Сообщение на тему ракета носитель

Обновлено: 22.05.2024

Запуск космических аппаратов на околоземные орбиты и осуществление полетов к Луне, планетам и другим телам Солнечной системы стало возможно после создания необходимых для этого многоступенчатых космических ракет – ракет-носителей (РН). Ракета (от итальянского rocchetta – веретено) – летательный аппарат, использующий принцип реактивного движения и способный летать не только в атмосфере, но и в вакууме. Большинство современных ракет-носителей оснащаются химическими ракетными двигателями, которые используют твердое, жидкое или гибридное ракетное топливо. Основные компоненты топлива – жидкий кислород (окислитель) и керосин (горючее), кроме того, применяются четырехокись азота и несимметричный диметилгидразин, жидкие кислород и водород. Масса топлива составляет 85 – 90% от стартовой массы ракеты. Химическая реакция между горючим и окислителем проходит в камере сгорания двигателя, в результате получаются горячие газы, которые выбрасываются, создавая тягу, она и заставляет ракету двигаться. Основной энергетический показатель работы каждого ракетного двигателя – удельный импульс тяги (отношение тяги к расходу топлива в секунду). Например, один из мощных современных ракетных двигателей РД-701 (Россия) тягой 4 МН (408 тс) и удельным импульсом в вакууме 462 с расходует топливо со скоростью 491 кг/с.

Стартующие с Земли РН позволяют запускать полезные нагрузки (ПН) со скоростью равной или выше первой космической – 7.9 км/с, то есть достаточной для выведения ИСЗ на низкие орбиты. Обычно ракета при выведении ПН на низкую околоземную орбиту движется на активном участке, то есть с работающими двигателями, примерно 10–15 мин. Если необходимо выведение ПН на более высокие орбиты или траектории полета к Луне и за пределы тяготения Земли, то еще раз включаются двигатели последней (верхней) ступени РН или разгонный блок после пассивного участка, длительность движения на котором зависит от выбранной траектории полета. КА переводится либо на геостационарную орбиту (высотой 36 тыс. км), либо на высокоэллиптические орбиты, либо на траекторию полета к Луне и планетам. Вторая космическая скорость в поле тяготения Земли (11.19 км/с) необходима для запуска АМС к планетам и другим телам Солнечной системы. Третья космическая скорость (16.7 км/с) достаточна, чтобы КА улетел за пределы Солнечной системы.

Понравилась статья? Подпишитесь на канал, чтобы быть в курсе самых интересных материалов

Пусть полеты в космос уже давно привычное дело. Но все ли вы знаете о космических ракетах-носителях? Разберем по частям и посмотрим, из чего они состоят и как работают.

Ракетные двигатели

Двигатели – важнейшая составная часть ракеты-носителя. Они создают силу тяги, за счет которой ракета поднимается в космос. Но когда речь идет о ракетных двигателях, не стоит вспоминать те, что находятся под капотом автомобиля или, например, крутят лопасти несущего винта вертолета. Ракетные двигатели совсем другие.

Топливо

Ступени

Существует две классические схемы построения многоступенчатых ракет: c поперечным и продольным разделением ступеней. В первом случае ступени размещаются одна над другой и включаются только после отделения предыдущей, нижней, ступени. Во втором случае вокруг корпуса второй ступени расположены несколько одинаковых ракет-ступеней, которые включаются и сбрасываются одновременно. В этом случае двигатель второй ступени также может работать при старте. Но широко применяется и комбинированная продольно-поперечная схема.

Разгонный блок

Может показаться, что как только ракета вышла в космос, то цель достигнута. Но это не всегда так. Целевая орбита космического аппарата или полезного груза может быть гораздо выше линии, от которой начинается космос. Так, например, геостационарная орбита, на которой размещаются телекоммуникационные спутники, расположена на высоте 35 786 км над уровнем моря. Вот для этого и нужен разгонный блок, который, по сути, является еще одной ступенью ракеты. Космос начинается уже на высоте 100 км, там же начинается невесомость, которая является серьезной проблемой для обычных ракетных двигателей.

Для перемещения космического аппарата или корабля на целевую орбиту или направления его на отлетную или межпланетную траекторию разгонный блок должен иметь возможность выполнить один или несколько маневров, при совершении которых изменяется скорость полета. А для этого необходимо каждый раз включать двигатель. Причем в периоды между маневрами двигатель находится в выключенном состоянии. Таким образом, двигатель разгонного блока способен многократно включаться и выключаться, в отличие от двигателей других ступеней ракет. Исключением являются многоразовые Falcon 9 и New Shepard, двигатели первых ступеней которых используются для торможения при посадке на Землю.

Полезная нагрузка

Полезная нагрузка, как правило, находится в самой верхней части ракеты. Для того чтобы преодолеть аэродинамическое сопротивление, космический аппарат или корабль помещается внутрь головного обтекателя ракеты, который после прохождения плотных слоев атмосферы сбрасывается.

Система аварийного спасения

Ракету, которая выводит на орбиту космический корабль с экипажем, практически всегда можно отличить по внешнему виду от той, которая выводит грузовой корабль или космический аппарат. Чтобы в случае возникновения аварийной ситуации на ракете-носителе экипаж пилотируемого корабля остался жив, применяется система аварийного спасения (САС). По сути, это еще одна (правда, небольшая) ракета в головной части ракеты-носителя. Со стороны САС выглядит как башенка необычной формы на вершине ракеты. Ее задача – в экстренной ситуации вытянуть пилотируемый корабль и увести его от места аварии.

В случае взрыва ракеты на старте или в начале полета основные двигатели системы спасения отрывают ту часть ракеты, в которой находится пилотируемый корабль, и уводят ее в сторону от места аварии. После чего осуществляется парашютный спуск. В случае же если полет проходит нормально, после достижения безопасной высоты система аварийного спасения отделяется от ракеты-носителя. На больших высотах роль САС не так важна. Здесь экипаж уже может спастись благодаря отделению спускаемого аппарата космического корабля от ракеты.

Раке́та-носи́тель (РН, также раке́та косми́ческого назначе́ния, РКН) — аппарат, действующий по принципу реактивного движения (ракета) и предназначенный для выведения полезной нагрузки в космическое пространство.

Содержание

Классификация

В отличие от некоторых горизонтально-стартующих авиационно-космических систем (АКС), ракеты-носители используют вертикальный тип старта и (много реже) воздушный старт.

сверхтяжёлый (>~ 60-70 тонн) класс
тяжёлый (>~ 19-20 тонн) класс
средне-тяжёлый (>~ 10 тонн) класс
средний (>~ 4 тонн) класс
лёгкий класс, а также на вновь появляющийся т. н. класс нано-носителей (до несколько десятков кг).

На предназначенные для пилотируемых и для беспилотных полётов.

Ракеты для пилотируемых полётов должны обладать бо́льшей надёжностью (также на них устанавливается система аварийного спасения); допустимые перегрузки для них ограничены (обычно не более 3-4,5 единиц).

История

Измеритель диаметра, измеритель эксцентриситета, автоматизация, ГИС, моделирование, разработка программного обеспечения и электроники, БИМ

Существует много легенд и преданий о появлении ракет, но имя первого творца ракеты неизвестно, как неизвестны имена людей, впервые создавших колесо, порох и многое другое. Рецепт приготовления пороха (калиевая селитра, сера и уголь) был известен в Китае, Индии, арабских странах, но где он появился впервые, об этом нет документальных источников. В качестве военного средства порох начал применяться в Европе, в том числе в России, в XIV веке. Использовался он также для изготовления фейерверочных и сигнальных ракет. В 1680 г. в Москве было организовано первое ракетное заведение. В 1717 г. была разработана пороховая сигнальная ракета с высотой подъема до нескольких сот метров.

К. И. Константинов

1. Проект космического аппарата, предложенный К. Э. Циолковским в 1903 г. Компонентами топлива являются жидкий кислород и жидкий волород.
2. Проект космического аппарата, предложенный К. Э. Циолковским в 1914 г. Аппарат снабжен герметической кабиной для экипажа.
3. Проект космического аппарата, предложенный К. Э. Циолковским в 1915 г.
4. Жидкостной ракетный двигатель Голларлл (1926 г.). Компоненты топлива — жидкий кислород/керосин.
5. Проект ЖРД, предложенный Г. Обертом в 1926 г.

Первым в нашей стране ЖРД, созданным группой В. П. Глушко в 1930-1931 гг., был двигатель ОРМ-1. Испытания двигателя были проведены на компонентах: жидкий кислород/бензин; двигатель развивал силу тяги около 200 Н. Важную роль в развитии отечественной ракетной техники сыграла группа изучения реактивного движения (ГИРД), созданная осенью 1931 года как общественная организация при Бюро воздушной техники Осоавихима. Возглавил ее Ф. А. Цандер. В апреле 1932 года ЦС Осоавиахима выделил для ГИРДа помещение в подвала дома № 19 по Садово-Спасской улице в Москве и оказал финансовую помощь. В мае 1932 г. начальником ГИРДа и председателем его технического совета становится С. П. Королев. В ГИРДе проектировались, изготавливались и проходили испытания ракеты и двигатели к ним. Было разработано пять ракет — 05, 07, 09 (конструкции М. К. Тихонравова), 10 (конструкции Ф. А. Цандера) и 06 (конструкции С. П. Королева).

Первый полет ракеты ГИРД-09 был осуществлен в августе 1933 года. Длина ракеты 2,4 метра, стартовая масса 19 кг, причем на долю топлива приходилось 5 кг. Двигатель развивал силу тяги до 320 Н (рис. 2).

Первой экспериментальной советской ракетой с ЖРД была ракета ГИРД-10 (двигатель работал на жидком кислороде и этиловом спирте). Стартовая масса ракеты 29,5 кг, из них 8,3 кг приходилось на топливо. Тяга двигателя 0,7-0,8 кН. Первый пуск ракеты, которым руководил С. П. Королев, состоялся 25 ноября 1933 года на полигоне в Нахабине. Хотя в полете нарушилось крепление двигателя и ракета упала в 150 м от места старта, это не омрачило радости ее создателей, ведь был сделан еще один шаг в овладении ракетной техникой.

Осенью 1933 года на базе ГДЛ и ГИРД было решено создать в Москве Реактивный научно-исследовательский институт. Начальником института был назначен И. Т. Клейменов, а заместителем по научной части С. П. Королев. Выдающимся событием того времени было создание двигателя ОРМ-65 конструкции В. П. Глушко с регулируемой тягой от 500 до 1750 Н для установки его на крылатой ракете 212. 29 января и 8 марта 1939 года состоялись два полета ракеты 212. В РНИИ были разработаны и успешно испытаны в полете ракеты РДД-604 и РАС-521 конструкции Л. С. Душкина. Эти ракеты имели комбинированный двигатель КРД-600, в камеру которого закладывались шашки бездымного пороха. При включении двигателя сначала сгорало твердое топливо. К концу горения в камеру поступали азотная кислота и керосин, в результате чего двигатель переходил с режима ТТРД на режим ЖРД. Ракета РДД-604 несла полезный груз до 30 кг. Ракета запускалась под углом 55° к горизонту с помощью станка, направляющие которого имели длину 8,5 м.

Ракета РАС-521 предназначалась для стрельбы с самолета по наземным целям. По конструкции она аналогична ракете 604. Расчетная дальность полета до 30 км. В январе 1934 года в Москве в системе Осоавиахима была организована реактивная секция. Секция входила в стратосферный комитет ЦС Осоавиахима. В реактивной секции ЦС Осоавиахима спроектировали 6 ракет и 3 из них построили. Это ракета А. И. Полярного с кислородно-спиртовым ЖРД, имевшая первоначально индекс Р-1, а затем получившая наименование “Осоавиахим”, ракета конструкции А. Ф. Нистратова и И. А. Меркулова (Р-2) с ЖРД, работавшим на трехкомпонентном топливе (жидкий кислород, спирт, вода), именовавшаяся трехкомионентной ракетой ТР-2, а также двухступенчатая ракета ВР-3 конструкции И. А. Меркулова. Краткие сведения о первых отечественных ракетах с ЖРД и ВРД приведены в таблице.

