Quali tipi di razzi multistadio esistono? Il design e il principio di funzionamento del razzo

L'invenzione riguarda i sistemi di trasporto spaziale riutilizzabili. Il razzo proposto contiene un corpo assialsimmetrico con un carico utile, un sistema di propulsione e ammortizzatori di decollo e atterraggio. Tra i montanti di questi ammortizzatori e l'ugello del motore principale è installato uno scudo termico, realizzato sotto forma di un compartimento cavo a pareti sottili in materiale resistente al calore. Il risultato tecnico dell'invenzione è quello di ridurre al minimo i carichi gasdinamici e termici sugli ammortizzatori del motore di propulsione operativo durante i lanci e gli atterraggi del veicolo di lancio e, di conseguenza, garantire l'affidabilità richiesta degli ammortizzatori durante ripetuti ( fino a 50 volte) utilizzo del razzo. 1 malato.

Autori del brevetto:
Vavilin Alexander Vasilievich (RU)
Usolkin Yuri Yurievich (RU)
Fetisov Vyacheslav Alexandrovich (RU)

Titolari del brevetto RU 2309088:

L'ufficio di progettazione "State Missile Center" dell'impresa unitaria dello Stato federale prende il nome. L'accademico V.P. Makeeva" (RU)

L'invenzione riguarda la tecnologia missilistica e spaziale, in particolare i sistemi spaziali di trasporto riutilizzabili (MTKS) di una nuova generazione del tipo "Razzo spaziale orbitale - vettore di veicoli a stadio singolo" ("CORONA") con da cinquanta a cento volte il suo utilizzo senza revisione, che rappresenta una possibile alternativa ai sistemi alati riutilizzabili come lo Space Shuttle e il Buran.

Il sistema CORONA è progettato per lanciare un carico utile (veicolo spaziale (SC) e veicolo spaziale con stadi superiori (UB) in orbite terrestri basse nell'intervallo di altitudine compreso tra 200 e 500 km con un'inclinazione pari o prossima all'inclinazione dell'orbita del veicolo spaziale lanciato.

È noto che al momento del lancio il razzo si trova sul lanciatore, mentre è in posizione verticale e poggia su quattro staffe di sostegno del vano di coda, che è soggetto al peso di un razzo completamente rifornito e ai carichi del vento che creano un ribaltamento momento, che, se agiti simultaneamente, sono i più pericolosi per la forza della sezione di coda del razzo (vedi, ad esempio, I.N. Pentsak. Teoria del volo e progettazione dei missili balistici. - M.: Mashinostroenie, 1974, p. 112, Fig. 5.22, pag. 217, fig. 11.8, pag. 219). Il carico durante il parcheggio di un razzo completamente rifornito è distribuito su tutte le staffe di supporto.

Una delle questioni fondamentali della proposta MTKS è lo sviluppo di ammortizzatori per il decollo e l'atterraggio (TSA).

Il lavoro svolto presso lo State Rocket Center (SRC) sul progetto CORONA ha dimostrato che il caso più sfavorevole di caricamento di un lanciarazzi è l'atterraggio di un razzo.

Il carico sul VPA quando un razzo completamente rifornito è parcheggiato è distribuito su tutti i supporti, mentre durante l'atterraggio, con un alto grado di probabilità, a causa della deviazione consentita dalla posizione verticale del corpo del razzo, è possibile il caso in cui il carico cade su un supporto. Tenendo conto della presenza di velocità verticale, tale carico risulta essere paragonabile o addirittura superiore al carico del parcheggio.

Questa circostanza ha permesso di decidere di abbandonare la speciale piattaforma di lancio, trasferendo le funzioni di potenza di quest'ultima al VPA del razzo, il che semplifica notevolmente le strutture di lancio per i sistemi del tipo "CORONA" e, di conseguenza, i costi della loro le costruzioni sono ridotte.

L'analogo più vicino all'invenzione proposta è un veicolo di lancio monostadio riutilizzabile "CORONA" per decollo e atterraggio verticale, contenente un corpo assialsimmetrico con carico utile, un sistema di propulsione e ammortizzatori per decollo e atterraggio (vedi A.V. Vavilin, Yu.Yu. Usolkin "O possibili modi di sviluppo di sistemi spaziali di trasporto riutilizzabili (MTKS)", tecnologia RK, raccolta scientifica e tecnica, serie XIY, numero 1 (48), parte P, calcolo, ricerca sperimentale e progettazione di missili balistici con lancio subacqueo, Miass, 2002., p.121, fig.1, p.129, fig.2).

Lo svantaggio della progettazione di un razzo analogico è che i suoi PPA si trovano nella zona di influenza gasdinamica e termica della fiamma che emerge dall'ugello centrale del sistema di propulsione principale (MPU) durante ripetuti lanci e atterraggi del razzo, per cui non è garantito il funzionamento affidabile del progetto di un PPA con la risorsa richiesta per il suo utilizzo (fino a cento voli con una riserva di risorse del 20%).

Il risultato tecnico quando si utilizza un veicolo di lancio riutilizzabile monostadio per decollo e atterraggio verticale è quello di garantire l'affidabilità richiesta del progetto di un'elica quando si utilizza il veicolo di lancio cinquanta volte riducendo al minimo i carichi gasdinamici e termici sul veicolo di lancio dalla MDU operativa durante molteplici lanci e atterraggi del razzo.

L'essenza dell'invenzione è che in un noto veicolo di lancio verticale riutilizzabile monostadio per decollo e atterraggio contenente un corpo assialsimmetrico con un carico utile, un sistema di propulsione e ammortizzatori per decollo e atterraggio, uno scudo termico è installato tra i montanti del ammortizzatori di decollo e atterraggio e ugello del motore di propulsione.

Rispetto al razzo analogico più vicino, il proposto veicolo di lancio riutilizzabile a stadio singolo per decollo verticale e atterraggio ha migliori capacità funzionali e operative, perché garantisce la necessaria affidabilità del progetto di un UPA (non inferiore a 0,9994) per una data durata di servizio di un veicolo di lancio (fino a cento lanci) isolando (utilizzando uno scudo termico) i montanti dell'UPA dal gas-dinamico e carichi termici della MDU operativa per una determinata risorsa (fino a cento) voli del veicolo di lancio durante i suoi molteplici lanci e atterraggi.

Per spiegare l'essenza tecnica dell'invenzione proposta, uno schema del veicolo di lancio proposto con un corpo assialsimmetrico 1, un ugello 2 del sistema di propulsione, montanti dell'ammortizzatore di decollo e atterraggio 3 e uno scudo termico 4 di un sottile cavo compartimento con pareti in materiale resistente al calore, che isola i montanti dell'ammortizzatore di decollo e atterraggio dall'impatto gasdinamico e termico della fiamma dall'ugello centrale del sistema di propulsione principale durante il decollo e l'atterraggio del razzo.

Pertanto, il veicolo di lancio riutilizzabile per decollo e atterraggio verticale proposto ha capacità funzionali e operative più ampie rispetto all'analogo più vicino, aumentando l'affidabilità di un ammortizzatore di decollo e atterraggio per una determinata durata di volo del veicolo di lancio su cui questo ammortizzatore di decollo e atterraggio si trova.

Un veicolo di lancio riutilizzabile monostadio per decollo e atterraggio verticale, contenente un corpo assialsimmetrico con un carico utile, un sistema di propulsione e ammortizzatori di decollo e atterraggio, caratterizzato dal fatto che tra i montanti è installato uno scudo termico realizzato sotto forma di cavo degli ammortizzatori di decollo e atterraggio e dell'ugello del vano a pareti sottili del motore di propulsione in materiale resistente al calore.

Lo sviluppo di un sistema di atterraggio: il numero di supporti, la loro disposizione, riducendo al minimo la loro massa, è un compito molto difficile...

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Il progetto è stato sviluppato su richiesta di un investitore di venture capital dell'UE.

Il costo per il lancio di veicoli spaziali in orbita è ancora molto elevato. Ciò si spiega con l'alto costo dei motori a razzo, un costoso sistema di controllo, materiali costosi utilizzati nella struttura sollecitata dei razzi e dei loro motori, tecnologia complessa e, di regola, costosa per la loro fabbricazione, preparazione per il lancio e, soprattutto, la loro uso una tantum.

La quota del costo del vettore nel costo totale del lancio di un veicolo spaziale varia. Se il supporto è seriale e il dispositivo è unico, circa il 10%. Se è il contrario, può raggiungere il 40% o più. Questo è molto costoso, e quindi è nata l'idea di creare un veicolo di lancio che, come un aereo di linea, decollerebbe da un cosmodromo, volerebbe in orbita e, lasciando un satellite o navicella spaziale, tornò al cosmodromo.

Il primo tentativo di attuare tale idea è stata la creazione del sistema Space Shuttle. Basato su un'analisi delle carenze dei mezzi usa e getta e del sistema Space Shuttle, effettuata da Konstantin Feoktistov (K. Feoktistov. Traiettoria della vita. Mosca: Vagrius, 2000. ISBN 5-264-00383-1. Capitolo 8. Un razzo come un aeroplano), si ha un'idea delle qualità che dovrebbe avere un buon lanciatore, garantendo la consegna del carico utile in orbita a costi minimi e con la massima affidabilità. Dovrebbe essere un sistema riutilizzabile capace di 100-1000 voli. La riusabilità è necessaria sia per ridurre il costo di ogni volo (i costi di sviluppo e produzione sono distribuiti sul numero di voli) sia per aumentare l'affidabilità del lancio del carico utile in orbita: ogni viaggio in auto e volo in aereo conferma la correttezza della sua progettazione e l'alta qualità produzione di qualità. Di conseguenza, è possibile ridurre i costi di assicurazione del carico utile e del razzo stesso. Solo le macchine riutilizzabili - come una locomotiva a vapore, un'auto, un aereo - possono essere veramente affidabili ed economiche da utilizzare.

Il razzo deve essere monostadio. Questo requisito, come la riusabilità, è legato sia alla minimizzazione dei costi che alla garanzia dell'affidabilità. Infatti, se il razzo è multistadio, anche se tutti i suoi stadi ritornano sani e salvi sulla Terra, prima di ogni lancio devono essere assemblati in un unico insieme ed è impossibile verificare il corretto assemblaggio e funzionamento dei processi di separazione degli stadi dopo il montaggio in quanto ad ogni controllo la macchina assemblata deve sbriciolarsi. Non testate e non controllate per la funzionalità dopo l'assemblaggio, le connessioni diventano usa e getta. E anche un pacchetto connesso da nodi con affidabilità ridotta diventa, in una certa misura, usa e getta. Se il razzo è multistadio, i costi del suo funzionamento sono superiori a quelli di una macchina a stadio singolo per i seguenti motivi:

La macchina monostadio non richiede alcun costo di assemblaggio.
Non è necessario allocare aree di atterraggio sulla superficie della Terra per l'atterraggio dei primi stadi, e quindi non è necessario pagare per il loro noleggio, poiché queste aree non vengono utilizzate nell'economia.
Non è necessario pagare il trasporto dei primi stadi al sito di lancio.
Il rifornimento di carburante di un razzo multistadio richiede una tecnologia più complessa e più tempo. L'assemblaggio del pacco e la consegna degli stadi al sito di lancio non possono essere facilmente automatizzati e, pertanto, richiedono la partecipazione di più specialisti nella preparazione di tale razzo per il volo successivo.

Il razzo deve utilizzare idrogeno e ossigeno come carburante, a seguito della combustione dei quali si formano prodotti di combustione ecocompatibili all'uscita dal motore con un elevato impulso specifico. La pulizia ambientale è importante non solo per il lavoro svolto alla partenza, durante il rifornimento, in caso di incidente, ma anche, nientemeno, per evitare gli effetti nocivi dei prodotti della combustione sull'ambiente. strato di ozono atmosfera.

Tra i progetti più sviluppati di veicoli spaziali monostadio all'estero, vale la pena evidenziare Skylon, DC-X, Lockheed Martin X-33 e Roton. Se Skylon e X-33 sono veicoli alati, allora DC-X e Roton sono missili a decollo e atterraggio verticale. Inoltre, entrambi sono arrivati al punto di creare campioni di prova. Mentre Roton disponeva solo di un prototipo atmosferico per testare gli atterraggi in autorotazione, il prototipo DC-X ha effettuato diversi voli ad un'altitudine di diversi chilometri utilizzando un motore a razzo liquido (LPRE) alimentato da ossigeno liquido e idrogeno.

Descrizione tecnica del razzo Zeya

Per ridurre radicalmente i costi di lancio del carico nello spazio, Lin Industrial propone di creare il veicolo di lancio Zeya. È un sistema di trasporto a decollo verticale e atterraggio verticale monostadio riutilizzabile. Utilizza componenti di carburante ecologici ed altamente efficienti: ossidante - ossigeno liquido, carburante - idrogeno liquido.

Il veicolo di lancio è costituito da un serbatoio ossidante (sopra il quale si trova lo scudo termico per il rientro e il rotore del sistema di atterraggio morbido), un vano di carico, un vano strumenti, un serbatoio del carburante, un vano di coda con un sistema di propulsione e un carrello di atterraggio. I serbatoi del carburante e dell'ossidante sono segmentali-conici, portanti, compositi. Il serbatoio del carburante è pressurizzato dalla gassificazione dell'idrogeno liquido e il serbatoio dell'ossidante è pressurizzato dall'elio compresso proveniente da bombole ad alta pressione. Il sistema di propulsione è costituito da 36 motori disposti circonferenzialmente e da un ugello di espansione esterno sotto forma di corpo centrale. Durante il funzionamento del motore di propulsione, il controllo del beccheggio e dell'imbardata viene effettuato strozzando i motori posizionati diametralmente e il controllo del rollio viene effettuato utilizzando otto motori a propellente gassoso situati sotto il vano di carico. Per il controllo del segmento di volo orbitale, vengono utilizzati motori che utilizzano componenti di carburante gassoso.

Lo schema di volo di Zeya è il seguente. Dopo essere entrato nell'orbita terrestre bassa di riferimento, il razzo, se necessario, esegue manovre orbitali per entrare nell'orbita target, dopodiché, aprendo il vano del carico utile (del peso fino a 200 kg), lo separa.

Durante un'orbita attorno all'orbita terrestre dal momento del lancio, dopo aver emesso un impulso frenante, Zeya atterra nell'area del sito di lancio. L'elevata precisione di atterraggio si ottiene utilizzando il rapporto portanza-resistenza creato dalla forma del razzo per le manovre laterali e di distanza. Un atterraggio morbido viene effettuato scendendo utilizzando il principio dell'autorotazione e otto ammortizzatori di atterraggio.

Economia

Di seguito una stima dei tempi e dei costi del lavoro prima del primo lancio:

Progetto avanzato: 2 mesi - 2 milioni di euro
Creazione di un sistema di propulsione, sviluppo di serbatoi compositi e sistemi di controllo: 12 mesi - 100 milioni di euro
Realizzazione basamento banco, costruzione prototipi, preparazione e ammodernamento della produzione, progettazione preliminare: 12 mesi - 70 milioni di euro
Test di componenti e sistemi, test di prototipi, prove al fuoco prodotto di volo, progettazione tecnica: 12 mesi - 143 milioni di euro

Totale: 3,2 anni, 315 milioni di euro

Secondo le nostre stime, il costo di un lancio sarà di 0,15 milioni di euro, mentre il costo della manutenzione tra voli e delle spese generali sarà di circa 0,15 milioni di euro. 0,1 milioni per il periodo inter-lancio. Se imposti il prezzo di lancio a € 35mila al kg (per un costo di 1.250 euro/kg), un prezzo vicino al lancio con un razzo Dnepr per i clienti esteri l'intero lancio (carico utile di 200 kg) costerà al cliente € 7 milioni. Il progetto si ripagherà in 47 lanci.

Variante Zeya con motore a carburante a tre componenti

Un altro modo per aumentare l’efficienza di un veicolo di lancio a stadio singolo è passare a un motore a razzo a propellente liquido con tre componenti di carburante.

Dall'inizio degli anni '70, l'URSS e gli Stati Uniti hanno studiato il concetto di motori a tre propellenti che unirebbero l'elevato impulso specifico derivante dall'uso dell'idrogeno come carburante e una densità media del carburante più elevata (e, quindi, volume e peso inferiori del carburante serbatoi), caratteristica del combustibile idrocarburico. All'avvio, un motore del genere funzionerebbe con ossigeno e cherosene e ad alta quota passerebbe all'uso di ossigeno liquido e idrogeno. Questo approccio potrebbe consentire di creare un veicolo di lancio spaziale a stadio singolo.

Nel nostro paese sono stati sviluppati i motori a tre componenti RD-701, RD-704 e RD0750, ma non sono stati portati alla fase di creazione di prototipi. Negli anni '80, NPO Molniya ha sviluppato il sistema aerospaziale multiuso (MAKS) sul motore a razzo a propellente liquido RD-701 con ossigeno + cherosene + idrogeno. Calcoli e progettazione di motori a propellente liquido a tre componenti furono effettuati anche in America (vedi, ad esempio, Dual-Fuel Propulsion: Why it Works, Could Engines, and Results of Vehicle Studies, di James A. Martin e Alan W. Wilhite , pubblicato nel maggio 1979 in Am Erican Institute of Aeronautics and Astronautics (AIAA) Documento n. 79-0878).

Riteniamo che per lo Zeya a tre componenti, invece del cherosene tradizionalmente proposto per tali motori a razzo a propellente liquido, si dovrebbe utilizzare metano liquido. Ci sono molte ragioni per questo:

Zeya utilizza l'ossigeno liquido come ossidante, bollente a una temperatura di -183 gradi Celsius, ovvero l'attrezzatura criogenica è già utilizzata nella progettazione del razzo e del complesso di rifornimento, il che significa che non ci saranno difficoltà fondamentali nella sostituzione di un serbatoio di cherosene con serbatoio a metano a -162 gradi centigradi.
Il metano è più efficiente del cherosene. L'impulso specifico (I, una misura dell'efficienza di un motore a razzo a propellente liquido - il rapporto tra l'impulso creato dal motore e il consumo di carburante) della coppia di combustibili metano + ossigeno liquido supera l'I del cherosene + ossigeno liquido coppia di circa 100 m/s.
Il metano è più economico del cherosene.
A differenza dei motori a cherosene, nei motori a metano non si verifica quasi coking, cioè la formazione di depositi carboniosi difficili da rimuovere. Ciò significa che tali motori sono più convenienti da utilizzare nei sistemi riutilizzabili.
Se necessario, il metano può essere sostituito con gas naturale liquefatto (GNL) con caratteristiche simili. Il GNL è costituito quasi interamente da metano, ha caratteristiche fisiche e chimiche simili ed è leggermente inferiore al metano puro in termini di efficienza. Allo stesso tempo, il GNL è 1,5–2 volte più economico del cherosene e molto più conveniente. Il fatto è che la Russia è coperta da una vasta rete di gasdotti. Basta prendere una diramazione per il cosmodromo e costruire un piccolo complesso di liquefazione del gas. La Russia ha anche costruito un impianto di produzione di GNL a Sakhalin e due complessi di liquefazione su piccola scala a San Pietroburgo. Si prevede di costruire altri cinque stabilimenti in diverse parti della Federazione Russa. Allo stesso tempo, per produrre cherosene per missili, sono necessarie qualità speciali di petrolio, estratte da giacimenti rigorosamente definiti, le cui riserve in Russia si stanno esaurendo.

Lo schema operativo di un veicolo di lancio a tre componenti è il seguente. Innanzitutto, viene bruciato il metano, un combustibile ad alta densità, ma con un impulso specifico relativamente basso nel vuoto. Successivamente viene bruciato l'idrogeno, un combustibile a bassa densità con il massimo impulso specifico possibile. Entrambi i tipi di carburante vengono bruciati in un unico sistema di propulsione. Maggiore è la percentuale di carburante del primo tipo, minore è la massa della struttura, ma maggiore è la massa di carburante. Di conseguenza, maggiore è la quota di carburante del secondo tipo, minore è la fornitura di carburante richiesta, ma maggiore è la massa della struttura. Di conseguenza è possibile trovare il rapporto ottimale tra le masse di metano liquido e idrogeno.

Abbiamo effettuato i calcoli corrispondenti, prendendo il coefficiente dei compartimenti del carburante per l'idrogeno pari a 0,1 e per il metano - 0,05. Il rapporto del vano carburante è il rapporto tra la massa finale del vano carburante e la massa della riserva di carburante disponibile. La massa finale del vano carburante comprende la massa della riserva di carburante garantita e i residui dei componenti non utilizzati carburante per missili e la massa dei gas di carica.

I calcoli hanno dimostrato che lo Zeya a tre componenti lancerà 200 kg di carico utile nell'orbita terrestre bassa con una massa della sua struttura di 2,1 tonnellate e una massa di lancio di 19,2 tonnellate. Lo Zeya a due componenti sull'idrogeno liquido è notevolmente inferiore: la massa della struttura è di 4,8 tonnellate e il peso di lancio è di 37,8 tonnellate.

APUSK è stato prodotto utilizzando un razzo multistadio", abbiamo letto queste parole molte volte nei rapporti sul lancio dei primi satelliti artificiali della Terra al mondo, sulla creazione di un satellite solare, sul lancio di razzi spaziali sulla Luna. Solo una breve frase, ma quanto lavoro ispirato di scienziati, ingegneri e lavoratori della nostra Patria si nasconde dietro queste sei parole!

Cosa sono i moderni razzi multistadio? Perché è diventato necessario utilizzare razzi per i voli spaziali costituiti da grande quantità passi? Quale effetto tecnico dà l'aumento del numero di stadi del razzo?

Proviamo a rispondere brevemente a queste domande. I voli nello spazio richiedono enormi riserve di carburante. Sono così grandi che non possono essere collocati nei serbatoi di un razzo monostadio. Con il moderno livello della scienza ingegneristica, è possibile costruire un razzo in cui il carburante rappresenterebbe fino all'80-90% del suo peso totale. E per i voli verso altri pianeti, le riserve di carburante richieste dovrebbero essere centinaia e persino migliaia di volte maggiori del peso proprio del razzo e del carico utile in esso contenuto. Con le riserve di carburante che possono essere collocate nei serbatoi di un razzo monostadio è possibile raggiungere velocità di volo fino a 3-4 km/sec. Migliorare i motori a razzo, trovare i tipi di carburante più vantaggiosi, utilizzare materiali strutturali migliori e migliorare ulteriormente la progettazione dei razzi consentirà sicuramente di aumentare leggermente la velocità dei razzi monostadio. Ma sarà ancora molto lontano dalle velocità cosmiche.

Per raggiungere velocità cosmiche, K. E. Tsiolkovsky ha proposto l'uso di razzi multistadio. Lo stesso scienziato li chiamava figurativamente “treni a razzo”. Secondo Tsiolkovsky, un treno a razzo, o, come diciamo ora, un razzo multistadio, dovrebbe essere costituito da diversi razzi montati uno sull'altro. Il razzo inferiore è solitamente il più grande. Porta l'intero "treno" su di sé. I passaggi successivi sono realizzati con dimensioni sempre più piccole.

Quando decollano dalla superficie della Terra, i motori del razzo inferiore funzionano. Funzionano fino all'esaurimento del carburante nei serbatoi. Quando i serbatoi del primo stadio sono vuoti, vengono separati dai razzi superiori in modo da non gravare il loro ulteriore volo con peso morto. Il primo stadio separato con serbatoi vuoti continua a volare verso l'alto per inerzia per qualche tempo, quindi cade a terra. Per preservare il primo stadio per il riutilizzo, può essere calato con il paracadute.

Dopo la separazione del primo stadio vengono accesi i motori del secondo stadio. Iniziano a funzionare quando il razzo ha già raggiunto una certa altitudine e ha una velocità di volo significativa. I motori del secondo stadio accelerano ulteriormente il razzo, aumentandone la velocità di diversi chilometri al secondo. Dopo che tutto il carburante contenuto nei serbatoi del secondo stadio è stato consumato, viene anche scaricato. L'ulteriore volo del razzo composito è assicurato dal funzionamento dei motori del terzo stadio. Quindi la terza fase viene ripristinata. La linea si sta avvicinando ai motori del quarto stadio. Dopo aver completato il lavoro loro assegnato, aumentano la velocità del razzo di una certa quantità, quindi lasciano il posto ai motori del quinto stadio. Dopo il ripristino del quinto stadio, i motori del sesto iniziano a funzionare.

Pertanto, ogni stadio del razzo aumenta successivamente la sua velocità di volo e l'ultimo stadio superiore raggiunge la velocità cosmica richiesta nel vuoto. Se il compito è atterrare su un altro pianeta e tornare sulla Terra, il razzo lanciato nello spazio, a sua volta, deve consistere in più fasi, attivate sequenzialmente durante la discesa sul pianeta e durante il decollo da esso.

È interessante vedere l'effetto dell'utilizzo di un gran numero di stadi sui razzi.

Prendiamo un razzo a stadio singolo con un peso di lancio di 500 tonnellate. Supponiamo che questo peso sia distribuito come segue: carico utile - 1 tonnellata, peso a secco dello stadio - 99,8 tonnellate e carburante - 399,2 tonnellate. Di conseguenza, la perfezione strutturale di questo razzo è tale che il peso del carburante è 4 volte il peso a secco dello stadio, ovvero il peso del razzo stesso senza carburante e carico utile. Il numero di Tsiolkovsky, cioè il rapporto tra il peso di lancio del razzo e il suo peso dopo che tutto il carburante è stato consumato, per questo razzo sarà pari a 4,96. Questo numero e la velocità con cui il gas fuoriesce dall'ugello del motore determinano la velocità che il razzo può raggiungere. Proviamo ora a sostituire il razzo a stadio singolo con uno a due stadi. Prendiamo ancora una volta un carico utile di 1 tonnellata e assumiamo che la perfezione progettuale degli stadi e la portata del gas rimarranno le stesse di un razzo a stadio singolo. Quindi, come mostrano i calcoli, per raggiungere la stessa velocità di volo del primo caso, sarà necessario un razzo a due stadi con un peso totale di sole 10,32 tonnellate, cioè quasi 50 volte più leggero di uno a stadio singolo. Il peso a secco di un razzo a due stadi sarà di 1,86 tonnellate, e il peso del carburante collocato in entrambi gli stadi sarà di 7,46 tonnellate. Come possiamo vedere, nell'esempio in esame, sostituendo un razzo a uno stadio con uno a due stadi. la prima fase consente di ridurre il consumo di metallo e carburante di 54 volte durante il lancio dello stesso carico utile.

Prendiamo ad esempio un razzo spaziale con un carico utile di 1 tonnellata. Supponiamo che questo razzo penetri negli strati densi dell'atmosfera e, volando nello spazio senz'aria, sviluppi una seconda velocità di fuga di 11,2 km/sec. I nostri grafici mostrano cambiamenti di peso come questo razzo spaziale a seconda della frazione in peso del carburante in ciascuna fase e del numero di fasi (vedere pagina 22).

È facile calcolare che se si costruisce un razzo i cui motori espellono gas ad una velocità di 2.400 m/sec e in ogni stadio il carburante rappresenta solo il 75% del peso, allora anche con sei stadi, il peso al decollo di il razzo sarà molto grande: quasi 5,5 mila tonnellate. Migliorando le caratteristiche di progettazione degli stadi del razzo, è possibile ottenere una significativa riduzione del peso di lancio. Quindi, ad esempio, se il carburante rappresenta il 90% del peso dello stadio, un razzo a sei stadi può pesare 400 tonnellate.

Un effetto eccezionalmente eccezionale deriva dall'utilizzo di carburante ad alto contenuto calorico nei razzi e dall'aumento dell'efficienza dei loro motori. Se in questo modo aumentiamo la velocità del flusso di gas dall'ugello del motore di soli 300 m/sec, portandola al valore indicato nel grafico - 2.700 m/sec, il peso di lancio del razzo può essere ridotto più volte. Un razzo a sei stadi, in cui il peso del carburante è solo 3 volte maggiore del peso della struttura dello stadio, avrà un peso al lancio di circa 1,5 mila tonnellate e riducendo il peso della struttura al 10% del peso peso totale di ogni stadio, possiamo ridurre il peso di lancio del razzo con lo stesso numero di stadi fino a 200 t.

Se aumentiamo la portata del gas di altri 300 m/sec, cioè la prendiamo pari a 3mila m/sec, si avrà una riduzione di peso ancora maggiore. Ad esempio, un razzo a sei stadi con una frazione di peso del carburante del 75% avrà un peso al lancio di 600 tonnellate. Aumentando la frazione di peso del carburante al 90%, è possibile creare un razzo spaziale con solo due stadi. Il suo peso sarà di circa 850 tonnellate. Raddoppiando il numero di stadi, puoi ridurre il peso del razzo a 140 tonnellate. E con sei stadi, il peso al decollo scenderà a 116 tonnellate.

È così che il numero di stadi, la loro perfezione costruttiva e la velocità del flusso di gas influiscono sul peso del razzo.

Perché all'aumentare del numero degli stadi diminuiscono le riserve di carburante necessarie e con esse il peso totale del razzo? Ciò accade perché numero maggiore fasi, più spesso i serbatoi vuoti verranno scartati, più velocemente il razzo verrà liberato dal carico inutile. In questo caso, all'aumentare del numero di stadi, prima il peso al decollo del razzo diminuisce notevolmente, quindi l'effetto dell'aumento del numero di stadi diventa meno significativo. Si può anche notare, come si può vedere chiaramente nei grafici sopra, che per i razzi con caratteristiche di progettazione relativamente scarse, l’aumento del numero di stadi ha un effetto maggiore rispetto ai razzi con un’alta percentuale di carburante in ciascuno stadio. Questo è abbastanza comprensibile. Se i corpi di ogni livello sono molto pesanti, devono essere lasciati cadere il più rapidamente possibile. E se lo scafo è molto leggero, non grava troppo sui missili e le frequenti cadute di scafi vuoti non hanno più un effetto così grande.

Quando i razzi volano verso altri pianeti, il consumo di carburante richiesto non è limitato alla quantità necessaria per l'accelerazione durante il decollo dalla Terra. Avvicinandosi a un altro pianeta, la navicella cade nella sua sfera di gravità e inizia ad avvicinarsi alla sua superficie con velocità crescente. Se il pianeta è privo di un'atmosfera capace di estinguere almeno parte della velocità, allora il razzo, cadendo sulla superficie del pianeta, svilupperà la stessa velocità necessaria per partire da questo pianeta, cioè la seconda velocità di fuga. Il valore della seconda velocità di fuga, come è noto, è diverso per ciascun pianeta. Ad esempio, per Marte è 5,1 km/sec, per Venere - 10,4 km/sec, per la Luna - 2,4 km/sec. Nel caso in cui il razzo si avvicini alla sfera di gravità del pianeta, avendo una certa velocità rispetto a quest'ultimo, la velocità di caduta del razzo sarà ancora maggiore. Ad esempio, il secondo razzo spaziale sovietico raggiunse la superficie della Luna ad una velocità di 3,3 km/s. Se il compito è garantire un atterraggio regolare del razzo sulla superficie della Luna, a bordo del razzo devono essere presenti riserve aggiuntive di carburante. Per estinguere qualsiasi velocità, è necessario consumare la stessa quantità di carburante necessaria affinché il razzo sviluppi la stessa velocità. Di conseguenza, un razzo spaziale progettato per trasportare in sicurezza un carico sulla superficie lunare deve trasportare notevoli riserve di carburante. Razzo monostadio con un carico utile di 1 tonnellata dovrebbe avere un peso di 3-4,5 tonnellate, a seconda della perfezione del suo design.

In precedenza, abbiamo mostrato quale enorme peso devono avere i razzi per poter essere trasportati spazio un carico di 1 tonnellata. E ora vediamo che di questo carico solo un terzo o anche un quarto può essere calato in sicurezza sulla superficie della Luna. Il resto deve essere carburante, serbatoi di stoccaggio del carburante, motore e sistema di controllo.

Quale dovrebbe essere in definitiva il peso iniziale di un razzo spaziale progettato per trasportare in sicurezza attrezzature scientifiche o altro carico utile del peso di 1 tonnellata sulla superficie lunare?

Per dare un'idea di navi di questo tipo, la nostra figura mostra convenzionalmente una vista in sezione di un razzo a cinque stadi progettato per trasportare un contenitore con attrezzatura scientifica del peso di 1 tonnellata sulla superficie lunare sui dati tecnici forniti in un gran numero di libri (ad esempio, nei libri di V. Feodosyev e G. Sinyarev “Introduction to Rocketry” e Sutton “Rocket Engines”).

Sono stati presi motori a razzo funzionanti con carburante liquido. Per fornire carburante alle camere di combustione, vengono fornite unità turbopompe azionate da prodotti di decomposizione del perossido di idrogeno. Si presume che la velocità media del deflusso del gas per i motori del primo stadio sia di 2.400 m/sec. I motori dello stadio superiore operano in strati altamente rarefatti dell'atmosfera e in spazi senz'aria, quindi la loro efficienza risulta essere leggermente maggiore e per loro si presuppone che la velocità di deflusso del gas sia di 2.700 m/sec. Per le caratteristiche progettuali degli stadi sono stati adottati i seguenti valori che si riscontrano nei razzi descritti nella letteratura tecnica.

Con i dati iniziali selezionati, sono state ottenute le seguenti caratteristiche di peso del razzo spaziale: peso al decollo - 3.348 tonnellate, di cui 2.892 tonnellate - carburante, 455 tonnellate - struttura e 1 t - carico utile. Il peso dei singoli stadi è stato distribuito come segue: il primo stadio - 2.760 tonnellate, il secondo - 495 tonnellate, il terzo - 75,5 tonnellate, il quarto - 13,78 tonnellate, il quinto - 2,72 tonnellate. L'altezza del razzo ha raggiunto i 60 m , il diametro del palco inferiore - 10 m.

Il primo stadio contiene 19 motori con una spinta di 350 tonnellate ciascuno. Sul secondo - 3 motori uguali, sul terzo - 3 motori con una spinta di 60 tonnellate. Sul quarto - uno con una spinta di 35 tonnellate e sull'ultimo stadio - un motore con una spinta di 10 tonnellate.

Durante il decollo dalla superficie terrestre, i motori del primo stadio accelerano il razzo fino ad una velocità di 2 km/sec. Dopo che l'involucro vuoto del primo stadio viene rilasciato, i motori dei tre stadi successivi vengono accesi e il razzo acquisisce una seconda velocità di fuga.

Quindi il razzo vola per inerzia verso la Luna. Avvicinandosi alla sua superficie, il razzo abbassa l'ugello. Il motore del quinto stadio si accende. Smorza la velocità di caduta e il razzo scende dolcemente sulla superficie lunare.

La figura sopra e i calcoli ad essa relativi, ovviamente, non rappresentano un vero e proprio progetto per un razzo lunare. Vengono forniti solo per dare una prima idea delle dimensioni dei razzi spaziali multistadio. È assolutamente chiaro che la progettazione di un razzo, le sue dimensioni e il suo peso dipendono dal livello di sviluppo della scienza e della tecnologia, dai materiali a disposizione dei progettisti, dal carburante utilizzato e dalla qualità dei motori a razzo, dall'abilità di i suoi costruttori. La creazione di razzi spaziali offre uno spazio illimitato alla creatività di scienziati, ingegneri e tecnologi. Ci sono ancora molte scoperte e invenzioni da fare in questo settore. E con ogni nuovo risultato, le caratteristiche dei missili cambieranno.

Proprio come i moderni dirigibili come IL-18, TU-104, TU-114 non sono simili agli aerei che volavano all'inizio di questo secolo, così i razzi spaziali verranno continuamente migliorati. Nel corso del tempo, i motori a razzo utilizzeranno più della semplice energia per volare nello spazio. reazioni chimiche, ma anche altre fonti energetiche, ad esempio l'energia dei processi nucleari. Man mano che cambiano i tipi di motori a razzo, cambierà anche il design dei razzi stessi. Ma la meravigliosa idea di K. E. Tsiolkovsky di creare “treni a razzo” giocherà sempre un ruolo onorevole nell’esplorazione delle vaste distese dello spazio.

Schema con vasche portanti

Circuito di transizione

Schema con vasche sospese

RAZZI LIQUIDI A SINGOLO STADIO.

Fino ad oggi sono stati creati molti missili balistici liquidi a lungo raggio e veicoli di lancio. Ma bisogna cominciare dalla cosa più semplice e ovvia. Pertanto, ci rivolgeremo a quello più vecchio, che ora ha solo significato storico Razzo tedesco V-2. È considerato il primo missile balistico a propellente liquido.

La parola "prima", tuttavia, necessita di un chiarimento. Già prima della guerra, negli anni Trenta, i principi della progettazione di un razzo balistico liquido erano ben noti agli specialisti. Già esistevano motori a razzo a propellente liquido piuttosto avanzati (soprattutto in Unione Sovietica). I sistemi giroscopici per la stabilizzazione dei razzi sono già stati sviluppati e creati. Sono già stati testati i primi campioni di razzi a propellente liquido progettati per esplorare la stratosfera. Pertanto, il razzo V-2 non è apparso all'improvviso. Ma prima è entrata nella produzione di massa. Fu anche il primo a trovare impiego militare, quando, in un momento di disperazione, nel 1943 il comando tedesco

ha dato l'ordine di lanciare insensatamente questo missile nelle zone residenziali di Londra. Naturalmente, questo passaggio non potrebbe in alcun modo influenzare il corso generale degli eventi militari. Un'influenza molto maggiore fu esercitata dalla famosa artiglieria missilistica domestica, i cui campioni perfetti furono testati nei primi giorni Guerra Patriottica direttamente sui campi di battaglia. Ma ora non stiamo parlando dell'uso militare dei missili. Non importa quanto sia triste la storia del missile V-2, in questo caso siamo interessati solo ai suoi principi di progettazione e layout. Per noi, questo è un aiuto in classe molto conveniente che aiuterà il lettore a familiarizzare dispositivo comune in generale, tutti i missili balistici liquidi e non solo con il dispositivo. Dall'alto dell'esperienza accumulata fino ad oggi, è facile valutare questo progetto e mostrare come i suoi vantaggi sono stati successivamente sviluppati e gli svantaggi eliminati: in che modo è avvenuto il progresso tecnico.

Il peso di lancio del razzo V-2 era di circa 13 sì, e la sua portata era vicina a 300 km. Sul poster è mostrata una sezione trasversale del razzo.

Il corpo di un missile balistico a propellente liquido è diviso lungo la sua lunghezza in diversi compartimenti (Fig. 3.1): compartimento del carburante (F.O), che comprende i serbatoi del carburante 1 e l'ossidante 2; il vano di coda (X. O) con il motore e il vano strumenti (P. O), a cui è agganciata la testata (B. Ch). Il concetto stesso di "compartimento" è associato non solo allo scopo funzionale di alcune parti del razzo, ma, prima di tutto, alla presenza di connettori trasversali che consentono l'assemblaggio separato e il successivo attracco. In alcuni tipi di razzi, il compartimento degli strumenti è simile parte indipendente non ci sono alloggi e i dispositivi di controllo sono posizionati blocco per blocco nello spazio libero, tenendo conto della comodità di avvicinamento e manutenzione in partenza e della lunghezza minima rete via cavo.

Come tutti i missili balistici guidati, il V-2 è dotato di un sistema di stabilizzazione automatica. I dispositivi giroscopici e altre unità di stabilizzazione automatica si trovano nel vano strumenti e montati su un pannello a forma di croce.

Gli organi esecutivi del sistema di stabilizzazione automatica sono il getto di gas e i timoni ad aria. Timoni a getto di gas 3 si trovano nel flusso che scorre fuori dalla camera 4 gas e sono montati con i loro azionamenti - scatole dello sterzo - su un anello dello sterzo rigido 5 . Quando i timoni vengono deviati, si verifica un momento che fa girare il razzo nella direzione desiderata. Poiché i timoni a getto di gas funzionano in condizioni estremamente pesanti condizioni di temperatura, erano realizzati con il materiale più resistente al calore: la grafite. Timoni aerei 6 svolgono un ruolo di supporto e producono un effetto solo in strati densi dell'atmosfera e ad una velocità di volo sufficientemente elevata.

Il razzo V-2 utilizza ossigeno liquido e alcol etilico come componenti del carburante. Poiché all'epoca non era possibile risolvere adeguatamente il grave problema del raffreddamento del motore, i progettisti decisero di perdere la spinta specifica zavorrando l'alcol etilico con acqua e riducendone la concentrazione al 75%. La fornitura totale di alcol a bordo del razzo è di 3,5 g e di ossigeno liquido - 5 g.

Gli elementi principali del motore situato nel vano posteriore sono la telecamera 4 e gruppo turbopompa (TNA) 7, progettato per fornire componenti del carburante alla camera di combustione.

L'unità turbopompa è composta da due pompe centrifughe: alcool e ossigeno, installate su un albero comune con una turbina a gas. La turbina è azionata dai prodotti di decomposizione del perossido di idrogeno (vapore acqueo + ossigeno), che si formano nel cosiddetto generatore di vapore e gas (PGG)(non visibile in foto). Il perossido di idrogeno viene fornito al reattore GHG dal serbatoio 3 e si decompone in presenza di un catalizzatore - una soluzione acquosa di permanganato di sodio fornita dal serbatoio 9. Questi componenti vengono espulsi dai serbatoi dall'aria compressa contenuta nei cilindri 10. Pertanto, il funzionamento del sistema di propulsione è assicurato da un totale di quattro componenti: due principali e due ausiliari per la generazione di vapore e gas. Non dobbiamo ovviamente dimenticare l'aria compressa, la cui fornitura è necessaria per l'alimentazione dei componenti ausiliari e per il funzionamento dell'automazione pneumatica.

Gli elementi elencati sono la fotocamera, TNA, serbatoi di componenti ausiliari, bombole di aria compressa - insieme alle tubazioni di alimentazione, valvole e altri accessori sono montati su un telaio portante 11 e formano un blocco energetico comune, che si chiama liquido motore a razzo (LPRE).

Durante l'assemblaggio del razzo, il telaio del motore è agganciato al telaio posteriore 12 ed è chiuso da un guscio rinforzato a pareti sottili: il corpo della sezione di coda, dotato di quattro stabilizzatori.

La spinta del motore a razzo V-2 sulla Terra è 25 sì, e nel vuoto - circa 30 ts. Se questa spinta viene divisa per il flusso di peso totale, composto da 50 kgf/sec alcol, 75 kgf/sec ossigeno e 1.7 kgf/sec perossido di idrogeno e permanganato, otteniamo una spinta specifica di 198 e 237 unità rispettivamente sulla Terra e nel vuoto. Secondo i concetti moderni, una spinta così specifica per i motori a liquido è, ovviamente, considerata molto bassa.

Passiamo al cosiddetto circuito di potenza. È difficile trovare una definizione breve e chiara per questo concetto, che è abbastanza chiaro nel significato. Il circuito di potenza è una soluzione progettuale basata su considerazioni sulla resistenza e rigidità dell'intera struttura, sulla sua capacità di resistere ai carichi che agiscono sul razzo nel suo insieme.

Si può tracciare un'analogia. Negli animali superiori il circuito energetico è scheletrico. Le ossa dello scheletro sono i principali elementi portanti che sostengono il corpo e assorbono tutti gli sforzi muscolari. Ma il diagramma scheletrico non è l’unico. Il guscio di un gambero, di un granchio e di altre creature simili può essere considerato non solo un mezzo di protezione, ma anche un elemento di uno schema di potere generale. Un tale schema dovrebbe essere chiamato shell. Con una comprensione più profonda della biologia, si potrebbero presumibilmente trovare esempi di altri circuiti di forza in natura. Ma ora stiamo parlando del circuito di alimentazione della struttura del razzo.

Nel punto di lancio del razzo V-2, la spinta del motore viene trasferita al telaio motore posteriore 12. Il razzo si muove con accelerazione e in tutte le sezioni trasversali del corpo situate sopra il telaio motore si forma una forza di compressione assiale. La domanda è: quali elementi dello scafo dovrebbero riceverlo: serbatoi, rinforzi longitudinali, un telaio speciale o forse abbastanza

creare una maggiore pressione nei serbatoi, quindi la struttura acquisirà capacità portante come un pneumatico di un'auto ben gonfiato. La soluzione a questo problema è l'oggetto della scelta di un circuito di alimentazione.

Il razzo V-2 adotta il design di un corpo propulsore esterno e serbatoi esterni. Corpo di Potenza 13 È un guscio in acciaio con una serie longitudinale-trasversale di elementi di rinforzo. Vengono chiamati elementi di rinforzo longitudinali traverse, e i più potenti di loro lo sono longheroni. Gli elementi trasversali dell'anello sono chiamati cornici. Per facilitare l'installazione, il corpo del razzo ha un connettore a bullone longitudinale.

Serbatoio di ossigeno inferiore 2 poggia sullo stesso telaio di potenza 12, al quale, come già accennato, è agganciato il telaio motore con codone. Il serbatoio dell'alcol è sospeso sul telaio anteriore 14, al quale è collegato anche il vano strumenti.

Pertanto, nel razzo V-2, i serbatoi del carburante svolgono solo il ruolo di contenitori e non sono inclusi nel circuito di alimentazione, e l'elemento di potenza principale è il corpo del razzo. Ma non viene calcolato solo per il carico del sito di lancio. È anche importante garantire la forza del razzo quando si avvicina al bersaglio e questa circostanza merita una discussione speciale.

Dopo lo spegnimento del motore, i timoni a getto di gas non possono svolgere le loro funzioni e poiché lo spegnimento viene eseguito ad alta quota, dove praticamente non c'è atmosfera, anche i timoni ad aria e lo stabilizzatore di coda perdono completamente la loro efficacia. Pertanto, dopo aver spento il motore, il razzo diventa inorientabile. Il volo avviene in una modalità di rotazione indefinita rispetto al centro di massa. Entrando negli strati relativamente densi dell'atmosfera, la coda stabilizzatore orienta il missile lungo il volo e nella parte finale della traiettoria si muove con la testa in avanti, rallentando leggermente in aria, ma mantenendo una velocità di 650-750 quando incontra il bersaglio m/sec.

Il processo di stabilizzazione è associato al verificarsi di grandi carichi aerodinamici sul corpo e sulla coda. Si tratta di un volo incontrollato con angoli di attacco che variano entro ±180°. L'involucro si riscalda e nelle sezioni trasversali del corpo si verificano momenti flettenti significativi, per i quali vengono eseguiti principalmente calcoli di resistenza.

A prima vista, non sembra chiaro se sia davvero necessario preoccuparsi della forza del razzo nella parte finale della traiettoria. Il razzo è quasi arrivato e il lavoro sembra essere finito. Anche se il corpo viene distrutto, la testata raggiungerà comunque il bersaglio, le micce si spegneranno e l'effetto distruttivo del razzo sarà assicurato.

Questo approccio, tuttavia, è inaccettabile. Non vi è alcuna garanzia che se la custodia viene distrutta, la carica di combattimento stessa non verrà danneggiata e tale danno, combinato con il surriscaldamento locale, è irto di un'esplosione prematura della traiettoria. Inoltre, in condizioni di distruzione strutturale, il processo di movimento successivo è ovviamente imprevedibile. Anche un razzo riparabile e non distruttivo riceve anche qualche cambiamento indefinito nel vettore velocità durante la fase atmosferica del volo libero. Le forze aerodinamiche possono allontanare il razzo dalla traiettoria prevista e lo fanno. Oltre agli inevitabili errori per il sito di lancio, compaiono nuovi errori non contabilizzati. Il missile cade sotto, oltrepassa o cade a destra o a sinistra del bersaglio. Si verifica la dispersione che, a causa delle incerte condizioni di ingresso nell'atmosfera, aumenta notevolmente. Se accettiamo la distruzione dello scafo e, di conseguenza, la perdita di stabilizzazione e velocità, la prolungata incertezza del movimento porterà ad un aumento inaccettabile della dispersione. Accade qualcosa di simile a ciò che vediamo quando seguiamo la traiettoria delle foglie che cadono: la stessa incertezza della traiettoria e la stessa perdita di velocità. A proposito, ridurre la velocità sul bersaglio per un missile da combattimento piace "V-2" anche indesiderabile. L'energia cinetica della massa del razzo e l'energia dell'esplosione dei restanti componenti del carburante per questo tipo di arma hanno dato un notevole aumento dell'effetto di combattimento delle tonnellate di esplosivo situate nella testa del razzo.

Quindi, il corpo del razzo deve essere sufficientemente forte in tutte le parti della traiettoria. E se ora, senza entrare nei dettagli, diamo uno sguardo critico al razzo V-2 nel suo complesso, allora possiamo concludere che è il circuito di potenza il più Punto debole questo design, poiché la necessità di rafforzare eccessivamente il corpo riduce significativamente le caratteristiche di peso del razzo. Pertanto, è necessario cercare un'altra soluzione costruttiva.

Analizzando il circuito di potenza nasce spontaneo l'idea di abbandonare il corpo portante e di attribuire funzioni di potenza alle pareti dei serbatoi, magari rinforzandole ulteriormente e sostenendole con una moderata pressione interna. Ma questa soluzione è adatta solo per la sezione attiva. Per quanto riguarda la stabilizzazione del razzo quando ritorna nella parte atmosferica della traiettoria, questa dovrà essere abbandonata e la testata dovrà essere resa staccabile.

Nasce così un circuito di potenza con vasche portanti. I serbatoi del carburante devono soddisfare le condizioni di resistenza solo in condizioni di carichi e termici regolati e predeterminati della sezione attiva. Dopo aver spento il motore, la sezione della testa, dotata di un proprio stabilizzatore aerodinamico, si separa. Da questo momento in poi, il corpo del razzo con il sistema di propulsione già spento e la testata volano quasi lungo una traiettoria comune, separatamente e senza un orientamento angolare specifico. Entrando negli strati densi dell'atmosfera, il corpo, che ha un'elevata resistenza aerodinamica, inizia a restare indietro, collassa e le sue parti cadono senza raggiungere il bersaglio. La testata si stabilizza, mantiene una velocità relativamente elevata e consegna la testata ad un determinato punto. Con questo schema è chiaro che l'energia cinetica della massa del razzo non è inclusa nell'effetto azione di combattimento. Tuttavia, la riduzione del peso complessivo della struttura consente di compensare questa perdita aumentando il carico utile. Nel caso del passaggio a una testata nucleare, l'energia cinetica della massa del missile non ha alcuna importanza.

Ora vediamo cosa guadagniamo e cosa perdiamo; quali sono le attività e le passività quando si passa allo schema di serbatoi di supporto e una sezione di testa staccabile. Ovviamente, l'assenza di un corpo motore e l'assenza di uno stabilizzatore di coda, la cui necessità ora è eliminata, dovrebbero essere segnalate come vantaggi. Un vantaggio dovrebbe includere la possibilità di passare dall'acciaio a leghe di alluminio-magnesio più leggere: il razzo attraversa la fase di lancio atmosferica a una velocità relativamente bassa e il riscaldamento del corpo è ridotto. E infine, c'è un'altra circostanza importante. I carichi calcolati sulla sezione attiva hanno un grado di affidabilità abbastanza elevato; sono regolati da condizioni di riproduzione mantenute con precisione. Per quanto riguarda la rientro in atmosfera, per questo tratto le traiettorie del carico sono determinate con minore precisione. Facendo affidamento sui carichi calcolati della sezione attiva è possibile ridurre il fattore di sicurezza assegnato, che per un razzo con testata separatrice comporta un'ulteriore riduzione del peso.

La responsabilità dovrà comprendere qualche aumento del peso dei serbatoi; hanno bisogno di essere rafforzati. Potrebbe essere necessario aggiungere qui il peso aggiuntivo dei sistemi di pressurizzazione del serbatoio dell'aria compressa e del carburante. Anche il peso del nuovo stabilizzatore della testa verrà registrato come passività. Ma, ovviamente, un tale stabilizzatore pesa molto meno di quello vecchio, destinato al razzo nel suo insieme. E infine, del vecchio stabilizzatore potrebbero rimanere alcuni rudimenti sotto forma di cosiddetti piloni. Hanno due compiti. I piloni forniscono un certo effetto stabilizzante, che consente di semplificare leggermente le condizioni operative della macchina di stabilizzazione. Inoltre, i piloni consentono di allontanare gli eventuali timoni aerei dallo scafo in un flusso aerodinamico libero e “non ombreggiato”.

Naturalmente, in tali argomenti a favore e contro non ci si può accontentare solo di affermazioni speculative. Sono necessarie analisi progettuali dettagliate, stime numeriche e calcoli. E un tale calcolo indica gli indubbi vantaggi in termini di peso del nuovo schema energetico.

Le considerazioni di cui sopra si applicano solo ai razzi con sistema di alimentazione a turbopompa. Se i componenti sono alimentati dall'alta pressione creata nei serbatoi del carburante (tale alimentazione è chiamata spostamento), la logica del circuito di alimentazione cambia leggermente.

Nel caso dell'alimentazione a dislocamento, i serbatoi del carburante sono progettati principalmente per la pressione interna e, soddisfacendo le condizioni di resistenza alla pressione, tali serbatoi, di norma, soddisfano automaticamente sia i requisiti di resistenza che di temperatura in tutte le modalità di volo. Di conseguenza, erano destinati a essere portatori. I serbatoi sospesi con alimentazione a spostamento sarebbero un'ovvia assurdità.

Un serbatoio progettato per un'elevata pressione interna di alimentazione dislocante, di norma, soddisfa anche le condizioni di resistenza dello scafo al rientro nell'atmosfera. Di conseguenza, per un tale razzo non è necessaria la separazione della testata, ma il corpo deve essere dotato di uno stabilizzatore di coda.

L'idea di una testata staccabile fu implementata per la prima volta nel 1949 su uno dei primi missili balistici nazionali, l'R-2. Sulla sua base, un po' più tardi fu creata una modifica geofisica del razzo, B2A. Il progetto del razzo B2A è una versione ibrida interessante e istruttiva dei vecchi e dei nuovi schemi energetici emergenti e merita di essere discusso come esempio dello sviluppo del pensiero progettuale.

Il razzo ha un solo serbatoio portante: quello anteriore, quello dell'alcol, mentre il serbatoio dell'ossigeno è collocato in un alloggiamento leggero, progettato solo per i carichi della sezione attiva. Testa staccabile 2 dotato del proprio stabilizzatore di coda 3, rappresentante un guscio rinforzato a forma di tronco di cono. Nella versione geofisica, lo stabilizzatore 3 la parte della testa recuperabile ha un meccanismo per l'apertura delle alette dei freni 4, che riducono il tasso di caduta della parte della testa a 100-150 m/sec, dopodiché si apre il paracadute. La Figura 2 mostra la sezione della testa dopo l'atterraggio. È visibile la punta ammortizzante nasale accartocciata 1 e scudi aperti 4, parzialmente sciolto durante la frenata in atmosfera.

Il telaio terminale dello stabilizzatore della testa è fissato con speciali serrature al telaio di supporto situato nella parte superiore del serbatoio dell'alcool. Dopo il comando di separazione, le serrature si aprono e la parte della testa riceve un piccolo impulso dallo spingimolla.

Vano strumenti 8 ha portelli di chiusura liberamente sbloccati con sigillatura e si trova non nella parte superiore, ma nella parte inferiore del razzo, il che offre una certa comodità per le operazioni pre-lancio.

Osservando il razzo B2A più in dettaglio, si potrebbero notare le sue altre caratteristiche. Ma non è questo il punto principale. Una caratteristica sorprendente e allo stesso tempo molto istruttiva di questo design è la discrepanza logica tra il principio di una sezione del naso staccabile e la presenza di uno stabilizzatore di coda. Nel luogo di lancio l'orientamento del missile è assicurato da una macchina di stabilizzazione. Per quanto riguarda la stabilizzazione aerodinamica quando si entra negli strati densi dell'atmosfera, qui l'unità di coda non può aiutare, poiché il corpo non ha la forza necessaria per questo.

Naturalmente sarebbe ingenuo credere che i designer non lo abbiano visto o capito. Il design, in poche parole, era comune e spesso si trovava nella pratica ingegneristica compromesso tecnico- una concessione a circostanze temporanee. L'esperienza è già stata acquisita nella realizzazione di razzi con circuito stabilizzatore e con serbatoi esterni. Il collaudato sistema di timoni a getto di gas e ad aria era affidabile e non causava preoccupazione, e il sistema di stabilizzazione automatica non richiedeva seri aggiustamenti, cosa che sarebbe inevitabile quando si passa a nuove forme aerodinamiche. Pertanto, in una situazione in cui c'erano ancora discussioni teoriche sui pericoli del passaggio a uno schema aerodinamicamente instabile non stabilizzato, era più facile, senza aspettare la creazione di nuovi sistemi di controllo collaudati, restare con quello vecchio. Avendo perso qualcosa di peso, è stato più facile stabilire una posizione in alcune posizioni già vinte. Sulla strada per la reale attuazione del progetto con serbatoi portanti, era necessario trovare qualcosa tra il desiderio di raggiungere rapidamente l'obiettivo e il pericolo di un lungo sviluppo sperimentale, tra l'inevitabile riadattamento della produzione e l'utilizzo dell'officina esistente attrezzature, tra il rischio di guasto e una ragionevole previsione. Altrimenti, una serie di fallimenti durante i lanci, il che non è affatto impossibile, potrebbe compromettere l’idea stessa e alimentare una persistente sfiducia nei confronti di nuovo schema, non importa quanto promettente e logico possa essere.

E un altro aspetto psicologico, non così importante, ma interessante. Il design del razzo B2A non sembrava insolito a quel tempo. La forza dell'abitudine di vedere la pinna caudale su tutti i razzi piccoli e grandi esistenti prima conservava l'illusione della routine per un osservatore esterno, e l'apparizione del razzo non provocò critiche premature e incondizionate al progetto nel suo insieme. Lo stesso si può dire del design del serbatoio dell'ossigeno. All'epoca l'uso dell'ossigeno liquido era al centro di opinioni dissenzienti, basate sulle preoccupazioni relative al basso punto di ebollizione di questo componente del carburante. La presenza dell'isolamento termico del serbatoio dell'ossigeno sul razzo B2A ha rassicurato molti e non ha sovraccaricato la già sufficiente gamma di preoccupazioni del capo progettista. Era necessario dimostrare che il serbatoio dell'alcool di supporto svolge regolarmente funzioni di potenza, che la parte di testa viene separata con successo e raggiunge in sicurezza l'obiettivo e che i dispositivi di automazione e controllo situati vicino al motore, nonostante l'aumento del livello di vibrazione, sono in grado di funzionano bene come quando erano nello scompartimento di testa.

Il passaggio a un nuovo schema energetico è stato, naturalmente, associato alla soluzione simultanea di una serie di altre questioni fondamentali. Ciò riguardava, prima di tutto, il design del motore. Il motore RD-101 installato sul razzo V2A forniva 37 e 41,3 ts spinta della terra e del vuoto o 214 e 242 unità di spinta specifica rispettivamente sulla superficie terrestre e nel vuoto. Ciò è stato ottenuto aumentando la concentrazione di alcol al 92%, aumentando la pressione nella camera ed espandendo ulteriormente la sezione di uscita dell'ugello.

I creatori del motore hanno abbandonato il catalizzatore liquido per la decomposizione del perossido di idrogeno. È stato sostituito da un catalizzatore solido, che è stato precedentemente posizionato nella cavità di lavoro del generatore di vapore e gas. Pertanto, il numero di componenti liquidi è stato ridotto da quattro, come nel caso del V-2, a tre. Apparve anche un nuovo cilindro toroidale per il perossido di idrogeno, che presto sarebbe diventato tradizionale, adattandosi convenientemente al layout del razzo. L'inizio è stato dato anche da alcune altre innovazioni, che non ha senso elencare qui.

Naturalmente, il razzo B2A, come versione transitoria da uno schema energetico all'altro, non poteva e non avrebbe dovuto essere riprodotto in successive forme modernizzate. Era necessario implementare pienamente l'idea di carri armati portanti e di una testata staccabile, cosa che fu realizzata da S.P. Korolev negli sviluppi successivi.

I primi campioni di razzi con serbatoi portanti furono testati e sviluppati all'inizio degli anni '50. Successivamente sono state apportate alcune modifiche. Così, in particolare, è apparso il missile meteorologico B5B (missile da combattimento R-5). Al giorno d'oggi, davanti all'ingresso del museo, un prototipo di missile balistico con serbatoi portanti occupa un posto d'onore come mostra storica. esercito sovietico A mosca.

Quando si passa a un nuovo design modernizzato, per aumentare l'autonomia, il peso iniziale è stato aumentato e la modalità operativa del motore è stata forzata. La transizione verso uno schema di serbatoi portanti è, ovviamente, qualcosa di più alto livello la tecnologia e un attento lavoro di progettazione hanno permesso di aumentare il coefficiente di qualità peso α k a 0,127 (invece di 0,25 per il V-2) con un relativo peso finale µ k ~ 0,16.

Il sistema di controllo è stato sottoposto ai cambiamenti più gravi nel razzo B5B. Dopotutto, è stato il primo razzo aerodinamicamente instabile dotato di un'unità di coda molto piccola e di timoni aerei. Successivamente lo stesso razzo fu utilizzato per la prima volta per utilizzare una piattaforma giroscopica nuovo principio spegnimento funzionale del motore.

Il razzo B5B utilizzava ancora il 92% di alcol etilico e ossigeno liquido come carburante. I test del razzo hanno dimostrato che la mancanza di isolamento termico sulla superficie laterale del serbatoio dell'ossigeno non comporta conseguenze spiacevoli. L'evaporazione leggermente aumentata dell'ossigeno durante la preparazione pre-lancio viene facilmente compensata dal reintegro, ovvero dal rifornimento automatizzato di ossigeno immediatamente prima della partenza. Questa operazione è generalmente necessaria per tutti i razzi che utilizzano componenti di carburante bassobollenti.

Così, dopo il razzo B5B, il progetto dei serbatoi portanti e della testata staccabile è diventato realtà. Tutti i moderni missili balistici a propellente liquido a lungo raggio e il loro stadio superiore - i veicoli di lancio - sono ora creati solo sulla base di questo schema di potenza. È il suo sviluppo basato su tecnologia moderna e innumerevoli miglioramenti progettuali hanno dato origine a un'immagine generalizzata di quella macchina, che simboleggia giustamente l'apice del progresso tecnico del nostro tempo.

Ora il razzo B5B può essere considerato altrettanto critico quanto lo era il razzo V-2 al momento della sua creazione. Pur mantenendo il layout generale e i principi di base del circuito di potenza, è possibile ridurre ulteriormente il peso e aumentare le caratteristiche principali, e le modalità per risolvere questo problema sono facilmente visibili e comprensibili utilizzando esempi di progetti successivi.

Nella fig. 3.3 mostra una versione monostadio del missile balistico americano Thor; anch'esso è realizzato secondo il disegno tipico dei serbatoi portanti ed è dotato di testata smontabile. Il peso totale dei componenti del carburante (ossigeno + kerosene) è 45 ts con un peso netto della struttura (esclusa la testata) di 3,6 ts. Ciò significa quanto segue. Se prendiamo condizionatamente il peso totale dei residui di carburante pari a 0,4 sì, quindi per il familiare coefficiente di qualità del peso α k otteniamo un valore di 0,082. Prendendo il peso della parte della testa di circa 2 sì, otteniamo il parametro µ K = 0,12. Si può anche stabilire che con la spinta nel vuoto specifica del carburante ossigeno-kerosene assunta pari a 300 unità, la portata di questo razzo è 3000 km.

Gli indicatori di peso elevato dei missili moderni, in particolare di questo, si basano sullo studio attento di molti elementi, che sarebbe molto difficile elencare, ma se ne possono indicare alcuni, del tutto generali e tipici.

Pareti del serbatoio del carburante 1 E 2 hanno un design waffle. Si tratta di un guscio a pareti sottili realizzato in lega di alluminio ad alta resistenza con rinforzi longitudinali-trasversali frequentemente posizionati, che svolgono lo stesso ruolo del gruppo motore nel corpo del razzo V-2, ma con una maggiore qualità del peso. L'ormai diffusa struttura del wafer viene solitamente prodotta mediante fresatura meccanica. In alcuni casi, tuttavia, viene utilizzata anche la macinazione chimica. Fusto grezzo dello spessore originale ore 0 viene sottoposto ad un'accurata azione acidata controllata lungo la parte della superficie dove è necessario rimuovere il metallo in eccesso (il resto della superficie viene prima rivestito con vernice). Spessore rimanente dopo l'attacco H deve garantire la tenuta e la resistenza del pannello risultante ad una determinata pressione interna, e le nervature longitudinali e trasversali forniscono al guscio una maggiore rigidità alla flessione, che determina la stabilità della struttura sotto compressione assiale. La regolarità della distribuzione delle nervature longitudinali e trasversali è deliberatamente interrotta nell'area saldature, che, come è noto, hanno una resistenza leggermente ridotta rispetto alle lamiere laminate, così come alle estremità del mantello, dove i fondi devono ancora essere saldati. In questi luoghi lo spessore del pezzo rimane invariato.

Esistono altri modi per realizzare strutture waffle. Tuttavia, ci siamo deliberatamente concentrati sulla fresatura chimica per mostrare a quale costo, in senso letterale e figurato, vengono raggiunti gli indicatori di peso di progetto caratteristici della moderna missilistica.

Il razzo Thor ha una sezione di coda accorciata e leggera Z, all'estremità del quale sono montati due motori di comando. Il rifiuto dei timoni a getto di gas è naturalmente associato alla loro elevata resistenza gasdinamica nel flusso di gas in fuga. L'uso di motori di controllo complica in qualche modo la progettazione, ma fornisce un guadagno significativo nella spinta specifica.

Da quanto sopra, non si dovrebbe avere l'impressione che le camere di controllo siano apparse per la prima volta su questo missile balistico. Questo sistema di elementi di controllo della potenza è stato utilizzato in varie versioni in precedenza, in particolare sul veicolo di lancio Vostok o Soyuz, di cui parleremo più avanti. La versione a stadio singolo del missile Thor è qui considerata esclusivamente come un esempio della prossima generazione di missili balistici dopo il missile B5B.

Quasi tutto missili balistici Sono installati anche motori frenanti a combustibile solido 6. Anche questa non è una delle ultime innovazioni. Il compito dei motori frenanti è quello, frenando il corpo del razzo, di allontanarlo dalla parte di testa quando questa si separa; vale a dire, il corpo, senza impartire ulteriore velocità alla testa.

Lo spegnimento di un motore a liquido non è istantaneo. Dopo aver chiuso le valvole delle tubazioni del carburante, la combustione e l'evaporazione dei restanti componenti continuano nella camera per la successiva frazione di secondo. Di conseguenza, il razzo riceve un piccolo impulso aggiuntivo, chiamato impulso postumio. Quando si calcola l'intervallo, viene introdotta una correzione. Tuttavia, questo è assolutamente impossibile da fare, a causa dell'impulso post-effetto non ha stabilità e cambiamenti da caso a caso, che è uno dei motivi significativi della dispersione della gamma. Per ridurre questa dispersione si utilizzano motori autofrenanti. Il momento della loro attivazione è coordinato con il comando di spegnimento del motore a liquido in modo tale che l'impulso post-effetto venga sostanzialmente compensato.

Sarà istruttivo confrontare le proporzioni geometriche dei missili B5B e Thor. Il razzo B5V è più allungato. Il rapporto tra lunghezza e diametro (il cosiddetto estensione del razzo) poiché è significativamente maggiore di quella del razzo Thor; circa 14 contro 8. Anche la differenza negli allungamenti solleva diverse preoccupazioni. All'aumentare dell'allungamento, la frequenza delle oscillazioni trasversali proprie del razzo, come una trave elastica, diminuisce, e questo costringe a tenere conto dei disturbi che arrivano all'ingresso del sistema di stabilizzazione a seguito dei movimenti angolari quando il corpo è piegato. In altre parole, deve essere garantita la stabilizzazione di un razzo flessibile e non rigido. In alcuni casi ciò causa gravi difficoltà,

Con un piccolo allungamento del razzo, questo problema scompare naturalmente, ma sorge un altro fastidio: aumenta il ruolo dei disturbi dovuti alle vibrazioni trasversali del liquido nei serbatoi, e se la corretta selezione dei parametri della macchina di stabilizzazione non riesce a respingerli , è necessario installarlo carri armati partizioni che limitano la mobilità dei fluidi. La figura mostra parzialmente le unità 7 per il fissaggio di antivibranti nel serbatoio del carburante. Naturalmente, una tale soluzione porta ad un deterioramento delle caratteristiche di peso del razzo.

Il razzo Thor non dovrebbe essere visto come un modello di perfezione. Allo stesso tempo, i progettisti potrebbero probabilmente controbattere ad eventuali osservazioni critiche sulla sua disposizione con le proprie argomentazioni. Usando l'esempio del razzo B2A, abbiamo già visto che una critica giustificata a una soluzione progettuale può essere effettuata solo tenendo conto delle condizioni specifiche di progettazione e produzione e, soprattutto, dei compiti a lungo termine che i creatori del nuovo macchina impostata per se stessi. E il razzo Thor è uno di quelli sulla base dei quali è possibile creare sistemi missilistici e spaziali.

2. Principio di funzionamento di un razzo multistadio

Il razzo è molto “costoso” veicolo. I veicoli di lancio dei veicoli spaziali “trasportano” principalmente il carburante necessario al funzionamento dei loro motori e della loro stessa struttura, costituita principalmente da contenitori di carburante e da un sistema di propulsione. Il carico utile rappresenta solo una piccola parte della massa di lancio del razzo.

Un razzo composito consente un uso più efficiente delle risorse grazie al fatto che durante il volo uno stadio che ha esaurito il carburante viene separato e il resto del carburante del razzo non viene sprecato per accelerare la progettazione dello stadio esaurito, che è diventato inutile continuare il volo. Un esempio di calcolo che conferma queste considerazioni è fornito nell'articolo Formula Tsiolkovsky.

Opzioni di configurazione del missile. Da sinistra a destra:
1. razzo monostadio;
2. razzo a due stadi con separazione trasversale;
3. razzo a due stadi con separazione longitudinale.
4. Un razzo con serbatoi di carburante esterni che vengono separati dopo che il carburante in essi contenuto è esaurito.

Razzo Saturn V a tre stadi separati trasversalmente senza adattatori

Strutturalmente, i razzi multistadio sono realizzati con separazione trasversale o longitudinale degli stadi.
Con la separazione trasversale gli stadi sono posti uno sopra l'altro e funzionano in sequenza uno dopo l'altro, accendendosi solo dopo la separazione dello stadio precedente. Questo schema consente di creare sistemi, in linea di principio, con un numero qualsiasi di fasi. Il suo svantaggio è che le risorse delle fasi successive non possono essere utilizzate nel lavoro della fase precedente, essendo per essa un carico passivo.

Veicolo di lancio a tre stadi con separazione longitudinale-trasversale Soyuz-2.

Con la separazione longitudinale, il primo stadio è costituito da diversi razzi identici che funzionano simultaneamente e sono disposti simmetricamente attorno al corpo del secondo stadio, in modo che le forze di spinta risultanti dei motori del primo stadio siano dirette lungo l'asse di simmetria del secondo. Questo schema consente al motore del secondo stadio di funzionare contemporaneamente ai motori del primo, aumentando così la spinta totale, necessaria soprattutto durante il funzionamento del primo stadio, quando la massa del razzo è massima. Ma un razzo con separazione longitudinale degli stadi può essere solo a due stadi.
Esiste anche uno schema di separazione combinato - longitudinale-trasversale, che consente di combinare i vantaggi di entrambi gli schemi, in cui il primo stadio è diviso dal secondo longitudinalmente e la separazione di tutti gli stadi successivi avviene trasversalmente. Un esempio di questo approccio è la compagnia aerea nazionale Soyuz.

Disposizione dello Space Shuttle.
Il primo stadio è costituito da booster laterali a propellente solido.
Il secondo stadio è un modulo orbitante con un serbatoio di carburante esterno staccabile. Alla partenza vengono avviati i motori di entrambi gli stadi.

Lancio dello Space Shuttle.

Lo Space Shuttle ha un design unico di un razzo a due stadi separati longitudinalmente, il primo stadio consiste di due booster a razzo solido montati lateralmente, e il secondo stadio contiene parte del carburante nei serbatoi dell'orbiter, e la maggior parte in un serbatoio del carburante esterno rimovibile. Innanzitutto, il sistema di propulsione dell'orbiter consuma il carburante dal serbatoio esterno e, quando è esaurito, il serbatoio esterno viene ripristinato e i motori continuano a funzionare con il carburante contenuto nei serbatoi dell'orbiter. Questo schema consente di sfruttare al massimo il sistema di propulsione dell’orbiter, che funziona durante l’intero lancio della navicella in orbita.

Gli stadi, quando separati trasversalmente, sono collegati tra loro da apposite sezioni - adattatori - strutture portanti di forma cilindrica o conica, ciascuna delle quali deve sopportare il peso totale di tutti gli stadi successivi, moltiplicato per il valore massimo di sovraccarico subito dal razzo in tutti i segmenti di volo in cui è incluso questo adattatore.
Con la separazione longitudinale si creano delle fasce di potenza sul corpo del secondo stadio, alle quali si agganciano i blocchetti del primo stadio.
Gli elementi che collegano le parti di un razzo composito gli conferiscono la rigidità di un corpo solido e, quando gli stadi vengono separati, dovrebbero rilasciare quasi istantaneamente lo stadio superiore. In genere, i passaggi vengono collegati utilizzando pirobolt. Un pirobolt è un bullone di fissaggio, nella cui asta viene creata una cavità accanto alla testa, riempita con un alto esplosivo con un detonatore elettrico. Quando viene applicato un impulso di corrente al detonatore elettrico, si verifica un'esplosione che distrugge l'asta dell'otturatore, provocandone il distacco della testa. La quantità di esplosivo nel pirobolt viene dosata attentamente per garantire, da un lato, che la testa si stacchi e, dall'altro, per non danneggiare il razzo. Quando gli stadi vengono separati in detonatori elettrici di tutti i piroboli che collegano le parti separate, viene applicato contemporaneamente un impulso di corrente e la connessione viene rilasciata.
Successivamente, i gradini dovrebbero essere distanziati a distanza di sicurezza l'uno dall'altro. Quando si separano gli stadi nell'atmosfera, è possibile utilizzare la forza aerodinamica del flusso d'aria in arrivo per separarli e, quando si separano nel vuoto, a volte vengono utilizzati piccoli motori ausiliari a razzo solido.
Sui razzi a propellente liquido, questi stessi motori servono anche a “sedimentare” il carburante nei serbatoi dello stadio superiore: quando il motore dello stadio inferiore è spento, il razzo vola per inerzia, in uno stato di caduta libera, mentre carburante liquido nei serbatoi è sospeso, il che può causare guasti all'avvio del motore. I motori ausiliari forniscono al palco una leggera accelerazione, sotto l'influenza della quale il carburante “si deposita” sul fondo dei serbatoi.
Nella foto sopra del razzo Saturn 5, sul corpo del terzo stadio, è visibile il corpo nero di uno dei motori ausiliari di propulsione a propellente solido del 3° e 2° stadio.

Aumentare il numero di passaggi dà un effetto positivo solo fino a un certo limite. Maggiore è il numero degli stadi, maggiore è la massa totale degli adattatori e dei motori che funzionano solo su una parte del volo e, ad un certo punto, un ulteriore aumento del numero di stadi diventa controproducente. Nella moderna pratica della scienza missilistica, di regola non vengono realizzate più di quattro fasi.

Quando si sceglie il numero di stadi, sono importanti anche i problemi di affidabilità. I piroboli e i motori ausiliari a razzo a propellente solido sono elementi monouso, il cui funzionamento non può essere controllato prima del lancio del razzo. Nel frattempo, il fallimento di un solo pirobolt può portare all’interruzione di emergenza del volo del razzo. Un aumento del numero di elementi usa e getta non soggetti a test funzionali riduce l'affidabilità dell'intero razzo nel suo insieme. Ciò costringe anche i progettisti ad astenersi dall'utilizzare troppi passaggi.

Lancio del mortaio

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