Hvilke typer flertrinnsraketter finnes det? Designet og prinsippet for drift av raketten

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

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

Eiere av patent RU 2309088:

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

Oppfinnelsen angår rakett- og romteknologi, spesielt gjenbrukbare transportromsystemer (MTKS) av en ny generasjon av typen "Space orbital rakett - entrinns kjøretøybærer" ("CORONA") med femti til hundre ganger bruk uten overhaling, som er et mulig alternativ til bevingede gjenbrukbare systemer som romfergen og Buran.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Innlegg fra denne tidsskriftet «Patenter»-tag

Hev forakselen!!!

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

Ingen dårlig idé! Den klumpete klassiske Atkinson-bevegelsen er erstattet av en mer kompakt mekanisme. Det er synd selv fra dette bildet at det ikke er helt...
Hvis du er en oppfinner og ikke har funnet opp sykkelen, er du verdiløs som oppfinner!

RF Patent 2452649 Sykkelramme Andrey Andreevich Zakharov Oppfinnelsen angår enkeltbjelkede plastrammer utstyrt med elementer...
ICE CITS V-Twin og patent på det

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

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

Prosjektet ble utviklet på forespørsel fra en ventureinvestor fra EU.

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

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

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

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

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

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

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

Teknisk beskrivelse av Zeya-raketten

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

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

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

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

Økonomi

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

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

Totalt: 3,2 år, €315 millioner

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

Zeya-variant med en tre-komponent drivstoffmotor

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

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

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

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

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

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

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

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

"APUSK ble produsert ved hjelp av en flertrinnsrakett," vi har lest disse ordene mange ganger i rapporter om oppskytingen av verdens første kunstige jordsatellitter, om opprettelsen av en solsatellitt, om oppskytingen av romraketter til Månen. Bare en kort setning, men hvor mye inspirert arbeid av forskere, ingeniører og arbeidere i vårt moderland er skjult bak disse seks ordene!

Hva er moderne flertrinnsraketter? Hvorfor ble det nødvendig å bruke raketter til romflyvninger bestående av store mengder trinn? Hvilken teknisk effekt gir økt antall raketttrinn?

La oss prøve å kort svare på disse spørsmålene. Flyreiser ut i verdensrommet krever enorme reserver av drivstoff. De er så store at de ikke kan plasseres i tankene til en ett-trinns rakett. Med det moderne nivået av ingeniørvitenskap er det mulig å bygge en rakett der drivstoffet vil utgjøre opptil 80-90% av dens totale vekt. Og for flyreiser til andre planeter må de nødvendige drivstoffreservene være hundrevis og til og med tusenvis av ganger større enn rakettens egenvekt og nyttelasten i den. Med drivstoffreservene som kan plasseres i tankene til en ett-trinns rakett, er det mulig å oppnå flyhastigheter på opptil 3-4 km/sek. Å forbedre rakettmotorer, finne de mest fordelaktige drivstofftypene, bruke bedre konstruksjonsmaterialer og ytterligere forbedre utformingen av raketter vil helt sikkert gjøre det mulig å øke hastigheten på entrinns raketter litt. Men det vil fortsatt være veldig langt unna kosmiske hastigheter.

For å oppnå kosmiske hastigheter foreslo K. E. Tsiolkovsky bruk av flertrinnsraketter. Forskeren selv kalte dem billedlig «raketttog». Ifølge Tsiolkovsky bør et raketttog, eller, som vi sier nå, en flertrinnsrakett, bestå av flere raketter montert på hverandre. Bunnraketten er vanligvis den største. Hun bærer hele «toget» på seg selv. Påfølgende trinn er laget av mindre og mindre størrelser.

Når den tar av fra jordoverflaten, fungerer motorene til den nedre raketten. De fungerer til alt drivstoffet i tankene er brukt opp. Når tankene i det første trinnet er tomme, skilles de fra de øvre rakettene for ikke å belaste deres videre flytur med dødvekt. Det atskilte første trinnet med tomme tanker fortsetter å fly oppover i noen tid ved treghet, og faller deretter til bakken. For å bevare det første trinnet for gjenbruk, kan det senkes med fallskjerm.

Etter separering av det første trinnet, slås andre trinns motorer på. De begynner å operere når raketten allerede har steget til en viss høyde og har en betydelig flyhastighet. Andre trinns motorer akselererer raketten ytterligere, og øker hastigheten med flere kilometer per sekund. Etter at alt drivstoffet i tankene i andre trinn er forbrukt, dumpes det også. Den videre flyvningen til komposittraketten er sikret ved drift av tredje trinns motorer. Deretter tilbakestilles det tredje trinnet. Linjen nærmer seg motorene i fjerde trinn. Etter å ha fullført arbeidet som er tildelt dem, øker de hastigheten på raketten med en viss mengde, og gir deretter plass til motorene i det femte trinnet. Etter at det femte trinnet er tilbakestilt, begynner motorene til det sjette å fungere.

Dermed øker hvert trinn av raketten suksessivt sin flyhastighet, og det siste, øvre trinnet når den nødvendige kosmiske hastigheten i vakuum. Hvis oppgaven er å lande på en annen planet og returnere tilbake til jorden, må raketten som sendes ut i verdensrommet på sin side bestå av flere stadier, sekvensielt slått på når den går ned til planeten og når den tar av fra den.

Det er interessant å se effekten av å bruke et stort antall trinn på raketter.

La oss ta en enkelt-trinns rakett med en utskytningsvekt på 500 tonn. La oss anta at denne vekten er fordelt som følger: nyttelast - 1 tonn, trinn tørrvekt - 99,8 tonn og drivstoff - 399,2 tonn rakett er slik at vektdrivstoffet er 4 ganger tørrvekten til scenen, det vil si vekten av selve raketten uten drivstoff og nyttelast. Tsiolkovsky-tallet, det vil si forholdet mellom rakettens utskytningsvekt og vekten etter at alt drivstoffet er forbrukt, for denne raketten vil være lik 4,96. Dette tallet og hastigheten som gassen strømmer ut av motordysen bestemmer hastigheten som raketten kan oppnå. La oss nå prøve å erstatte entrinnsraketten med en totrinns. La oss igjen ta en nyttelast på 1 tonn og anta at designperfeksjonen til trinnene og gassstrømningshastigheten vil forbli den samme som i en ett-trinns rakett. Så, som beregninger viser, for å oppnå samme flyhastighet som i det første tilfellet, vil det kreves en totrinns rakett med en totalvekt på bare 10,32 tonn, det vil si nesten 50 ganger lettere enn en ettrinns. Tørrvekten til en totrinnsrakett vil være 1,86 tonn, og vekten av drivstoffet som plasseres i begge trinnene vil være 7,46 tonn, som vi kan se, i eksemplet under vurdering, å erstatte en ett-trinns rakett med en to-trinns rakett. trinn én gjør det mulig å redusere metall- og drivstofforbruket med 54 ganger når samme nyttelast lanseres.

