Одноступенчатая ракета это кратко

Обновлено: 04.07.2024

СО СТУПЕНЬКИ НА СТУПЕНЬКУ

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Расчет космической ракеты с разным числом ступеней, предназначенной для подъеме полезного груза в 1 т (вверху) или для доставки его на Луну (внизу). График позволяет, задавшись конструктивным совершенством ракеты (отношение веса горючего к общему весу), выбрать число ступеней и определить общий вес ракеты. Скорость истечения газов принята равной 2 700 м/сек.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Наблюдая реактивное движение в природе, учёные изобретали реактивные двигатели, которые сначала применялись для развлечения, для использования в военном деле, позже — для водного, воздушного и космического транспорта.

Реактивные двигатели эффективны там, где нет среды, опоры для передвижения. Чтобы изменять своё положение в пространстве, телу необходима точка опоры либо сила, которая придаст импульс. В безвоздушном пространстве импульс можно получить только от энергии реактивного движения.

Ракета (от итал. rocchetta — маленькое веретено, через нем. Rakete или нидерл. raket) — аппарат, двигающийся за счёт реактивной силы вследствие отброса рабочего тела аппарата без использования вещества окружающей среды.

Ракета была известна давно. Очевидно, она появилась много веков назад на Востоке, возможно, в Древнем Китае — родине пороха. Ракеты (рис. 1 ) использовали во время народных празднеств, устраивали фейерверки, зажигали в небе огненные дожди, фонтаны, колёса.

В \(1717\) году на вооружение русской армии принята сигнальная ракета в один фунт, которая поднималась на \(1\) километр.

Находясь в заключении за несколько дней до своей смерти, я пишу этот проект. Я верю в осуществимость моей идеи и эта вера поддерживает меня в моем ужасном положении. Если же моя идея после тщательного обсуждения учеными специалистами будет признана исполнимой, то я буду счастлив тем, что окажу огромную услугу Родине и человечеству.

Проект (рис. 3 ) датирован \(23\) марта \(1881\) года. На следующий день Николай Кибальчич передал его своему адвокату В.Н. Герарду. Совет учёных не проводил экспертизу проекта. Записи отправили в секретный архив.

Какая же сила применима к воздухоплаванию? — ставит вопрос Н. И. Кибальчич и отвечает: — Такой силой, по моему мнению, являются медленно горящие взрывчатые вещества. Применить энергию газов, образующихся при воспламенении взрывчатых веществ, к какой-либо продолжительной работе возможно только под тем условием, если та громадная энергия, которая образуется при горении взрывчатых веществ, будет образовываться не сразу, а в течение более или менее продолжительного промежутка времени. Если мы возьмём фунт зернистого пороху, вспыхивающего при зажигании мгновенно, спрессуем его под большим давлением в форму цилиндра, то увидим, что горение не сразу охватит цилиндр, а будет распространяться довольно медленно от одного конца к другому и с определённой скоростью. На этом свойстве прессованного пороха основано устройство боевых ракет.

В данном тексте описаны старинные ракеты, которые использовали в начале \(XIX\) века для переброски \(50\)-килограммовых бомб на расстояние до трёх километров.

К.Э. Циолковский не только разработал теорию движения космических ракет, но и вывел математическую формулу для расчёта скорости ракеты (рис. 5 ).

Существуют ракеты для вывода в космос искусственных спутников (обеспечивающих мобильную связь, навигацию, мониторинг поверхности Земли и т.п.), автоматических межпланетных станций и т.д.

Большую часть ракеты занимает топливо и окислитель. Для сгорания топлива необходим кислород (как известно в космосе его нет), поэтому для поддержания горения и необходим окислитель. Насосы подают топливо и окислитель в камеру сгорания.

Горение топлива создаёт горячий газ с большим значением давления и скорости. Сопло ракеты направлено так, что газ вырывается противоположно направления её движения, тем самым придавая импульс ракете (рис. 6 ).

Для упрощения расчёта параметров полёта не учитывают силы земного притяжения. Начальный импульс ракеты до старта равен нулю. Поэтому суммарный импульс движущейся ракеты и испускаемого газа тоже равен нулю. Это возможно только в противоположно направленном движении оболочки ракеты и струи газа:

Если ракета оборудована одной двигательной установкой, то она называется одноступенчатой, в отличие от ракет, состоящих из нескольких ступеней с поочередно включаемыми двигателями или двигательными установками. Первая ступень обычно самая большая; на ней последовательно устанавливаются соответственно меньшие вторая, третья (а иногда и четвертая) ступени. Многоступенчатая ракета (а точнее ее последняя ступень) может достигнуть значительно большей высоты, чем одноступенчатая ракета. В момент старта работает двигатель (или двигатели) только первой ступени, после окончания работы первая ступень отделяется и начинает работать двигатель второй ступени, а затем и третьей. Это относится как к большим ракетам, выводящим на околоземную орбиту космические корабли или искусственные спутники, так и к малым.

Одноступенчатая орбитальная пусковая установка (по- английски : single-stage-to-orbit , или TOSS ) - это космический корабль, способный достичь орбиты Земли и орбитальной скорости, не сбрасывая один или несколько этажей во время подъема. Было изучено несколько проектов этого типа ( HOTOL , Skylon , McDonnell Douglas DC-X , Lockheed-Martin X-33 , Roton SSTO . ), но ни один из них пока не был успешным, потому что концепция требует нескольких технологических прорывов.

Чтобы иметь возможность выйти на орбиту вокруг Земли, космический аппарат должен поддерживать как можно более низкий индекс конструкции (от 10 до 4% в зависимости от используемого топлива), то есть отношение между массой его конструкции, накопленной к полезной нагрузке в отношение к общей массе. Для достижения этой цели современные пусковые установки, обычные ракеты или космические челноки падают при подъеме на часть конструкции, которая становится бесполезной из-за расхода топлива. Одноступенчатая пусковая установка сохраняет всю свою конструкцию на протяжении всего полета, поэтому ее вес увеличивается по сравнению с общей массой. Вторая трудность связана с необходимостью оптимизации работы движителя в соответствии с плотностью окружающей атмосферы: на обычной пусковой установке эта проблема решается за счет использования ракетных двигателей с соплами, размер которых различается в зависимости от этажа .

Для создания одноступенчатой пусковой установки исследуются несколько способов, в частности, облегчение конструкции за счет использования материалов с низкой плотностью, таких как композиты на основе углеродных волокон , использование аэробной тяги, которая делает возможность отказа от перевозки окислителя (кислорода) на первом этапе полета, увеличение удельного импульса двигателей, то есть их производительность, разработка сопел с изменяемой геометрией и т. д.

Резюме

Определение

Одноступенчатые пусковые установки не следует путать с многоразовыми устройствами , такими как американский космический челнок, который отделяется от твердотопливных ракет и вспомогательного бака, или с суборбитальными самолетами, такими как SpaceShipOne , которые не могут оставаться на орбите.

Однако этот термин в целом, но не исключительно, относится к многоразовым транспортным средствам . Но многоразовый аппарат не обязательно является одноступенчатым; таким образом, проект космического автобуса Bristol Spaceplane, хотя и полностью многоразовый, не является одноступенчатой пусковой установкой, поскольку это космический самолет, сброшенный с самолета-носителя.

Разные типы одноступенчатой пусковой установки

Существует несколько концепций одноступенчатой орбитальной пусковой установки: пусковые установки с вертикальным взлетом и посадкой, горизонтальным взлетом и посадкой, движение за счет сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя со сверхзвуковым воздухозаборником ( суперстаторный реактивный двигатель ), совмещенное на этапе полета, и ракетные двигатели на полете. в конце полета или двигателями, работающими в обоих режимах, например в проекте Skylon . Есть даже автомобили с ядерными двигателями, такие как проект Орион .

Для одноступенчатых пусковых установок основная задача состоит в том, чтобы достичь достаточно большого отношения масс, чтобы нести достаточно топлива для достижения орбиты и значительную полезную нагрузку. Одна из возможностей - дать ракете сильный начальный импульс с помощью космической пушки , как в проекте Quicklaunch (in) .

Для аэробных одноступенчатых пусковых установок основной проблемой является сложность системы и связанные с этим затраты на исследования и разработки в области материаловедения и строительных технологий, необходимых для обеспечения прочности конструкций во время высокоскоростных полетов в воздухе. и достичь достаточно большого отношения масс, чтобы нести достаточно топлива для вывода на орбиту в дополнение к полезной нагрузке. Аэробные конструкции обычно летают на сверхзвуковых или гиперзвуковых скоростях и обычно включают ракетный двигатель для конечного выхода на орбиту.

Независимо от типа силовой установки, одноступенчатая пусковая установка, если она многоразовая, должна быть достаточно прочной, чтобы выдержать многократные полеты в космос без увеличения веса. Кроме того, многоразовый автомобиль должен иметь возможность без повреждений возвращаться в атмосферу и безопасно приземляться.

Преимущества концепции одноступенчатой пусковой установки

Цели полностью многоразовых одноступенчатых пусковых установок - более низкие эксплуатационные расходы, повышенная безопасность и лучшая надежность, чем у нынешних пусковых установок. Задача многоразовой одноступенчатой пусковой установки - иметь возможность выполнять операции так же легко и регулярно, как авиалайнер.

Уравнение Tsiolkovski , применительно к ракете , снабженной обычными двигатели показывают , что порожняя масса ракеты - носитель не позволяет ему быть размещено на орбите , если соотношение топлива / структурной масса (называется отношение масс ) не очень высоко: она должна быть от 10 до 25 в зависимости от вида топлива (то есть в последнем случае , что вес пустого должна составит 1/ 25 - я от общей массы).

Чрезвычайно сложно спроектировать конструкцию, которая в то же время была бы прочной, очень легкой и экономичной в строительстве. Проблема казалась непреодолимой на заре космонавтики, и конструкторы ракет сразу перешли на многоступенчатые пусковые установки. Для решения проблемы массы конструкций рассматривалось несколько решений, например использование резервуаров из композитных материалов в проекте X-33 / VentureStar (однако разработка таких резервуаров оказалась настолько деликатной, что была в партии отвечает за отказ от проекта).

Multi- этап ракеты способны достичь орбитальной скорости , так как они падают ступени во время их подъема, так как топливо истощается. С другой стороны, одноступенчатая ракета находится в невыгодном положении, поскольку она должна вывести на орбиту всю свою пустую массу, что снижает ее грузоподъемность. Напротив, неизвлекаемые многоступенчатые ракеты создают дорогостоящий беспорядок. Повторное использование ступеней может позволить значительно снизить затраты на эксплуатацию, так как затраты на запчасти будут окупаться в течение многих рейсов.

Эти проблемы с многоступенчатым подходом привели к конструкции одноступенчатой пусковой установки. Если бы одноступенчатую пусковую установку сочетали с надежными, не требующими обслуживания системами более автоматизированного характера, это могло бы значительно снизить эксплуатационные расходы на запуск на орбиту.

Недостатки одноступенчатой пусковой установки

По сравнению с обычной пусковой установкой, одноступенчатая пусковая установка для достижения низкой пустой массы должна использовать гораздо более дорогие материалы и методы изготовления.

Одноступенчатая пусковая установка для достижения требуемых характеристик должна иметь большую сложность, в частности, с точки зрения двигателя, что приводит к высокому риску выхода из строя. Мы возвращаемся к проблеме, с которой столкнулся американский космический шаттл: стоимость обслуживания, время простоя, значительный риск отказа.

Очень низкое соотношение масс оставляет меньше места, чем обычная пусковая установка, перед лицом конструктивных опасностей: очень небольшой избыточной массы достаточно, чтобы свести на нет способность пусковой установки выводить полезную нагрузку на орбиту.

Чтобы быть восстанавливаемой (см. Рассуждения о классических восстанавливаемых пусковых установках), одноступенчатая пусковая установка должна приземляться горизонтально и, следовательно, быть оборудована хвостовым оперением и шасси, которые увеличивают ее массу и еще больше затрудняют достижение передаточного числа.

Проблема топлива

Жидкий водород может показаться наиболее очевидное топливом для одной ступени метателя. Действительно, когда сжигается с жидким кислородом , водородом дает высокий удельный импульс (ISP) любых часто используемых видов топлива: около 450 секунд, по сравнению с 350 секунд керосин / кислород смеси .

Преимущества водорода следующие:

Удельный импульс водорода на 50% выше (примерно 450 секунд) по сравнению с более плотным топливом.
Водород - очень хорошая охлаждающая жидкость для деталей ракетных двигателей.

Однако у водорода есть и такие недостатки:

Очень низкая плотность (около 1/7 плотности керосина), которая требует использования большого резервуара и снижает массу пусковой установки,
Чрезвычайно низкая температура сжижения , которая требует хранения при очень низкой температуре и, следовательно, требует изоляции, масса которой отрицательно влияет на пусковую установку,
Очень низкая точка воспламенения тоже
Его бледно-голубое пламя почти не видно днем, что может представлять опасность.
Поскольку точка ожижения кислорода выше, могут возникнуть проблемы с конденсацией жидкого кислорода, вызывающие нестабильность пламени,
Его высокий коэффициент расширения может создавать высокое давление расширения газа даже при низком тепловложении.

Эти недостатки можно устранить, но за дополнительную плату.

В то время как масса пустых керосиновых баков может составлять только 1% от общей массы, водородные баки имеют массу, равную 10% от общей массы. Дополнительная масса возникает из-за низкой плотности, которая требует больших резервуаров и необходимой дополнительной изоляции (проблема, которая не возникает с керосином и многими другими видами топлива). Низкая плотность водорода влияет на конструкцию остальной части автомобиля. Конечным результатом является то, что удельная тяга двигателей, работающих на водороде, на 30-50% меньше, чем у сопоставимых двигателей, использующих более плотное топливо.

Эти характеристики двух видов топлива означают, что в конечном итоге существует небольшая разница между характеристиками, полученными при использовании водорода и более плотного топлива, тогда как, кроме того, разработка пусковой установки, использующей водород, немного дороже [см. необходимо] . Подробные исследования показали, что некоторые более плотные виды топлива, такие как жидкий пропан, позволяют получить характеристики на 10% лучше, чем водород, при той же пустой массе.

Двигатель подходит для всех высот

Некоторые конструкции одноступенчатых пусковых установок используют один и тот же двигатель на протяжении всего полета, что создает проблемы с характеристиками традиционного колоколообразного сопла, которое традиционно используется. В зависимости от атмосферного давления оптимальными являются форсунки различной формы. Двигатели, работающие в нижних слоях атмосферы, имеют более короткие сопла, чем те, которые предназначены для работы в вакууме. Сопло, не оптимизированное для всех высот, снижает эффективность двигателя.

Двигатель Aerospike - это тип двигателя, который эффективен в широком диапазоне атмосферного давления (следовательно, на всех высотах). Этот двигатель с линейным соплом использовался в конструкции X-33 / VentureStar . В других решениях используется несколько двигателей или расширяемые форсунки, недостатком которых является сложность.

Однако на очень больших высотах очень большие сопла имеют тенденцию расширять выхлопные газы при давлениях, близких к вакууму. В результате эти форсунки контрпродуктивны из-за их избыточного веса. Некоторые одноступенчатые пусковые установки просто используют двигатели очень высокого давления, которые позволяют использовать высокие передаточные числа, когда пусковая установка находится близко к уровню земли. Это обеспечивает хорошую производительность, устраняя необходимость в более сложных решениях.

Аэробная одноступенчатая пусковая установка

В некоторых моделях одноступенчатых пусковых установок используются реактивные двигатели, которые собирают кислород из атмосферы для уменьшения взлетной массы транспортного средства.

Некоторые из проблем этого подхода:

Ни один аэробный двигатель, способный работать на орбитальной скорости в атмосфере, не известен (например, суперстатореакторы, работающие на водороде, по-видимому, имеют максимальную скорость около 17 Махов). Это означает, что ракеты необходимо использовать для окончательного вывода на орбиту.
Тяга требует, чтобы орбитальная масса была как можно меньше, чтобы уменьшить вес пороха.
Баки окислителя очень легкие в пустом состоянии, около 1% от их содержимого, поэтому снижение орбитального веса аэробными аппаратами невелико, в то время как аэробные двигатели имеют низкое отношение тяги к массе, что имеет тенденцию к увеличению орбитальной массы.
Очень высокие скорости в атмосфере требуют очень тяжелых систем тепловой защиты, что еще больше затрудняет достижение орбиты.
Хотя на низких скоростях аэробные двигатели очень эффективны, эффективность (Isp) и уровни тяги аэробных двигателей значительно снижаются на высоких скоростях (от 5 до 10 Махов в зависимости от двигателя) и начинают падать. Подойдите ближе к ракетным двигателям или хуже .

Итак, на примере X-43 массовые бюджеты не кажутся близкими к орбитальному запуску.

Подобные проблемы возникают с одноступенчатыми аппаратами с обычными реактивными двигателями для полета на орбиту - вес реактивных двигателей не компенсируется достаточным сокращением расхода топлива.

Однако другие аэробные модели, такие как космический самолет Skylon (и ATREX ), которые переключаются в ракетный режим скорее на низкой скорости (5,5 Маха), похоже, дают, по крайней мере на бумаге, улучшение массовой доли топлива на орбите. по сравнению с чистыми ракетами (даже многоступенчатыми) достаточно, чтобы иметь возможность полного повторного использования с лучшей долей полезной нагрузки.

Важно отметить, что массовая доля является важным понятием при проектировании ракет. Однако массовая доля может не очень сильно влиять на стоимость ракеты, поскольку затраты на топливо очень низки по сравнению с затратами инженерной программы в целом.

Помощь при запуске

Многие транспортные средства являются узко суборбитальными, поэтому практически все, что дает относительно небольшое увеличение дельта-v, может быть полезным, и поэтому желательна внешняя помощь от транспортного средства.

Прогнозируемые вспомогательные средства при запуске включают:

катапульта ( маглев , рельс и др.)
буксирный самолет
дозаправка в полете
Стартовая петля / космический фонтан

И ресурсы на орбите, такие как:

Ядерная двигательная установка

Из-за проблем с весом, таких как защита, многие ядерные системы не могут поднимать собственный вес и поэтому не подходят для запуска на орбиту. Однако некоторые модели, такие как Project Orion и некоторые концепции тепловых ядерных ракет, имеют отношение тяги к массе больше 1, что позволяет им взлетать. Очевидно, что одной из основных проблем ядерной двигательной установки будет безопасность как во время запуска для пассажиров, так и в случае неудачи запуска. Никакая текущая программа не пытается использовать ядерный двигатель с поверхности Земли.

Говорил движитель

Поскольку они могут быть более энергичными, чем потенциальная энергия, которую позволяет химическое топливо, некоторые конструкции ракет с лазерным или микроволновым питанием могут запускать транспортные средства на орбиту за один шаг. На практике эта область относительно неразвита.

Сравнение с шаттлом

Высокая стоимость запусков космических челноков США вызвала в 1980-х годах интерес к разработке более дешевого корабля-преемника. Было проведено несколько официальных проектных исследований, но большинство из них представляют собой уменьшенные версии существующей концепции шаттла.

Большинство исследований по анализу затрат космических шаттлов показали, что труд - самая большая статья расходов. Ожидалось, что операции по техническому обслуживанию между двумя рейсами будут аналогичны операциям с авиалайнером с двухнедельной задержкой между двумя полетами. Однако высокопоставленные специалисты по планированию НАСА не предусматривали более 10–12 полетов в год для всего флота шаттлов. Максимальное количество полетов в год для всего флота было ограничено производственной мощностью внешних баков до 24 в год.

Одноступенчатые пусковые установки

Первая ступень LGM-25C Titan II имела отношение масс, необходимое для одноступенчатой пусковой установки с очень небольшой полезной нагрузкой. Ракетная ступень - это не полноценная пусковая установка, но она демонстрирует, что надежная одноступенчатая пусковая установка, вероятно, достижима с использованием технологий 1962 года.

Водолей (в) предназначены для обеспечения сыпучих грузов на орбиту по цене как можно более низкой.

Текущие проекты одноступенчатых метателей - частный японский проект Kankoh-maru (in) и Skylon UK.

Когда сила тяжести менее важна, чем на Земле, упражнение становится менее трудным. На Луне, выводя его на орбиту, которая требует достижения орбитальной скорости 1,68 км / с против 7,8 км / с и где атмосфера не замедляет подъем, лунный модуль Apollo , как и несколько советских космических зондов, был в состоянии вывести себя на орбиту, не роняя сцену.

Сегодня ракетой называют летательный аппарат, двигающийся в пространстве за счет действия реактивной тяги. Полет ракеты не требует обязательного наличия окружающей воздушной или газовой среды, и, следовательно, он возможен не только в атмосфере, но и в вакууме. Ракетная техника позволила человеку выйти за пределы земной атмосферы и заняться исследованием космического пространства.

Как работает ракета?

В наши дни практически все ракеты многоступенчатые. Конструктивно каждая ступень представляет собой отдельную ракету с собственными двигателями и запасом топлива. Первая ступень производит отрыв ракеты от Земли. Как только топливо в ее баках заканчивается, она отбрасывается, а поскольку вес ракеты после освобождения от первой ступени уменьшается, дальнейший полет продолжается с ускорением. После этого включаются двигатели второй ступени.

Этот процесс повторяется столько раз, сколько ступеней содержит ракета. А последняя ступень доставляет космический аппарат к месту назначения. Так как в космическом пространстве нет ни твердой, ни жидкой, ни газообразной опоры, ускорение ракете может сообщить только реактивная сила двигателя. В камере сгорания происходят смешивание и сгорание ракетного топлива. В результате образуются газы, которые с огромной скоростью выбрасываются через сопло. При этом ракета, согласно закону сохранения импульса, получает ускорение, направленное в обратную сторону.

Ракетное топливо: горючее (например, жидкий водород) и окислитель (жидкий кислород) — находится в топливных баках, изолированных друг от друга.

Грузоподъемность ракет-носителей

С каждым новым поколением ракет их грузоподъемность растет. Так, советская межконтинентальная баллистическая ракета Р7 в 1957 г. вывела на орбиту Земли первый в мире искусственный спутник массой 84 кг.

Ради полезного груза

В последней ступени ракеты-носителя находится отсек с так называемым полезным грузом (полезной нагрузкой). Это, собственно, то, ради чего запускается ракета-носитель. В зависимости от выполняемой космической программы, полезной нагрузкой может быть спутник, космический зонд, капсула с космонавтами, грузовой корабль и т. п.

Читайте также: