и геофизическая модификация ракеты - В2А. Конструкция ракеты В2А представляет собой любопытный и поучительный гибридный вариант старой и новой нарождающейся силовых схем и заслуживает обсуждения, как пример развития конструкторской мысли.

Ракета имеет только один несущий бак - передний, спиртовой, а кислородный бак помещен в облегченный силовой корпус, рассчитанный только на нагрузки активного участка. Отделяющаяся головная часть 2 снабжена собственным хвостовым стабилизатором 3, представляющим собою подкрепленную оболочку в форме усеченного конуса. В геофизическом варианте стабилизатор 3 спасаемой головной части имеет механизм для раскрытия тормозных щитков 4, которые снижают скорость падения головной части до 100-150 м/сек, после чего раскрывается парашют. На рисунке 2 показана головная часть после приземления. Виден смятый носовой амортизирующий наконечник 1 и раскрытые щитки 4, частично оплавившиеся при торможении в атмосфере.

Торцевой шпангоут стабилизатора головной части крепится специальными замками к опорному шпангоуту, расположенному в верхней части спиртового бака. После команды на разделение замки размыкаются, а головная часть получает небольшой импульс от пружинного толкателя.

Приборный отсек 8 имеет свободно отпирающиеся замковые люки с герметизацией и расположен не в верхней, а в нижней части ракеты, что представляет определенные удобства для проведения предстартовых операций.

Рассматривая ракету В2А более детально, можно было бы отметить и другие ее особенности. Но главное не в этом. Поразительной и в то же время весьма поучительной особенностью этой конструкции является логическое несоответствие между принципом отделяющейся головной части и наличием хвостового стабилизатора. На участке выведения ориентация ракеты обеспечивается автоматом стабилизации. Что же касается аэродинамической стабилизации при входе в плотные слои атмосферы, то хвостовое оперение здесь не может ничем помочь, поскольку корпус не обладает для этого необходимой прочностью.

Конечно, было бы наивностью полагать, что проектанты не видели или не понимали этого. Конструкция, попросту говоря, явилась обычным, часто встречающимся в инженерной практике техническим компромиссом - уступкой временным обстоятельствам. Уже был накоплен опыт создания ракет со стабилизаторной схемой и с подвесными баками. Отработанная система газоструйных и воздушных рулей была надежной и не вызывала опасений, а автомат стабилизации не требовал серьезной переналадки, которая была бы неизбежной при переходе к новым аэродинамическим формам. Поэтому в обстановке, когда еще велись теоретические дискуссии, чем грозит переход на бесстабилизаторную аэродинамически неустойчивую схему, проще было, не дожидаясь создания новых отработанных систем управления, остановиться на старой. Потеряв что-то в весовых показателях, легче было утвердиться на определенных уже завоеванных позициях. На пути к реальному воплощению схемы с несущими баками нужно было найти нечто среднее между стремлением к скорейшему достижению цели и опасностью длительной экспериментальной доводки, между неизбежной переналадкой производства и использованием уже существующей цеховой оснастки, между риском неудачи и разумной предусмотрительностью. Иначе серией неудач при пусках, что вовсе не исключено, можно было бы скомпрометировать идею в самой основе и дать пищу стойкому недоверию к новой схеме, сколь бы многообещающей и логически обоснованной она ни была.

И еще один, не столь важный, но любопытный психологический аспект. Конструкция ракеты В2А по тем временам не казалась необычной. Сила привычки видеть на всех существовавших до того маленьких и больших ракетах хвостовое оперение сохраняла у стороннего наблюдателя иллюзию обыденности, и внешний вид ракеты не провоцировал на преждевременную и неквалифицированную критику конструкции в целом. То же самое можно сказать и по поводу конструкции кислородного бака. Использование жидкого кислорода в ту пору было средоточием особых мнений, основанных на беспокойстве по поводу низкой температуры кипения этого топливного компонента. Наличие теплоизоляции кислородного бака на ракете В2А успокаивало многих и не перегружало и без того достаточный круг забот, стоящих перед главным конструктором. Надо было показать, что несущий спиртовой бак исправно выполняет силовые функции, что головная часть успешно отделяется и благополучно достигает цели, а автоматика и приборы управления, расположенные вблизи двигателя, несмотря на повышенный уровень вибрации, способны работать так же хорошо, как они работали, находясь в головном отсеке.

Переход к новой силовой схеме был связан, естественно, с одновременным решением и ряда других принципиальных вопросов. Это касалось, прежде всего, конструкции двигателя. Двигатель РД-101, установленный на ракете В2А, обеспечивал 37 и 41,3 тс земной и пустотной тяги или 214 и 242 единицы удельной тяги у поверхности Земли и в пустоте соответственно. Достигалось это повышением концентрации спирта до 92%, повышением давления в камере и дополнительным расширением выходного сечения сопла.

Создатели двигателя отказались от жидкого катализатора для разложения перекиси водорода. Он был заменен твердым катализатором, заранее закладываемым в рабочую полость парогазогенератора. Таким образом, число жидких компонентов уменьшилось с четырех, как это было у «Фау-2», до трех. Появился и новый, ставший вскоре традиционным, торовый баллон для перекиси водорода, удобно вписывающийся в компоновку ракеты. Было положено начало и некоторым другим нововведениям, перечислять которые здесь не имеет смысла.

Естественно, что ракета В2А как переходной вариант от одной силовой схемы к другой не могла, да и не должна была воспроизводиться в последующих модернизированных формах. Необходимо было полностью реализовать идею несущих баков и отделяющейся головной части, что и было сделано С. П. Королевым в последующих разработках.

Первые образцы ракет с несущими баками были испытаны и отработаны в начале 50-х годов. После этого отрабатывались некоторые модификации. Так, в частности, появилась и метеорологическая ракета В5В (боевая ракета Р-5). Ныне макетный образец баллистической ракеты с несущими баками занимает почетное место исторического экспоната перед входом в музей Советской Армии в Москве.

При переходе на новую модернизированную схему в целях повышения дальности был увеличен стартовый вес и форсирован режим работы двигателя. Переход на схему несущих баков, конечно, более высокий уровень технологии и тщательная проработка конструкции позволили довести коэффициент весового качества α к до 0,127 (вместо 0,25 у «Фау-2») при относительном конечном весе µ k ~ 0,16.

Наиболее серьезным переработкам в ракете В5В подвергалась система управления. Как-никак, но это была первая аэродинамически неустойчивая ракета, снабженная очень небольшим хвостовым оперением и воздушными рулями. На этой же ракете в дальнейшем впервые были применены гироплатформа и новый принцип функционального выключения двигателя.

На ракете В5В в качестве топлива по-прежнему использовался 92%-ный этиловый спирт и жидкий кислород. Отработка ракеты показала, что отсутствие теплоизоляции на боковой поверхности кислородного бака не влечет за собой неприятных последствий. Несколько повышенное испарение кислорода за время предстартовой подготовки легко компенсируется подпиткой, т. е. автоматизированной дозаправкой кислорода непосредственно перед стартом. Эта операция необходима вообще для всех ракет на низкокипящих топливных компонентах.

Таким образом, после ракеты В5В схема несущих баков и отделяющейся головной части стала реальностью. Все современные жидкостные баллистические ракеты дальнего действия и их более высокая ступень - ракеты-носители создаются ныне только на основе этой силовой схемы. Именно ее развитие на базе современной технологии и бесчисленных конструктивных улучшений породило обобщенный образ той машины, которая по справедливости символизирует вершины технического прогресса нашего времени.

Сейчас ракету В5В можно рассматривать столь же критически, как во времена ее создания рассматривалась ракета «Фау-2». При сохранении общей компоновки и основных принципов силовой схемы возможно дальнейшее снижение веса и повышение основных характеристик, а пути решения этой задачи легко просматриваются и уясняются на примерах более поздних конструкций.

На рис. 3.3 показан одноступенчатый вариант американской баллистической ракеты «Тор»; она выполнена также по типичной схеме несущих баков и имеет отделяющуюся головную часть. Суммарный вес топливных компонентов (кислород + керосин) составляет 45 тс при чистом весе конструкции (без головной части) 3,6 тс. Это означает следующее. Если условно принять суммарный вес остатков топлива 0,4 тс, то для знакомого нам коэффициента весового качества α к получим значение 0,082. Принимая вес головной части примерно 2 тс, получаем параметр µ K = 0,12. Можно также установить, что при удельной пустотной тяге кислородно-керосинового топлива, принятой равной 300 единицам, дальность этой ракеты составляет 3000 км.

В основе высоких весовых показателей современных ракет, в частности и этой, лежит тщательная проработка многих элементов, перечислить которые было бы очень трудно, но некоторые, достаточно общие и типичные, указать можно.

Стенки топливных баков 1 и 2 имеют вафельную конструкцию. Это - тонкостенная оболочка, изготовленная из высокопрочного алюминиевого сплава с часто расположенными продольно-поперечными подкреплениями, играющими ту же роль, что и силовой набор в корпусе ракеты «Фау-2», но с большим весовым качеством. Широко распространенная в настоящее время вафельная конструкция изготовляется обычно механическим фрезерованием. В ряде случаев, однако, применяется и химическое фрезерование. Заготовка обечайки исходной толщины h 0 подвергается тщательно контролируемому травлению в кислоте по той части поверхности, где необходимо убрать лишний металл (остальная часть поверхности предварительно покрывается лаком). Оставшаяся после травления толщина h должна обеспечить герметичность и прочность образовавшейся панели при заданном внутреннем давлении, а продольные и поперечные ребра сообщают оболочке повышенную жесткость на изгиб, которой определяется устойчивость конструкции при осевом сжатии. Регулярность распределения продольных и поперечных ребер преднамеренно нарушается в зоне сварных швов, которые, как известно, обладают несколько пониженной прочностью по сравнению с листом проката, а также - у торцов обечайки, где еще предстоит приварить днища. В этих местах толщина заготовки сохраняется неизменной.

Существуют и другие способы изготовления вафельных конструкций. Однако мы сознательно остановились на химическом фрезеровании, чтобы показать, какой ценой в прямом и переносном смысле достигаются те весовые показатели конструкции, которые свойственны современной ракетной технике.

Ракета «Тор» имеет укороченный и облегченный хвостовой отсек З, на торце которого крепятся два управляющих двигателя. Отказ от газоструйных рулей связан, естественно, с их высоким газодинамическим сопротивлением в струе истекающих газов. Применение управляющих двигателей несколько усложняет конструкцию, но дает существенный выигрыш в удельной тяге.

Из сказанного не должно складываться впечатления, что управляющие камеры появились впервые именно на этой баллистической ракете. Такая система силовых органов управления применялась в различных исполнениях и раньше, в частности, на ракете-носителе системы «Восток» или «Союз», о которых речь впереди. Одноступенчатый вариант ракеты «Тор» рассматривается здесь исключительно как пример следующего за ракетой В5В поколения баллистических ракет.

Почти на всех баллистических ракетах устанавливаются также и тормозные твердотопливные двигатели 6. Это - тоже не из последних новинок. Задача тормозных двигателей заключается в том, чтобы, затормозив корпус ракеты, отвести его от головной части при ее отделении; именно - корпус, не сообщая головной части дополнительной скорости.

Выключение жидкостного двигателя не является мгновенным. После закрытия клапанов топливных магистралей в течение последующих долей секунды в камере еще продолжается горение и испарение оставшихся компонентов. В результате ракета получает небольшой дополнительный импульс, называемый импульсом последействия . При расчете дальности на него вводится поправка. Однако сделать это точно невозможно, поскольку импульс последействия не обладает стабильностью и меняется от случая к случаю, что является одной из существенных причин рассеивания по дальности. С тем, чтобы уменьшить это рассеивание, и используются тормозные двигатели. Момент их включения согласовывается с командой на выключение жидкостного двигателя таким образом, чтобы импульс последействия в основном был скомпенсирован.

Будет поучительным сопоставить геометрические пропорции ракет В5В и «Тор». Ракета В5В более вытянута. Отношение длины к диаметру (так называемое удлинение ракеты) для нее существенно больше, чем у ракеты «Тор»; примерно 14 против 8. Различие в удлинениях вызывает и различные заботы. С увеличением удлинения снижается частота собственных поперечных колебаний ракеты, как упругой балки, и это заставляет считаться с возмущениями, которые поступают на вход системы стабилизации в результате угловых перемещений при изгибе корпуса. Иными словами, должна быть обеспечена стабилизация уже не жесткой, а изгибающейся ракеты. В некоторых случаях это вызывает серьезные трудности,

При малом удлинении ракеты этот вопрос естественно снимается, но зато возникает другая неприятность - возрастает роль возмущений от поперечных колебаний жидкости в баках, и если надлежащим подбором параметров автомата стабилизации не удается их парировать, приходится устанавливать в баках перегородки, ограничивающие подвижность жидкости. На рисунке частично показаны узлы 7 для крепления гасителей колебаний в баке горючего. Естественно, такое решение приводит к ухудшению весовых характеристик ракеты.

Ракету «Тор» не следует рассматривать как образец совершенства. Вместе с тем, любым критическим замечаниям по поводу ее компоновки проектанты могли бы, наверное, противопоставить и свои контрдоводы. На примере ракеты В2А мы уже видели, что обоснованная критика конструктивного решения может проводиться только с учетом конкретных условий проектирования и производства, а главное - перспективных задач, которые ставят перед собой создатели новой машины. А ракета «Тор» относится как раз к числу таких, на базе которых возможно создание ракетно-космических систем.

2. Принцип действия многоступенчатой ракеты

Ракета является весьма «затратным» транспортным средством. Ракеты-носители космических аппаратов «транспортируют», главным образом, топливо, необходимое для работы их двигателей и собственную конструкцию, состоящую в основном из топливных контейнеров и двигательной установки. На долю полезной нагрузки приходится лишь малая часть стартовой массы ракеты.

Составная ракета позволяет более рационально использовать ресурсы за счёт того, что в полёте ступень, выработавшая своё топливо, отделяется, и остальное топливо ракеты не тратится на ускорение конструкции отработавшей ступени, ставшей ненужной для продолжения полёта. Пример расчёта, подтверждающего эти соображения, приводится в статье Формула Циолковского.

Варианты компоновки ракет. Слева направо:
1. одноступенчатая ракета;
2. двухступенчатая ракета с поперечным разделением;
3. двухступенчатая ракета с продольным разделением.
4. Ракета с внешними топливными ёмкостями, отделяемыми после исчерпания топлива в них.

Трёхступенчатая ракета с поперечным разделением Сатурн-5 без переходников

Конструктивно многоступенчатые ракеты выполняются c поперечным или продольным разделением ступеней.
При поперечном разделении ступени размещаются одна над другой и работают последовательно друг за другом, включаясь только после отделения предыдущей ступени. Такая схема даёт возможность создавать системы, в принципе, с любым количеством ступеней. Недостаток её заключается в том, что ресурсы последующих ступеней не могут быть использованы при работе предыдущей, являясь для неё пассивным грузом.

Трёхступенчатая ракета-носитель с продольно-поперечным разделением Союз-2.

При продольном разделении первая ступень состоит из нескольких одинаковых ракет, работающих одновременно и располагающихся вокруг корпуса второй ступени симметрично, чтобы равнодействующая сил тяги двигателей первой ступени была направлена по оси симметрии второй. Такая схема позволяет работать двигателю второй ступени одновременно с двигателями первой, увеличивая, таким образом, суммарную тягу, что особенно нужно во время работы первой ступени, когда масса ракеты максимальна. Но ракета с продольным разделением ступеней может быть только двухступенчатой.
Существует и комбинированная схема разделения - продольно-поперечная, позволяющая совместить преимущества обеих схем, при которой первая ступень разделяется со второй продольно, а разделение всех последующих ступеней происходит поперечно. Пример такого подхода - отечественный носитель Союз.

Компоновка Спейс Шаттла.
Первая ступень - боковые твёрдотопливные ускорители.
Вторая ступень - орбитер с отделяемым внешним топливным баком. При старте запускаются двигатели обеих ступеней.

Старт Спейс Шаттла.

Уникальную схему двухступенчатой ракеты с продольным разделением имеет космический корабль Спейс Шаттл, первая ступень которого состоит из двух боковых твёрдотопливных ускорителей, а на второй ступени часть топлива содержится в баках орбитера, а большая часть - в отделяемом внешнем топливном баке. Сначала двигательная установка орбитера расходует топливо из внешнего бака, а когда оно будет исчерпано, внешний бак сбрасывается и двигатели продолжают работу на том топливе, которое содержится в баках орбитера. Такая схема позволяет максимально использовать двигательную установку орбитера, которая работает на всём протяжении вывода корабля на орбиту.

При поперечном разделении ступени соединяются между собой специальными секциями - переходниками - несущими конструкциями цилиндрической или конической формы, каждый из которых должен выдерживать суммарный вес всех последующих ступеней, помноженный на максимальное значение перегрузки, испытываемой ракетой на всех участках полёта, на которых данный переходник входит в состав ракеты.
При продольном разделении на корпусе второй ступени создаются силовые бандажи, к которым крепятся блоки первой ступени.
Элементы, соединяющие части составной ракеты, сообщают ей жёсткость цельного корпуса, а при разделении ступеней должны практически мгновенно освобождать верхнюю ступень. Обычно соединение ступеней выполняется с помощью пироболтов. Пироболт - это крепёжный болт, в стержне которого рядом с головкой создается полость, заполняемая бризантным взрывчатым веществом с электродетонатором. При подаче импульса тока на электродетонатор происходит взрыв, разрушающий стержень болта, в результате чего его головка отрывается. Количество взрывчатки в пироболте тщательно дозируется, чтобы, с одной стороны, гарантировать отрыв головки, а, с другой - не повредить ракету. При разделении ступеней на электродетонаторы всех пироболтов, соединяющих разделяемые части, одновременно подаётся импульс тока, и соединение освобождается.
Далее ступени должны быть разведены на безопасное расстояние друг от друга. При разделении ступеней в атмосфере для их разведения может быть использована аэродинамическая сила встречного потока воздуха, а при разделении в пустоте иногда используются вспомогательные небольшие твёрдотопливные ракетные двигатели.
На жидкостных ракетах эти же двигатели служат и для того, чтобы «осадить» топливо в баках верхней ступени: при выключении двигателя низшей ступени ракета летит по инерции, в состоянии свободного падения, при этом жидкое топливо в баках находится во взвешенном состоянии, что может привести к сбою при запуске двигателя. Вспомогательные двигатели сообщают ступени небольшое ускорение, под действием которого топливо «оседает» на днища баков.
На приведённом выше снимке ракеты Сатурн-5, на корпусе третьей ступени виден чёрный корпус одного из вспомогательных твёрдотопливных двигателей разведения 3-й и 2-й ступеней.

Увеличение числа ступеней даёт положительный эффект только до определённого предела. Чем больше ступеней - тем больше суммарная масса переходников, а также двигателей, работающих лишь на одном участке полёта, и, в какой-то момент, дальнейшее увеличение числа ступеней становится контрпродуктивным. В современной практике ракетостроения более четырёх ступеней, как правило, не делается.

При выборе числа ступеней важное значение имеют также вопросы надёжности. Пироболты и вспомогательные РДТТ - элементы одноразового действия, проверить функционирование которых до старта ракеты невозможно. Между тем, отказ только одного пироболта может привести к аварийному завершению полёта ракеты. Увеличение числа одноразовых элементов, не подлежащих проверке функционирования, снижает надёжность всей ракеты в целом. Это также заставляет конструкторов воздерживаться от слишком большого количества ступеней.

Миномётный старт

Транспортно-пусковой контейнер >>>