La oss for eksempel ta en romrakett med en nyttelast på 1 tonn. La denne raketten trenge inn i de tette lagene i atmosfæren og, flyr inn i det luftløse rommet, utvikle en andre rømningshastighet på 11,2 km/sek. Våre diagrammer viser vektendringer som dette Romrakett avhengig av vektfraksjonen av drivstoff i hvert trinn og antall trinn (se side 22).

Det er ikke vanskelig å beregne at hvis du bygger en rakett hvis motorer sender ut gasser med en hastighet på 2400 m/sek og i hvert trinn utgjør drivstoffet bare 75 % av vekten, så vil selv med seks trinn, startvekten av raketten vil være veldig stor - nesten 5,5 tusen tonn Ved å forbedre designegenskapene til rakettstadiene, er det mulig å oppnå en betydelig reduksjon i utskytningsvekt. Så hvis for eksempel drivstoff utgjør 90 % av scenens vekt, kan en seks-trinns rakett veie 400 tonn.

En usedvanlig stor effekt kommer fra å bruke høykalori drivstoff i raketter og øke effektiviteten til motorene deres. Hvis vi på denne måten øker hastigheten på gasstrømmen fra motordysen med bare 300 m/sek, og bringer den til verdien angitt på grafen - 2700 m/sek, kan rakettens utskytningsvekt reduseres flere ganger. En seks-trinns rakett, der vekten av drivstoffet bare er 3 ganger større enn vekten av scenestrukturen, vil ha en utskytningsvekt på omtrent 1,5 tusen tonn og ved å redusere vekten av strukturen til 10% av totalvekt av hvert trinn, kan vi redusere utskytningsvekten til raketten med samme antall trinn opp til 200 tonn.

Hvis vi øker gassstrømhastigheten med ytterligere 300 m/sek, det vil si tar den lik 3 tusen m/sek, vil en enda større vektreduksjon oppstå. For eksempel vil en seks-trinns rakett med en drivstoffvektfraksjon på 75 % ha en utskytningsvekt på 600 tonn. Ved å øke drivstoffvektfraksjonen til 90 %, er det mulig å lage en romrakett med kun to trinn. Dens vekt vil være ca. 850 tonn. Ved å doble antall etapper, kan du redusere vekten på raketten til 140 tonn.

Dette er hvordan antall trinn, deres designperfeksjon og gassstrømningshastighet påvirker rakettens vekt.

Hvorfor, når antall trinn øker, reduseres de nødvendige drivstoffreservene, og med dem den totale vekten til raketten? Dette skjer fordi enn større antall trinn, jo oftere tomme tanker vil bli kastet, jo raskere vil raketten bli frigjort fra ubrukelig last. Dessuten, etter hvert som antall trinn øker, avtar først rakettens startvekt veldig sterkt, og deretter blir effekten av å øke antall trinn mindre betydelig. Det kan også bemerkes, som man tydelig kan se i grafene over, at for raketter med relativt dårlige designegenskaper, har økning av antall etapper større effekt enn for raketter med høy prosentandel drivstoff i hvert trinn. Dette er ganske forståelig. Hvis kroppene i hvert trinn er veldig tunge, må de slippes så raskt som mulig. Og hvis skroget er veldig lett i vekt, belaster det ikke missilene for mye, og hyppige dråper av tomme skrog har ikke lenger så stor effekt.

Når raketter flyr til andre planeter, er det nødvendige drivstofforbruket ikke begrenset til mengden som kreves for akselerasjon ved avgang fra jorden. Når man nærmer seg en annen planet, faller romfartøyet inn i sin tyngdekraftsfære og begynner å nærme seg overflaten med økende hastighet. Hvis planeten er fratatt en atmosfære som er i stand til å slukke i det minste en del av hastigheten, vil raketten, når den faller på overflaten av planeten, utvikle samme hastighet som er nødvendig for å forlate denne planeten, det vil si den andre rømningshastighet. Verdien av den andre rømningshastigheten er som kjent forskjellig for hver planet. For eksempel, for Mars er det 5,1 km/sek, for Venus - 10,4 km/sek, for Månen - 2,4 km/sek. I tilfellet når raketten nærmer seg planetens tyngdekraftsfære, med en viss hastighet i forhold til sistnevnte, vil hastigheten på rakettens fall være enda større. For eksempel nådde den andre sovjetiske romraketten Månens overflate med en hastighet på 3,3 km/sek. Hvis oppgaven er å sikre en jevn landing av raketten på månens overflate, må ytterligere drivstoffreserver være om bord på raketten. For å slukke enhver hastighet er det nødvendig å konsumere samme mengde drivstoff som er nødvendig for at raketten skal utvikle samme hastighet. Følgelig må en romrakett designet for å trygt levere noe last til månens overflate bære betydelige reserver av drivstoff. Entrinns rakett med en nyttelast på 1 tonn bør ha en vekt på 3-4,5 tonn, avhengig av design perfeksjon.

Tidligere har vi vist hvilken enorm vekt raketter må ha for å bære rom en last på 1 tonn Og nå ser vi at av denne lasten kan bare en tredjedel eller til og med en fjerdedel senkes ned til månens overflate. Resten skal være drivstoff, drivstofftanker, motor og kontrollsystem.

Hva bør til syvende og sist være startvekten til en romrakett designet for å trygt levere vitenskapelig utstyr eller annen nyttelast som veier 1 tonn til månens overflate?

For å gi en ide om skip av denne typen, viser figuren vår konvensjonelt et snitt av en fem-trinns rakett designet for å levere en container med vitenskapelig utstyr som veier 1 tonn til måneoverflaten. Beregningen av denne raketten var basert på tekniske data gitt i et stort antall bøker (for eksempel i bøkene til V. Feodosyev og G. Sinyarev "Introduction to Rocketry" og Sutton "Rocket Engines").

Rakettmotorer som gikk på flytende drivstoff ble tatt. For å tilføre drivstoff til forbrenningskamrene, er turbopumpeenheter drevet av hydrotilveiebrakt. Gjennomsnittlig gassutstrømningshastighet for første trinns motorer antas å være 2400 m/sek. Øvre trinnsmotorer opererer i svært sjeldne lag av atmosfæren og i luftløst rom, så effektiviteten deres viser seg å være noe større og for dem antas gassutstrømningshastigheten å være 2700 m/sek. For designkarakteristikkene til trinnene ble følgende verdier tatt i bruk som finnes i raketter beskrevet i teknisk litteratur.

Med de valgte innledende dataene ble følgende vektkarakteristikker for romraketten oppnådd: startvekt - 3 348 tonn, inkludert 2 892 tonn - drivstoff, 455 tonn - struktur og 1 t - nyttelast. Vekten av de enkelte etappene ble fordelt som følger: den første fasen - 2760 tonn, den andre - 495 tonn, den tredje - 75,5 tonn, den fjerde - 13,78 tonn, den femte - 2,72 tonn raketten nådde 60 m , diameteren på det nedre trinnet - 10 m.

Det første trinnet inneholder 19 motorer med en skyvekraft på 350 tonn hver. På den andre - 3 av de samme motorene, på den tredje - 3 motorer med en skyvekraft på 60 tonn på den fjerde - en med en skyvekraft på 35 tonn og på den siste etappen - en motor med en skyvekraft på 10 tonn.

Når de tar av fra jordoverflaten, akselererer førstetrinnsmotorene raketten til en hastighet på 2 km/sek. Etter at det tomme huset til det første trinnet er sluppet, slås motorene til de neste tre trinnene på, og raketten får en andre rømningshastighet.

Deretter flyr raketten i treghet mot Månen. Når raketten nærmer seg overflaten, snur den dysen ned. Motoren på femte trinn slås på. Det demper fallhastigheten, og raketten går jevnt ned til månens overflate.

Figuren ovenfor og beregningene knyttet til den representerer selvfølgelig ikke et reelt prosjekt for en månerakett. De er gitt bare for å gi en første ide om omfanget av flertrinns romraketter. Det er helt klart at utformingen av en rakett, dens dimensjoner og vekt avhenger av utviklingsnivået for vitenskap og teknologi, av materialene som er tilgjengelige for designerne, av drivstoffet som brukes og kvaliteten på rakettmotorene, av ferdighetene til sine utbyggere. Opprettelsen av romraketter gir ubegrenset rom for kreativiteten til forskere, ingeniører og teknologer. Det er fortsatt mange funn og oppfinnelser som skal gjøres på dette området. Og med hver ny prestasjon vil egenskapene til missiler endres.

Akkurat som moderne luftskip som IL-18, TU-104, TU-114 ikke ligner på flyene som fløy på begynnelsen av dette århundret, så vil romraketter kontinuerlig forbedres. Over tid vil rakettmotorer bruke mer enn bare energi for å fly ut i verdensrommet. kjemiske reaksjoner, men også andre energikilder, for eksempel energien fra kjernefysiske prosesser. Etter hvert som typene rakettmotorer endres, vil også utformingen av selve rakettene endre seg. Men K. E. Tsiolkovskys fantastiske idé om å lage "raketttog" vil alltid spille en ærefull rolle i utforskningen av de enorme verdensrommet.

Opplegg med bærende tanker

Overgangskrets

Ordning med hengende tanker

ENSTrinns VÆSKE-RAKETTER.

Mange langdistanse flytende ballistiske missiler og utskytningskjøretøyer har blitt laget til dags dato. Men vi må starte med det enkleste og mest åpenbare. Derfor vil vi vende oss til den eldste, som nå bare har historisk betydning Tysk V-2 rakett. Det regnes som det første ballistiske missilet med flytende drivstoff.

Ordet «først» trenger imidlertid presisering. Allerede i førkrigstiden, trettiårene, var prinsippene for utformingen av en ballistisk væskerakett godt kjent for spesialister. Ganske avanserte rakettmotorer med flytende drivstoff eksisterte allerede (først og fremst i Sovjetunionen). Gyroskopiske systemer for stabilisering av raketter er allerede utviklet og laget. De første prøvene av raketter med flytende drivmiddel designet for å utforske stratosfæren er allerede testet. Derfor dukket ikke V-2-raketten ut av det blå. Men den gikk først i masseproduksjon. Den var også den første som fant militær bruk, da den tyske kommandoen i 1943, i en fortvilelse i et paroksysme.

ga ordre om meningsløs avfyring av dette missilet inn i boligområder i London. Selvfølgelig kunne dette trinnet ikke på noen måte påvirke det generelle forløpet av militære hendelser. Mye større innflytelse ble utøvd av det berømte innenlandske rakettartilleriet, perfekte prøver ble testet i de første dagene Patriotisk krig direkte på slagmarkene. Men nå snakker vi ikke om militær bruk av missiler Uansett hvor trist historien til V-2-missilet er, er vi i dette tilfellet kun interessert i design- og layoutprinsippene. For oss er dette et veldig praktisk klasseromshjelpemiddel som vil hjelpe leseren å bli kjent med felles enhet generelt, alle ballistiske væskemissiler, og ikke bare med enheten. Fra høyden av erfaringen som er akkumulert til dags dato, er det lett å evaluere dette designet og vise hvordan dets fordeler senere ble utviklet og ulemper ble eliminert: på hvilke måter teknisk fremgang fant sted.

Utskytningsvekten til V-2-raketten var omtrent 13 ts, og rekkevidden var nær 300 km. Et tverrsnitt av raketten er vist på plakaten.

Kroppen til et ballistisk missil med flytende drivstoff er delt langs lengden i flere rom (fig. 3.1): drivstoffrom (F.O), som inkluderer drivstofftanker 1 og oksidasjonsmiddel 2; halerommet (X. O) med motor og instrumentrommet (P. O), som stridshodet (B. Ch) er dokket til. Selve konseptet "rom" er ikke bare forbundet med det funksjonelle formålet til en del av raketten, men først og fremst med tilstedeværelsen av tverrgående koblinger som tillater separat montering og påfølgende dokking. I noen typer raketter er instrumentrommet som uavhengig del det er ingen hus, og kontrollenheter plasseres blokk for blokk i ledig plass, med hensyn til bekvemmeligheten av tilnærminger og vedlikehold ved starten og minimumslengden kabelnettverk.

Som alle guidede ballistiske missiler er V-2 utstyrt med et automatisk stabiliseringssystem. Gyroenheter og andre automatiske stabiliseringsenheter er plassert i instrumentrommet og montert på et kryssformet panel.

Utøvende organer for det automatiske stabiliseringssystemet er gass-jet- og luftror. Gass jet ror 3 er plassert i strømmen som renner ut av kammeret 4 gasser og er montert med deres drivverk - styresnekke - på en stiv styrering 5 . Når rorene bøyes, oppstår et øyeblikk som snur raketten i ønsket retning. Siden gass-jet ror opererer i ekstremt tungt temperaturforhold, de ble laget av det mest varmebestandige materialet - grafitt. Luftror 6 spiller en støttende rolle og gir effekt kun i tette lag av atmosfæren og med tilstrekkelig høy flyhastighet.

V-2-raketten bruker flytende oksygen og etylalkohol som drivstoffkomponenter. Siden det akutte problemet med motorkjøling ikke kunne løses ordentlig på den tiden, bestemte designerne seg for å miste spesifikk skyvekraft ved å ballastere etylalkohol med vann og redusere konsentrasjonen til 75 %. Den totale tilførselen av alkohol om bord på raketten er 3,5 g, og flytende oksygen - 5 g.

Hovedelementene til motoren plassert i bakrommet er kameraet 4 og turbopumpeenhet (TNA) 7, designet for å tilføre drivstoffkomponenter til forbrenningskammeret.

Turbopumpeenheten består av to sentrifugalpumper - alkohol og oksygen, installert på en felles aksel med en gassturbin. Turbinen drives av nedbrytningsproduktene av hydrogenperoksid (vanndamp + oksygen), som dannes i den såkalte damp- og gassgeneratoren (PGG)(ikke synlig på bildet). Hydrogenperoksid tilføres GHG-reaktoren fra tanken 3 og spaltes i nærvær av en katalysator - en vandig løsning av natriumpermanganat tilført fra tanken 9. Disse komponentene tvinges ut av tankene av trykkluft som finnes i sylindrene 10. Dermed er driften av fremdriftssystemet sikret av totalt fire komponenter - to hovedkomponenter og to hjelpemidler for damp- og gassgenerering. Vi bør selvfølgelig ikke glemme trykkluft, hvis tilførsel er nødvendig for å levere hjelpekomponenter og for drift av pneumatisk automatisering.

Elementene som er oppført er kameraet, TNA, tanker med hjelpekomponenter, trykkluftsylindere - sammen med tilførselsrør, ventiler og andre beslag er montert på en bærende ramme 11 og danner en felles energiblokk, som kalles væske rakettmotor (LPRE).

Ved montering av raketten er motorrammen dokket til den bakre rammen 12 og er lukket av et tynnvegget forsterket skall - kroppen til haledelen, utstyrt med fire stabilisatorer.

Skyvekraften til V-2-rakettmotoren på jorden er 25 ts, og i tomhet - ca 30 ts. Hvis denne skyvekraften er delt på den totale vektstrømmen, bestående av 50 kgf/sek alkohol, 75 kgf/sek oksygen og 1,7 kgf/sek hydrogenperoksid og permanganat, får vi en spesifikk skyvekraft på henholdsvis 198 og 237 enheter på jorden og i vakuum. I følge moderne konsepter anses en slik spesifikk skyvekraft for flytende motorer selvfølgelig som svært lav.

La oss gå til den såkalte strømkretsen. Det er vanskelig å finne en kort og klar definisjon for dette konseptet, som er ganske tydelig i betydningen. Kraftkretsen er en designløsning basert på hensyn til styrken og stivheten til hele strukturen, dens evne til å motstå belastningene som virker på raketten som helhet.

En analogi kan trekkes. Hos høyere dyr er kraftkretsen skjelettformet. Skjelettets bein er de viktigste bærende elementene som støtter kroppen og absorberer all muskelanstrengelse. Men skjelettdiagrammet er ikke det eneste. Skallet til en kreps, krabbe og andre lignende skapninger kan betraktes ikke bare som et beskyttelsesmiddel, men også som et element i det overordnede kraftsystemet. En slik ordning bør kalles shell. Med en dypere forståelse av biologi kan man antagelig finne eksempler på andre kraftkretser i naturen. Men nå snakker vi om kraftkretsen til rakettstrukturen.

Ved utskytningsstedet til V-2-raketten overføres motorkraften til den bakre kraftrammen 12. Raketten beveger seg med akselerasjon, og en aksial trykkkraft oppstår i alle tverrsnitt av kroppen plassert over kraftrammen. Spørsmålet er hvilke elementer av skroget som skal motta det - tanker, langsgående forsterkninger, en spesiell ramme, eller kanskje nok

skape økt trykk i tankene, og da vil strukturen få bæreevne som et godt oppblåst bildekk. Løsningen på dette problemet er gjenstanden for å velge en strømkrets.

V-2-raketten vedtar utformingen av et eksternt kraftlegeme og eksterne tanker. Power Corps 13 Det er et stålskall med et langsgående-tverrgående sett med forsterkende elementer. Langsgående forsterkende elementer kalles strykere, og de mektigste av dem er spars. De tverrgående ringelementene kalles rammer. For enkel installasjon har rakettkroppen en langsgående boltforbindelse.

Senk oksygentank 2 hviler på samme kraftramme 12, som, som allerede nevnt, motorrammen med halekappe er festet til. Alkoholtanken er opphengt på den fremre kraftrammen 14, som instrumentrommet også er koblet til.

Således, i V-2-raketten, spiller drivstofftanker bare rollen som containere og er ikke inkludert i strømkretsen, og hovedkraftelementet er rakettkroppen. Men det beregnes ikke bare for belastningen på lanseringsstedet. Det er også viktig å sikre styrken til raketten når man nærmer seg målet, og denne omstendigheten fortjener spesiell diskusjon.

Etter at motoren er slått av, kan ikke gass-jet-rorene utføre sine funksjoner, og siden avstengningen utføres i stor høyde, hvor det praktisk talt ikke er atmosfære, mister luftrorene og halestabilisatoren fullstendig effektiviteten. Derfor, etter å ha slått av motoren, blir raketten uorienterbar. Flyturen skjer i en modus med ubestemt rotasjon i forhold til massesenteret. Ved å gå inn i de relativt tette lagene av atmosfæren, halen stabilisator orienterer missilet langs flyturen, og ved den siste delen av banen beveger det seg med hodedelen fremover, bremser noe i luften, men opprettholder en hastighet på 650-750 når det møter målet m/sek.

Stabiliseringsprosessen er assosiert med forekomsten av store aerodynamiske belastninger på kroppen og halen. Dette er en ukontrollert flyging med angrepsvinkler som varierer innenfor ±180°. Foringsrøret varmes opp, og det oppstår betydelige bøyemomenter i kroppens tverrsnitt, for hvilke styrkeberegninger hovedsakelig utføres.

Ved førsteinntrykk virker det uklart om det virkelig er nødvendig å bry seg om styrken til raketten i den siste delen av banen. Raketten har nesten nådd, og jobben ser ut til å være gjort. Selv om kroppen blir ødelagt, vil stridshodet fortsatt nå målet, sikringene vil gå av, og rakettens ødeleggende effekt vil være sikret.

Denne tilnærmingen er imidlertid uakseptabel. Det er ingen garanti for at hvis saken blir ødelagt, vil selve kampladningen ikke bli skadet, og slik skade, kombinert med lokal overoppheting, er full av en for tidlig baneeksplosjon. I tillegg, under forhold med strukturell ødeleggelse, er prosessen med påfølgende bevegelse åpenbart uforutsigbar. Selv en brukbar, ikke-destruktiv rakett mottar til og med en ubestemt endring i hastighetsvektoren under den atmosfæriske fasen av fri flyging. Aerodynamiske krefter kan og fører raketten bort fra den tiltenkte banen. I tillegg til de uunngåelige feilene for lanseringsstedet, dukker det opp nye uoppdagede feil. Missilet faller under, overskrider eller faller til høyre eller venstre for målet. Spredning oppstår, som på grunn av de usikre forholdene for inntreden i atmosfæren øker merkbart. Hvis vi aksepterer ødeleggelsen av skroget og følgelig tapet av stabilisering og hastighet, vil den langvarige bevegelsesusikkerheten føre til en uakseptabel økning i spredning. Noe lignende skjer med det vi ser når vi følger banen til fallende løv: samme usikkerhet i banen og samme fartstap. Forresten, å redusere hastigheten ved målet for en kampmissil som "V-2" også uønsket. Den kinetiske energien til rakettens masse og energien til eksplosjonen av de gjenværende drivstoffkomponentene for denne typen våpen ga en ganske merkbar økning i kampeffekten til tonnene med eksplosiv som ligger i hodet på raketten.

Så rakettkroppen må være sterk nok i alle deler av banen. Og hvis nå, uten å gå i detaljer, ser kritisk på V-2-raketten som helhet, så kan vi konkludere med at det er strømkretsen som er mest svakt punkt denne designen, siden behovet for å styrke kroppen for mye reduserer vektegenskapene til raketten betydelig. Derfor er det nødvendig å se etter en annen konstruktiv løsning.

Når man analyserer kraftkretsen, oppstår naturligvis ideen om å forlate den bærende kroppen og tildele kraftfunksjoner til tankenes vegger, kanskje i tillegg forsterke dem og støtte dem med moderat internt trykk. Men denne løsningen er kun egnet for den aktive delen. Når det gjelder stabilisering av raketten ved retur til den atmosfæriske delen av banen, må dette forlates og stridshodet må gjøres avtakbart.

Dermed er en kraftkrets med bærende tanker født. Drivstofftanker må kun tilfredsstille styrkebetingelser under regulerte, forhåndsbestemte belastninger og termiske forhold for den aktive seksjonen. Etter å ha slått av motoren, skilles hodedelen, utstyrt med sin egen aerodynamiske stabilisator. Fra dette øyeblikket er rakettkroppen med fremdriftssystemet allerede slått av og stridshodet flyr nesten langs en felles bane, separat og uten en spesifikk vinkelorientering. Ved å gå inn i de tette lagene av atmosfæren begynner kroppen, som har høy aerodynamisk motstand, å henge etter, kollapser og delene faller uten å nå målet. Stridshodet stabiliserer seg, holder relativt høy hastighet og leverer stridshodet til et gitt punkt. Med dette opplegget er det klart at den kinetiske energien til rakettmassen ikke er inkludert i effekten kamphandling. Å redusere den totale vekten til strukturen gjør det imidlertid mulig å kompensere for dette tapet ved å øke nyttelasten. Ved en overgang til et kjernefysisk stridshode spiller den kinetiske energien til missilmassen ingen rolle i det hele tatt.

La oss nå se hva vi vinner og hva vi taper; hva er eiendelene og forpliktelsene når du flytter til ordningen med støttetanker og en avtakbar hodeseksjon. Åpenbart bør fraværet av et kraftlegeme og fraværet av en halestabilisator, som nå er eliminert behovet, bemerkes som en ressurs. Et aktivum bør inkludere muligheten for å bytte fra stål til lettere aluminium-magnesium-legeringer: raketten passerer gjennom den atmosfæriske oppskytningsfasen med relativt lav hastighet, og oppvarmingen av kroppen er liten. Og til slutt er det enda en viktig omstendighet. De beregnede belastningene på den aktive seksjonen har en ganske høy grad av pålitelighet; de er regulert av nøyaktig opprettholdte hekkeforhold. Når det gjelder gjeninntreden i atmosfæren, for denne seksjonen bestemmes lastbanene med mindre nøyaktighet. Å stole på de beregnede belastningene til den aktive delen gjør det mulig å redusere den tildelte sikkerhetsfaktoren, som for en rakett med et skillende stridshode resulterer i ytterligere vektreduksjon.

Ansvaret vil måtte omfatte en viss økning i vekten av tankene; de må styrkes. Du må kanskje legge til den ekstra vekten av trykkluft- og drivstofftanktrykksystemer her. Vekten av den nye hodestabilisatoren vil også bli registrert som en forpliktelse. Men selvfølgelig veier en slik stabilisator mye mindre enn den gamle, beregnet på raketten som helhet. Og til slutt kan noen rudimenter i form av såkalte pyloner forbli fra den gamle stabilisatoren. De har to oppgaver. Pylonene gir en viss stabiliserende effekt, som gjør det mulig å forenkle driftsforholdene til stabiliseringsmaskinen noe. I tillegg tillater pylonene at luftrorene, hvis noen, kan flyttes bort fra skroget til en fri og "uskyggelagt" aerodynamisk strømning.

I slike argumenter for og imot kan man naturligvis ikke nøye seg med kun spekulative utsagn. Det kreves detaljert designanalyse, numeriske estimater og beregninger. Og en slik beregning indikerer de utvilsomme vektfordelene ved den nye kraftordningen.

Betraktningene ovenfor gjelder kun for raketter med turbopumpe-matesystem. Hvis komponentene forsynes av høyt trykk skapt i drivstofftankene (en slik forsyning kalles forskyvning), endres logikken til kraftkretsen noe.

Når det gjelder fortrengningsmating, er drivstofftanker designet primært for internt trykk, og for å tilfredsstille trykkstyrkebetingelsene, tilfredsstiller slike tanker som regel automatisk både styrke- og temperaturkrav i alle flymoduser. Følgelig var de bestemt til å være transportører. Hengende tanker med fortrengningsmating ville være en åpenbar absurditet.

En tank konstruert for høyt internt trykk for forskyvningsforsyning tilfredsstiller som regel også betingelsen for styrken til skroget ved gjeninntreden i atmosfæren. Følgelig er separasjon av stridshodet for en slik rakett ikke nødvendig, men da må kroppen utstyres med en halestabilisator.

Ideen om et avtakbart stridshode ble først implementert i 1949 på en av de tidligste innenlandske ballistiske missilene, R-2. På grunnlag av det ble en geofysisk modifikasjon av raketten, B2A, laget noe senere. Designet til B2A-raketten er en interessant og lærerik hybridversjon av de gamle og nye fremvoksende kraftskjemaene og fortjener diskusjon som et eksempel på utviklingen av designtanker.

Raketten har bare en bærende tank - fronten, alkoholtanken og oksygentanken er plassert i et lett krafthus, designet kun for belastningene til den aktive delen. Avtakbart hode 2 utstyrt med egen halestabilisator 3, som representerer et forsterket skall i form av en avkortet kjegle. I den geofysiske versjonen, stabilisatoren 3 den bergbare hodedelen har en mekanisme for å åpne bremseklaffene 4, som reduserer fallhastigheten til hodedelen til 100-150 m/sek, hvoretter fallskjermen åpner seg. Figur 2 viser hodeseksjonen etter landing. Den krøllete nesestøtdempende spissen er synlig 1 og åpne skjold 4, delvis smeltet under bremsing i atmosfæren.

Enderammen til hodestabilisatoren er festet med spesielle låser til støtterammen som er plassert i den øvre delen av alkoholtanken. Etter kommandoen om å skille, åpnes låsene, og hodedelen får en liten impuls fra fjærskyveren.

Instrumentrom 8 har fritt ulåste låseluker med tetning og er ikke plassert i den øvre, men i den nedre delen av raketten, noe som gir en viss bekvemmelighet for operasjoner før utskyting.

Når man ser på B2A-raketten mer detaljert, kan man merke seg dens andre funksjoner. Men det er ikke hovedpoenget. Et slående og samtidig veldig lærerikt trekk ved denne designen er den logiske avviket mellom prinsippet om en avtakbar nesedel og tilstedeværelsen av en halestabilisator. På utskytningsstedet sikres missilets orientering av en stabiliseringsmaskin. Når det gjelder aerodynamisk stabilisering når man går inn i tette lag av atmosfæren, kan ikke haleenheten hjelpe her, siden kroppen ikke har den nødvendige styrken for dette.

Selvfølgelig ville det være naivt å tro at designerne ikke så eller forsto dette. Designet, enkelt sagt, var vanlig, ofte funnet i ingeniørpraksis teknisk kompromiss- en innrømmelse til midlertidige omstendigheter. Det er allerede høstet erfaringer med å lage raketter med stabilisatorkrets og med eksterne tanker. Det utprøvde systemet med gass-jet- og luftror var pålitelig og vakte ingen bekymring, og det automatiske stabiliseringssystemet krevde ikke alvorlig omjustering, noe som ville være uunngåelig når man flytter til nye aerodynamiske former. Derfor, i en situasjon da det fortsatt var teoretiske diskusjoner om farene ved å bytte til et ikke-stabilisert aerodynamisk ustabilt opplegg, var det lettere, uten å vente på etableringen av nye utprøvde kontrollsystemer, å bli med det gamle. Etter å ha gått ned noe i vekt, var det lettere å etablere en posisjon i visse allerede vunne stillinger. På vei til den virkelige implementeringen av ordningen med bærende tanker, var det nødvendig å finne noe mellom ønsket om raskt å nå målet og faren for langvarig eksperimentell utvikling, mellom den uunngåelige omstillingen av produksjonen og bruken av eksisterende verksted utstyr, mellom risikoen for feil og rimelig omtanke. Ellers kan en rekke feil under lanseringer, som slett ikke er umulige, kompromittere ideen i kjernen og gi mat til vedvarende mistillit til ny ordning, uansett hvor lovende og logisk det måtte være.

Og enda et, ikke så viktig, men interessant psykologisk aspekt. Utformingen av B2A-raketten virket ikke uvanlig på den tiden. Kraften i vanen med å se halefinnen på alle de små og store rakettene som eksisterte før, bevarte illusjonen av rutine for en utenforstående observatør, og rakettens utseende provoserte ikke for tidlig og ukvalifisert kritikk av designet som helhet. Det samme kan sies om utformingen av oksygentanken. Bruken av flytende oksygen var fokus for avvikende meninger på den tiden, basert på bekymringer om det lave kokepunktet til denne drivstoffkomponenten. Tilstedeværelsen av termisk isolasjon av oksygentanken på B2A-raketten beroliget mange og overbelastet ikke det allerede tilstrekkelige spekteret av bekymringer som sjefdesigneren står overfor. Det var nødvendig å vise at den støttende alkoholtanken regelmessig utfører kraftfunksjoner, at hodedelen er vellykket separert og trygt når målet, og at automatiserings- og kontrollenhetene som er plassert nær motoren, til tross for det økte vibrasjonsnivået, er i stand til å fungerte like bra som de jobbet da de var i hoderommet.

Overgangen til en ny kraftordning var naturlig nok forbundet med en samtidig løsning av en rekke andre grunnleggende spørsmål. Dette gjaldt først og fremst utformingen av motoren. RD-101-motoren installert på V2A-raketten ga 37 og 41,3 ts jord og void thrust eller 214 og 242 enheter av spesifikk skyvekraft på jordoverflaten og in void, henholdsvis. Dette ble oppnådd ved å øke alkoholkonsentrasjonen til 92 %, øke trykket i kammeret og i tillegg utvide dyseutgangsseksjonen.

Motorskaperne forlot den flytende katalysatoren for nedbrytning av hydrogenperoksid. Den ble erstattet av en solid katalysator, som ble plassert på forhånd i arbeidshulen til damp- og gassgeneratoren. Dermed ble antallet væskekomponenter redusert fra fire, slik tilfellet var med V-2, til tre. En ny, snart tradisjonell, torussylinder for hydrogenperoksid dukket også opp, og passet praktisk inn i rakettens layout. Begynnelsen ble også laget av noen andre innovasjoner, som det ikke gir mening å liste opp her.

Naturligvis kunne og burde ikke B2A-raketten, som en overgangsversjon fra ett kraftskjema til et annet, vært reprodusert i senere moderniserte former. Det var nødvendig å fullt ut implementere ideen om bærende stridsvogner og et avtakbart stridshode, som ble gjort av S.P. Korolev i påfølgende utvikling.

De første prøvene av raketter med bærende tanker ble testet og utviklet tidlig på 50-tallet. Etter det ble det utarbeidet noen modifikasjoner. Dermed dukket spesielt det meteorologiske missilet B5B (R-5 kampmissil) opp. I dag inntar en prototype av et ballistisk missil med bærende tanker en æresplass som en historisk utstilling foran museumsinngangen sovjetisk hær i Moskva.

Når du byttet til en ny modernisert ordning, for å øke rekkevidden, ble startvekten økt og motorens driftsmodus tvunget. Overgangen til en bærende tankordning er selvsagt mer høy level teknologi og nøye designarbeid gjorde det mulig å øke vektkvalitetskoeffisienten α k til 0,127 (i stedet for 0,25 for V-2) med en relativ sluttvekt µk ~ 0,16.

Kontrollsystemet ble utsatt for de mest alvorlige endringene i B5B-raketten. Tross alt var det den første aerodynamisk ustabile raketten utstyrt med en veldig liten haleenhet og luftror. Senere ble den samme raketten brukt for første gang til å bruke en gyroplattform og nytt prinsipp funksjonell motorstans.

B5B-raketten brukte fortsatt 92 % etylalkohol og flytende oksygen som drivstoff. Testing av raketten viste at mangelen på varmeisolasjon på sideflaten av oksygentanken ikke medfører ubehagelige konsekvenser. Den litt økte fordampningen av oksygen under forberedelse før lansering kompenseres enkelt for ved etterfylling, dvs. automatisert påfylling av oksygen rett før start. Denne operasjonen er generelt nødvendig for alle raketter som bruker lavtkokende drivstoffkomponenter.

Etter B5B-raketten ble ordningen med å bære stridsvogner og et avtakbart stridshode en realitet. Alle moderne langdistanse ballistiske raketter med flytende drivstoff og deres høyere trinn - utskytningskjøretøyer - er nå kun laget på grunnlag av denne kraftordningen. Det er dens utvikling basert på moderne teknologi og utallige designforbedringer ga opphav til et generalisert bilde av den maskinen, som med rette symboliserer høydene av vår tids tekniske fremskritt.

Nå kan B5B-raketten ses like kritisk som V-2-raketten ble sett på da den ble opprettet. Mens man opprettholder den generelle utformingen og de grunnleggende prinsippene for strømkretsen, er det mulig å redusere vekten ytterligere og øke hovedegenskapene, og måter å løse dette problemet på er lett synlige og forståelige ved å bruke eksempler på senere design.

I fig. 3.3 viser en ett-trinns versjon av det amerikanske Thor ballistiske missilet; den er også laget i henhold til den typiske utformingen av bærende tanker og har en avtakbar hodedel. Den totale vekten av drivstoffkomponenter (oksygen + parafin) er 45 ts med en nettovekt av strukturen (uten hodedelen) på 3,6 ts. Dette betyr følgende. Hvis vi betinget tar den totale vekten av drivstoffrester til å være 0,4 ts, så for den kjente vektkvalitetskoeffisienten α k får vi en verdi på 0,082. Tar vekten av hodedelen omtrent 2 ts, vi får parameteren µK = 0,12. Det kan også fastslås at med den spesifikke tomkraften til oksygen-parafindrivstoff antatt å være 300 enheter, er rekkevidden til denne raketten 3000 km.

Høyvektindikatorene til moderne missiler, spesielt denne, er basert på nøye studie av mange elementer, som ville være svært vanskelig å liste opp, men noen, ganske generelle og typiske, kan angis.

Drivstofftankvegger 1 Og 2 ha et vaffeldesign. Dette er et tynnvegget skall laget av høyfast aluminiumslegering med ofte plasserte langsgående-tverrgående forsterkninger, som spiller samme rolle som kraftsettet i kroppen til V-2-raketten, men med større vektkvalitet. Den nå utbredte waferstrukturen produseres vanligvis ved mekanisk fresing. I noen tilfeller brukes imidlertid også kjemisk fresing. Skallemne av original tykkelse h 0 gjennomgår nøye kontrollert etsing i syre langs den delen av overflaten hvor det er nødvendig å fjerne overflødig metall (resten av overflaten er først belagt med lakk). Gjenværende tykkelse etter etsing h må sikre tettheten og styrken til det resulterende panelet ved et gitt indre trykk, og de langsgående og tverrgående ribber gir skallet økt bøyestivhet, som bestemmer stabiliteten til strukturen under aksial kompresjon. Regelmessigheten av fordelingen av langsgående og tverrgående ribber er bevisst forstyrret i området sveiser, som som kjent har en noe redusert styrke sammenlignet med valsede plater, samt i endene av skallet, hvor bunnene ennå ikke er sveiset. På disse stedene forblir tykkelsen på arbeidsstykket uendret.

Det finnes andre måter å lage vaffelstrukturer på. Imidlertid fokuserte vi bevisst på kjemisk fresing for å vise til hvilken pris, bokstavelig og billedlig talt, de designvektindikatorene som er karakteristiske for moderne raketter oppnås.

Thor-raketten har en forkortet og lett haledel Z, i enden av disse er det montert to styremotorer. Avvisningen av gass-jet-ror er naturlig forbundet med deres høye gassdynamiske motstand i strømmen av gasser som slipper ut. Bruken av kontrollmotorer kompliserer designet noe, men gir en betydelig gevinst i spesifikk skyvekraft.

Fra ovenstående skal man ikke få inntrykk av at kontrollkamre dukket opp for første gang på dette ballistiske missilet. Dette systemet med kraftkontrollelementer har blitt brukt i forskjellige versjoner før, spesielt på bæreraketten Vostok eller Soyuz, som vil bli diskutert senere. Entrinnsversjonen av Tor-missilet anses her utelukkende som et eksempel på neste generasjon ballistiske missiler etter B5B-missilet.

Nesten alle ballistiske missiler Bremsende fastbrenselmotorer er også installert 6. Dette er heller ikke en av de siste nyvinningene. Bremsemotorenes oppgave er å, ved å bremse rakettkroppen, flytte den vekk fra hodedelen når den skiller seg; nemlig kroppen, uten å gi ekstra fart til hodet.

Å slå av en væskemotor er ikke øyeblikkelig. Etter å ha stengt ventilene til drivstoffledningene, fortsetter forbrenning og fordampning av de gjenværende komponentene i kammeret i neste brøkdel av et sekund. Som et resultat mottar raketten en liten tilleggsimpuls, kalt ettervirkningsimpuls. Ved beregning av rekkevidden innføres en korreksjon for det. Dette er imidlertid definitivt umulig å gjøre, siden ettervirkningsimpulsen har ikke stabilitet og endringer fra sak til sak, som er en av de vesentlige årsakene til rekkeviddespredning. For å redusere denne spredningen brukes bremsemotorer. Øyeblikket for deres aktivering koordineres med kommandoen om å slå av væskemotoren på en slik måte at ettervirkningsimpulsen i utgangspunktet kompenseres.

Det vil være lærerikt å sammenligne de geometriske proporsjonene til B5B- og Thor-missilene. B5V-raketten er mer langstrakt. Forholdet mellom lengde og diameter (den såkalte rakettforlengelse) for det er betydelig mer enn Thor-raketten; ca. 14 versus 8. Forskjellen i forlengelser gir også ulike bekymringer. Med økende forlengelse avtar frekvensen av rakettens egne tverrsvingninger, som en elastisk stråle, og dette tvinger en til å ta hensyn til forstyrrelsene som kommer til inngangen til stabiliseringssystemet som følge av vinkelbevegelser når kroppen bøyes. . Med andre ord, stabilisering av en bøyende rakett, snarere enn en stiv, må sikres. I noen tilfeller forårsaker dette alvorlige problemer,

Med en liten forlengelse av raketten forsvinner dette problemet naturlig, men en annen plage oppstår - rollen til forstyrrelser fra tverrgående vibrasjoner av væsken i tankene øker, og hvis riktig valg av parametrene til stabiliseringsmaskinen ikke klarer å avverge dem , er det nødvendig å installere tanker skillevegger som begrenser væskemobiliteten. Figuren viser delvis enheter 7 for innfesting av vibrasjonsdempere i drivstofftanken. Naturligvis fører en slik løsning til en forringelse av rakettens vektegenskaper.

Thor-raketten bør ikke sees på som en modell av perfeksjon. Samtidig kunne designerne trolig motarbeide eventuelle kritiske bemerkninger om utformingen med sine egne motargumenter. Ved å bruke eksemplet med B2A-raketten har vi allerede sett at berettiget kritikk av en designløsning bare kan utføres under hensyntagen til de spesifikke betingelsene for design og produksjon, og viktigst av alt, de langsiktige oppgavene som skaperne av den nye maskinsett for seg selv. Og Thor-raketten er en av de som det er mulig å lage rakett- og romsystemer på grunnlag av.

2. Driftsprinsipp for en flertrinns rakett

Raketten er veldig "kostbar" kjøretøy. Romfartøyer «transporterer» hovedsakelig drivstoffet som er nødvendig for å betjene motorene deres og deres egen struktur, hovedsakelig bestående av drivstoffbeholdere og et fremdriftssystem. Nyttelasten utgjør bare en liten del av rakettens utskytningsmasse.

En komposittrakett gir mulighet for en mer effektiv bruk av ressurser på grunn av det faktum at under flyging separeres et trinn som har brukt opp drivstoffet, og resten av rakettdrivstoffet blir ikke kastet bort på å akselerere utformingen av det brukte trinnet, som har blitt unødvendig for å fortsette flyturen. Et eksempel på en beregning som bekrefter disse betraktningene er gitt i artikkelen Tsiolkovsky Formula.

Konfigurasjonsalternativer for missil. Fra venstre til høyre:
1. entrinns rakett;
2. totrinns rakett med tverrgående separasjon;
3. totrinns rakett med langsgående separasjon.
4. En rakett med eksterne drivstofftanker som skilles fra hverandre etter at drivstoffet i dem er oppbrukt.

Tre-trinns tverrseparert Saturn V-rakett uten adaptere

Strukturelt er flertrinnsraketter laget med tverrgående eller langsgående separasjon av trinn.
Med tverrgående separasjon plasseres trinnene over hverandre og fungerer sekvensielt etter hverandre, og slås på først etter separasjonen av forrige trinn. Denne ordningen gjør det mulig å lage systemer, i prinsippet, med et hvilket som helst antall trinn. Ulempen er at ressursene til påfølgende stadier ikke kan brukes i arbeidet med den forrige, og er en passiv belastning for den.

Tre-trinns bærerakett med langsgående-tverrgående separasjon Soyuz-2.

Med langsgående separasjon består det første trinnet av flere identiske raketter som opererer samtidig og plassert symmetrisk rundt kroppen til det andre trinnet, slik at de resulterende skyvekreftene til første trinns motorer er rettet langs symmetriaksen til det andre. Denne ordningen lar motoren til det andre trinnet operere samtidig med motorene til det første, og øker dermed den totale skyvekraften, noe som er spesielt nødvendig under driften av det første trinnet, når massen til raketten er maksimal. Men en rakett med langsgående separasjon av trinn kan bare være to-trinns.
Det er også et kombinert separasjonsskjema - langsgående-tverrgående, som lar deg kombinere fordelene med begge ordningene, der det første trinnet er delt fra det andre i lengderetningen, og separasjonen av alle påfølgende trinn skjer på tvers. Et eksempel på denne tilnærmingen er den innenlandske transportøren Soyuz.

Romfergen layout.
Det første trinnet er sideboostere med solid drivstoff.
Det andre trinnet er en orbiter med en avtakbar ekstern drivstofftank. Ved start startes motorene til begge trinn.

Lansering av romfergen.

Romfergen har en unik design av en totrinns langsgående adskilt rakett, hvor det første trinnet består av to sidemonterte solide rakettforsterkere, og det andre trinnet inneholder en del av drivstoffet i orbiter-tankene, og det meste i en avtakbar ekstern drivstofftank. For det første bruker orbiter-fremdriftssystemet drivstoff fra den eksterne tanken, og når den er tom, tilbakestilles den eksterne tanken og motorene fortsetter å operere på drivstoffet i orbiter-tankene. Denne ordningen gjør det mulig å utnytte orbiterens fremdriftssystem maksimalt, som fungerer gjennom hele oppskytingen av romfartøyet i bane.

Når de er adskilt på tvers, er trinnene forbundet med hverandre med spesielle seksjoner - adaptere - bærende strukturer av sylindrisk eller konisk form, som hver må tåle den totale vekten av alle påfølgende trinn, multiplisert med den maksimale overbelastningsverdien som raketten opplever. i alle flysegmenter som denne adapteren er inkludert i.
Med langsgående separasjon opprettes kraftbånd på kroppen til det andre trinnet, som blokkene til det første trinnet er festet til.
Elementene som forbinder delene av en komposittrakett gir den stivheten til en solid kropp, og når trinnene er adskilt, bør de nesten umiddelbart frigjøre det øvre trinnet. Vanligvis kobles trinnene ved hjelp av pyrobolter. En pyrobolt er en festebolt, i hvis stang er laget et hulrom ved siden av hodet, fylt med et høyeksplosiv med en elektrisk detonator. Når en strømpuls påføres den elektriske detonatoren, oppstår en eksplosjon som ødelegger boltstangen og får hodet til å løsne. Mengden eksplosiver i pyrobolten er nøye dosert for på den ene siden å sikre at hodet løsner, og på den andre ikke skade raketten. Når trinnene er separert i elektriske detonatorer av alle pyrobolter som forbinder de separerte delene, påføres en strømpuls samtidig og forbindelsen frigjøres.
Deretter bør trinnene plasseres i trygg avstand fra hverandre. Ved separering av stadier i atmosfæren kan den aerodynamiske kraften til den motgående luftstrømmen brukes til å skille dem, og ved separering i tomrommet brukes noen ganger hjelpemotorer for små solide rakettmotorer.
På flytende raketter tjener de samme motorene også til å "sedimentere" drivstoffet i tankene på det øvre trinnet: når motoren på det nedre trinnet er slått av, flyr raketten av treghet, i en tilstand av fritt fall, mens flytende drivstoff i tanker er suspendert, noe som kan føre til feil ved start av motoren. Hjelpemotorer gir scenen en liten akselerasjon, under påvirkning av hvilken drivstoffet "legger seg" på bunnen av tankene.
På bildet ovenfor av Saturn 5-raketten, på kroppen til det tredje trinnet, er den svarte kroppen til en av hjelpemotorene med fast drivstoff i 3. og 2. trinn synlig.

Å øke antall trinn gir en positiv effekt bare opp til en viss grense. Jo flere trinn, desto større er den totale massen av adaptere, samt motorer som bare opererer på en del av flyturen, og på et tidspunkt blir en ytterligere økning i antall trinn kontraproduktiv. I moderne rakettvitenskapspraksis er det som regel ikke laget mer enn fire trinn.

Når du velger antall trinn, er pålitelighetsproblemer også viktige. Pyrobolter og ekstra rakettmotorer med fast drivmiddel er engangselementer, hvis funksjon ikke kan kontrolleres før raketten lanseres. I mellomtiden kan svikt i bare én pyrobolt føre til en nødavslutning av rakettens flyvning. En økning i antall engangselementer som ikke er gjenstand for funksjonstesting reduserer påliteligheten til hele raketten som helhet. Dette tvinger også designere til å avstå fra å bruke for mange trinn.

Oppskyting av mørtel

Transport og utskytingscontainer >>>