Летные испытания планера с ракетным двигателем (ракетопланера), получившим новое обозначение РП-318, были поручены летчику-планеристу В. П. Федорову. В феврале 1940 года ракетопланер был забуксирован в воздух. Когда буксировщик набрал высоту 2 км, Федоров отцепился и начал планирующий полет. Через несколько минут он включил двигатель. Израсходовав весь запас топлива, летчик благополучно приземлился на аэродроме. Это был первый в СССР полет человека на летательном аппарате с ЖРД.

Одним из важнейших направлений в деятельности РНИИ была разработка эффективных пороховых реактивных снарядов РС-82 и РС-132 и пусковых установок к ним для применения в полевой артиллерии и авиации. Руководство этими работами вначале осуществлялось И. Т. Клейменовым, Г. Э. Лангемаком, затем А. Г. Костиковым. Таким образом, в предвоенные годы в стенах РНИИ на уровне экспериментальных образцов были разработаны различные образцы ЖРД и ракетных снарядов. Однако в конце 1937 г. РНИИ лишился своих руководителсй, а в последующие два года – и еще ряда опытных и высококвалифицированных сотрудников. Тяжелая участь постигла И. Т. Клейменова, Г Э. Лангемака, неоправданно подверглись репрессиям С. П. Королев, В. П. Глушко и некоторые другие ученые и конструкторы. Это, безусловно, сказалось на дальнейшей деятельности РНИИ. Тем не менее коллектив института продолжал плодотворно трудиться и достиг значительных успехов под руководством М. В. Келдыша.

Шел трудный 1942 год. С. П. Королев был переведен в опытное конструкторское бюро в городе Казани. Здесь он занимался установкой ЖРД конструкции В. П. Глушко на боевые самолеты и их летными испытаниями. Руководителем КБ был В. П. Глушко, который в результате многолетнего напряженного труда создал жидкостной ракетный двигатель РД-1. Двигатель работал на азотной кислоте и тракторном керосине. Расходуя 90 кг топлива в минуту, РД-1 развивал тягу около 3000 Н. Первоначально РД-1 был установлен на известном бомбардировщике Пе-2 Петлякова, а затем на истребителе Ла-7 С. А. Лавочкина, Як-3 А. С. Яковлева, Су-6 и Су-7 П. О. Сухого. Принять участие в боевых действиях эти самолеты не успели, гитлеровцы к тому времени прекратили свои попытки прорваться к Москве. Им уже было не до того.

В 1921 г. Годдард перешел к экспериментам с ЖРД. используя в качестве окислителя жидкий кислород, а в качестве горючего различные углеводороды. Первый запуск ЖРД на стенде состоялся в марте 1922 г. Первый успешный полет ракеты с ЖРД, созданной Годдардом, был осуществлен 16 марта 1926 года. Ракета со стартовой массой 4,2 кг достигла высоты 12,5 м и пролетела 56 м. Годдард дал свой вывод дифференциального уравнения движения ракеты и приближенный метод его решения, определил минимальную стартовую массу ракеты для подъема одного фунта полезного груза на разные высоты, дал свой метод определения КПД ракеты и теоретически обосновал все выгоды многоступенчатых ракет.

Годдард строит, испытывает и запускает жидкостные ракеты до конца 1941 г. Последние годы жизни он работает по военным контрактам. Умер Годдард после операции в августе 1945 года.

Роберт Эно Пельтри (Einaut Pelterie) – французский ученый, инженер и изобретатель, один из пионеров ракетно-космической техники. Получив широкое образование в области естественных и точных наук, Эно Пельтри (1881-1957) в начале своей деятельности увлекся авиационной техникой. В 1906—1907 гг. он спроектировал и построил один из первых монопланов и первый в мире моноплан трубчатой металлоконструкции.

В космонавтику Роберт Эно Пельтри пришел вполне логично: если бензиновый мотор в вакууме работать не может, следовательно, нужен другой двигатель, и Эно Пельтри приходит к ракете. В начале XX века происходит подлинная революция в физике: Макс Планк создает теорию квантов, Альберт Эйнштейн – теорию относительности, Нильс Бор объясняет строение атома, а Эрнест Резерфорд расщепляет его. Силы, скрытые в атоме, завораживают воображение. Одним из первых, кто обратил внимание на возможность использования энергии атома в космической технике, был Роберт Эно Пельтри.

Ракета – это летательный аппарат, движущийся за счет реактивной силы, возникающей при выбрасывании газов из двигателя. Но на этом принципе летают и самолеты, которые называются реактивными, а не ракетами. В отличие от самолета, ракета несет в себе не только горючее, но и окислитель для его сжигания (кислород, фтор). Необязательно на борту иметь кислород в чистом виде. Он может находиться в соединении с другими элементами, например в виде азотной кислоты или пероксида водорода.

Но как вывести полезный груз на орбиту? Для этого потребуется большой запас топлива (горючего и окислителя), а значит, и ограниченное время работы двигателя. Выведение каждого лишнего килограмма массы космического аппарата на низкую околоземную орбиту требует при современном уровне технического совершенства средств выведения затрат 30-40 кг массы на Земле. Большие массоэнергетические затраты необходимы также для перевода космических аппаратов с низких околоземных орбит на высокие орбиты и на траектории полета к планетам Солнечной системы. Так, перевод одного килограмма массы с опорной круговой орбиты наклонением 51,0° и высотой 200 км на геостационарную орбиту (наклонение 0°, высота около 36 тыс. км) требует затрат около 7 кг массы.

Более 90 лет назад (1903 г.) К. Э. Циолковский установил зависимость конечной скорости, которую может достичь ракета, от массы находящегося на ее борту топлива и скорости истечения продуктов ее сгорания (газов) из ракетного двигателя. При приближенных расчетах он исходил из того, что сила тяжести и сопротивление воздушной среды отсутствуют. Найденную зависимость Циолковский выразил формулой:

Очевидно, что начальная масса ракеты равна:

где М_топл – масса топлива. Отношение М_топл/MR = z называется числом Циолковского. Далее формула (1) примет такой вид:

Очевидно, что чем больше сгорело топлива, тем больше и, естественно, конечная скорость ракеты. Конечную скорость ракеты V_k обычно называют характеристикой или идеальной скоростью, подчеркивая тем самым, что хотя в действительности она и не достигается, однако в некоторых идеальных условиях ее все же можно было бы получить. Заметим, что речь идет не об абсолютном запасе топлива, а об отношении массы топлива к массе полезного груза и конструкции ракеты. Отсюда следует: чтобы ракета смогла достичь возможно большей скорости полета, ее создатели должны стремиться сделать ракету как можно легче, чтобы возможно большая доля начальной массы приходилась на топливо и полезный груз.
С учетом силы притяжения и сопротивления воздушной среды конечная скорость ракеты определяется выражением:

где А – некоторый коэффициент, больший единицы. ln = 2,3 * lg N (N – некоторое число).

У современных ракет относительная масса топлива достигает 90% ее начальной массы. Если 90% массы ракеты приходится на топливо, то это значит, что на все остальное, а именно на полезный груз, органы управления двигателя, баки и все прочие элементы конструкции, приходится только 10% полной массы. Следовательно, оболочка ракеты должна быть очень легкой и вместе с тем достаточно прочной, чтобы выдержать возникающие в полете нагрузки. Нетрудно подсчитать максимально возможную скорость полета ракеты. Возьмем для примера отношение масс, равное десяти, при скорости истечения газов 3000 — 3500 м/с. Максимально достижимая скорость соответственно будет 8,5 и 10,35 км/с.

Сила тяги двигателя связана со скоростью истечения газов формулой:

где F – сила тяги (Н), u – скорость истечения газов (м/с), m_c – масса, расходуемая в единицу времени (секундный расход массы) (кг/с).

Таким образом, увеличение скорости истечения газов и увеличение скорости расходования рабочего тела повышают силу тяги. Совершенство двигателя и эффективность его работы характеризуются удельным импульсом тяги I_УД. Удельный импульс тяги – величина, которая определяется отношением силы тяги к массе топлива, расходуемого в секунду ( в системе СИ):

в технической системе единиц:

Полученные секунды никак не связаны с временем работы ракетного двигателя.

Скорость истечения газов из сопла ракетного двигателя зависит от их температуры и молекулярной массы. Чем выше температура, тем больше скорость. Напротив, продукты сгорания должны иметь как можно меньшую молекулярную массу: с ее уменьшением скорость истечения возрастает. С этой точки зрения наилучшим горючим считают жидкий водород. Он обладает большой теплотой сгорания (обеспечивает высокую температуру продуктов сгорания) и самой низкой молекулярной массой из всех веществ на Земле.

Так, если скорость истечения газов взять равной 3500 м/с, тогда двигатель, в котором в каждую секунду сгорает, допустим, 100 кг топлива, разовьет силу тяги F = 100 кг/с х 3500 м/с – 350 000 Н. При этом удельный импульс тяги составит 3500 Н*с/кг.

Так как сила тяги современных ракетных двигателей огромна (сотни и тысячи Ньютонов), то и запасы топлива необходимы большие. Циолковский нашел простое, гениальное решение, казалось, неразрешимой задачи – организовать полет так, чтобы уже в полете освобождаться от тех частей ракеты, которые стали ненужными. По идее Циолковского, ракета должна состоять из ряда связанных самостоятельных ракет. Этот ракетный поезд работает следующим образом. При взлете включаются двигатели самой мощной I ступени, которая уносит вес сооружение на большую высоту и сообщает ему большую скорость. Когда все топливо в этой ступени будет израсходовано, она сбрасывается и в то же время начинают работать двигатели II ступени, которые продолжают увеличивать скорость всего поезда, пока и во II ступени не кончится топливо. После этого она также отделяется и включается двигатель III ступени, который сообщает оставшейся части ракеты заданную скорость и выводит ее на расчетную высоту.

Для многоступенчатой ракеты формула Циолковского примет следующий вид:

где п – число ступеней ракеты.

1 – пуск
2 – отделение боковых блоков (первой ступени)
3 – сброс створок головного обтекателя
4 – отделение центрального блока (второй ступени)
5 – сброс створок хвостового отсека
6 – отделение третьей ступени
7 — запуск двигательной установки четвертой ступени
8 – выключение двигательной установки четвертой ступени, отделение КА

Если же учитывать действие сил тяжести и сопротивления воздуха, то окончательная формула для скорости, которую приобретает многоступенчатая ракета, будет:

V_n = A * n * u * ln(l + z). (8)

Рассмотрим теперь характерные особенности составных частей ракеты. Принято считать низкими орбиты со средней высотой, меньше 5875 км. На этих орбитах спутники имеют периоды обращения вокруг Земли меньше 225 минут. Высокие орбиты — средняя высота больше 5875 км. Переходные орбиты – это орбиты с высокими апогеем и низким перигеем для вывода объекта на геофункциональную орбиту.

Идеальная геостационарная орбита имеет радиус 42164 км (средняя высота — 35785 км) и лежит в экваториальной плоскости. Полный оборот находящийся на этой высоте спутник совершает за 23 часа 56 минут 4 секунды (1436 мин.). Геосинхронная орбита в отличие от геостационарной может иметь любое наклонение.

1-2 – участок выведении КА на опорную орбиту двумя (тремя) ступенями
2-3 – полет по опорной Орбите до узла
3-4 – работа двигателя первой ступени – выход на орбиту фазирования
4-5 – полет по орбите фазирования
5-6 – работа двигателя третьей ступени – выход на переходную эллиптическую Орбиту
6-7 – пассивный полет по переходной орбите до апогея
7-8 – работа двшателя третьей ступени – выход на стационарную орбиту

На круговой орбите высотой в 200 км время жизни неуправляемого спутника равно нескольким дням, а на орбите высотой 600 км — от 25 до 30 лет. На высотах около 1000 км — двум тысячелетиям.

Понравилась статья? Тогда поддержите нас, поделитесь с друзьями и заглядывайте по рекламным ссылкам!

Читайте также: