Majitelé patentu RU 2532289:
Vynález se týká vesmírné technologie a lze je použít v jednostupňových nosných raketách. Jednostupňová nosná raketa těžké třídy obsahuje pohonný systém s jedním nebo více kyslíko-vodíkovými raketovými motory, palivovou nádrž (TF), jednu nebo dvě odnímatelné přídavné palivové nádrže (DTF), instalované v tandemové konfiguraci, jednu nebo několik páry diametrálně protilehlých odnímatelných namontovaných palivových nádrží (NTB), distanční vložka, potrubí spojující TB s DTB a NTB. Vynález umožňuje eliminovat pádová pole nádrží s vyhořelým palivem. 8 nemocný.
Vynález se týká konstrukce nosných raket a může být použit při vývoji jednostupňových nosných raket pro vynášení nákladu na oběžnou dráhu umělé družice Země (AES).
Je třeba poznamenat, že k dosažení orbitální rychlosti musí mít jednostupňová nosná raketa teoreticky konečnou hmotnost ne větší než 7–10 % startovací hmotnosti, což i při stávajících technologiích ztěžuje jejich implementaci. a ekonomicky neefektivní kvůli nízké hmotnosti užitečného zatížení. V historii světové kosmonautiky prakticky nikdy nevznikaly jednostupňové nosné rakety – existovaly pouze tzv. jednoapůlstupňové úpravy (například americká nosná raketa Atlas s vyřazovacími přídavnými pohonnými motory). Přítomnost několika stupňů umožňuje výrazně zvýšit poměr hmotnosti užitečného zatížení k počáteční hmotnosti rakety. Vícestupňové nosné rakety zároveň vyžadují přítomnost území pro pád mezistupňů (Materiál z Wikipedie - svobodná encyklopedie).
Známá je jednostupňová nosná raketa VR-190 představená v knize V.N Kobeleva a A.G. Milovanova „Spacecraft Launch Vehicles“, 2009 (kapitola 5, str. 134).
Nosná raketa VR-190 byla navržena pro vertikální let do výšky až 200 km.
Zásadní nevýhodou nosné rakety VR-190 byla nemožnost vynést náklad na oběžnou dráhu satelitu.
Moderní práce v oblasti nosných raket, založené na použití kyslíko-vodíkových kapalných raketových motorů (LPRE), prokázaly příznivý vliv kryogenního paliva na hlavní charakteristiky nosné rakety.
Příkladem je nosná raketa Delta-4 (Boeing, USA), jejíž první stupeň může podle teoretických výpočtů vynášet náklad na oběžnou dráhu satelitu bez použití druhého stupně a sloužit tak jako jednostupňová nosná raketa. i když užitečné zatížení ve stejnou dobu bude malé (Cosmonautics News. Vol. 13, č. 1 (240), 2003, s. 46).
Účelem vynálezu je odstranit tuto nevýhodu.
Tohoto cíle je dosaženo tím, že jednostupňová nosná raketa (obr. 1, 2), sestávající z pohonného systému s jedním nebo více kyslíko-vodíkovými raketovými motory 1 a palivovou nádrží 2, je vybavena jedním nebo dvěma přídavnými palivové nádrže 3, které jsou tandemového (podélného) schématu, jsou postupně umístěny na palivové nádrži 2 pomocí distanční vložky 4, uvnitř které je instalováno užitečné zatížení 5 a kromě toho je nosná raketa podle dávkového (paralelního) schématu vybavené jedním nebo několika páry namontovaných diametrálně protilehlých palivových nádrží 6, umístěných vzájemně vůči sobě, přičemž v tomto případě jsou palivové nádrže 7 a 8 a okysličovadlo 9 a 10, palivové nádrže 3 a 6, v tomto pořadí, spojeny potrubím 11, 12 a 13, 14 s palivovými nádržemi 15 a okysličovadlem 16 palivové nádrže nosné rakety 2.
Během provozu pohonného systému 1 a nasávání paliva z palivových nádrží 15 a okysličovadla 16 palivové nádrže nosné rakety 2 je do těchto nádrží současně přiváděno palivo z palivových nádrží 8 a okysličovadla 10 první dvojice namontovaných nádrží 6, vzájemně diametrálně protilehlých.
Po vyčerpání paliva z prvního páru namontovaných palivových nádrží dojde k jejich oddělení a současně k odběru paliva (obr. 3, 4) a okysličovadla z dalšího páru namontovaných palivových nádrží.
Po oddělení poslední dvojice namontovaných palivových nádrží využívá jednostupňová nosná raketa palivo z palivové nádrže 3 (obr. 5, 6).
Po vyčerpání paliva z nádrže 3 využívá jednostupňová nosná raketa palivo z vlastní palivové nádrže 2, dokud družice nevstoupí na oběžnou dráhu s dalším oddělením nádrže 3 (obr. 7, 8).
Technickým výsledkem vynálezu, založeného na použití přídavných palivových nádrží v tandemových a paketových konfiguracích, umístěných na palivové nádrži nosné rakety a vyřazovaných během letu, je vytvoření nové třídy ekologických jednostupňových těžkých nosné rakety třídy schopné dopravit užitečné zatížení na oběžnou dráhu satelitu a být ekonomickým a spolehlivým dopravním systémem. Současně se snižuje dolet a počet drahých motorů na kapalná paliva používaných v jednostupňové nosné raketě a prakticky odpadá problém s výběrem místa startu nosné rakety a dopadových polí, protože namontované palivové nádrže jsou vyrobeny z slitin hliníku a další materiály hořící v zemské atmosféře.
Jednostupňová nosná raketa těžké třídy, sestávající z pohonného systému s jedním nebo více kyslíko-vodíkovými kapalnými raketovými motory a palivovou nádrží, vyznačující se tím, že jednostupňová nosná raketa je vybavena jednou nebo dvěma přídavnými palivovými nádržemi, které jsou postupně uspořádány v tandemovém (podélném) vzoru na palivové nádrži nosné rakety pomocí rozpěrky a navíc je nosná raketa vybavena v dávkové (paralelní) konfiguraci jedním nebo několika páry palivových nádrží diametrálně odlišných od navzájem, přičemž palivová a okysličovadla přídavných palivových nádrží jsou potrubím propojena s palivovými a okysličovadly palivové nádrže jednostupňové nosné rakety, přičemž jsou instalovány postranní palivové nádrže s možností jejich oddělení po vyčerpání paliva přídavné nádrže - s možností oddělení.
Podobné patenty:
Vynález se týká kosmonautiky, konkrétně nádrží pro skladování součástí raketového paliva. Plocha odpalovací zařízení obsahuje kryogenní nádrž obsahující plášť, jednu přepážku (omezující horní a spodní objem tekutého média) se středovým otvorem (spojující horní a spodní objem tekutého média), ventilační potrubí s pouzdrem, zádržnou bariéru ( stěna) nebo mechanický omezovač a průchody v příčce.
Vynález se týká kompozitních materiálů určených pro použití ve vesmíru. Použití alespoň jedné polymerovatelné pryskyřice R1 vybrané ze skupiny sestávající z epoxidovaných polybutadienových pryskyřic a charakterizované v nepolymerizovaném stavu: - hodnota totální ztráta hmotnost (RLM), méně než 10 %, hodnota ztráty regenerované hmotnosti (RML), méně než 10 %, a hodnota sebraného těkavého kondenzovatelného materiálu (VCM).
Vynález se týká kosmické technologie, jmenovitě uspořádání kosmických lodí. Nádoba je vyrobena se třemi otvory pro odvod páry, hlavní otvor je vyroben se středem, kterým prochází středová osa nádoby, rovnoběžná s podélnou osou družice, směřující ke středu hmoty družice, dva přídavné otvory jsou vyrobeny se středy, kterými prochází další rovnoběžná osa kontejneru, rovnoběžná s osou satelitu, nasměrovaná ve směru jeho letu.
Vynález se týká vybavení kosmických lodí (SV) a zejména jejich pohonných systémů. Zařízení pro elektrolýzu kosmické lodi zahrnuje elektrolyzér z pevného polymeru připojený k napájecímu systému kosmické lodi a systému zásobování vodou.
Vynález se týká okřídleného letadla, které používá kryogenní palivo, a týká se opakovaně použitelných raketových jednotek. Kluzák letadlo zahrnuje tělo s kryogenní válcovou nádrží, křídlo a upevňovací prvky křídla.
Skupina vynálezů se týká konstrukce částí a prvků letadla, zejména konstrukce zadní části kosmického letadla (SC), dále způsobů korekce trajektorie a optimalizace tahu raketového motoru SC. .
Vynález se týká raketové a kosmické techniky, kryogenní technologie a týká se pneumohydraulického spojování protilehlých objektů. Pneumohydraulické ochranné zařízení spoje obsahuje pouzdro, které se instaluje na spoj a je vybaveno šroubením se zástrčkou.
Vynález se týká raketové techniky, jmenovitě jednostupňových nosných raket. Jednostupňová nosná raketa obsahuje jeden nebo více kapalných raketových motorů, palivovou nádrž s palivovou nádrží a nádrží okysličovadla, jeden nebo několik párů namontovaných palivových nádrží a nádrží okysličovadla připojených k palivové nádrži a nádrži okysličovadla palivové nádrže.
Vynález se týká kosmické technologie a může být použit v jednostupňových nosných raketách. Jednostupňová nosná raketa těžké třídy obsahuje pohonný systém s jedním nebo více kyslíko-vodíkovými raketovými motory, palivovou nádrž, jednu nebo dvě odnímatelné přídavné palivové nádrže instalované v tandemové konfiguraci, jeden nebo několik párů diametrálně protilehlých odnímatelných namontovaných paliv nádrže, distanční vložka a potrubí spojující TB s DTB a NTB. Vynález umožňuje eliminovat pádová pole nádrží s vyhořelým palivem. 8 nemocný.
Pokud raketa zrychluje dostatečně dlouhou dobu – aby kosmonauti nepociťovali nadměrné přetížení – plyn unikající z trysky přenáší hybnost nejen do pláště, ale i do obrovské zásoby paliva, kterou raketa nadále „nese s sebou“. to." Vzhledem k tomu, že hmotnost paliva je mnohem větší než hmotnost pláště, raketa zrychluje mnohem pomaleji, než kdyby bylo veškeré palivo vyhozeno najednou. Výpočty ukazují, že aby raketa dosáhla únikové rychlosti a vypustila umělou družici na nízkou oběžnou dráhu Země, musí být hmotnost paliva desítkykrát větší než hmotnost užitečného nákladu. Aby se snížila hmotnost „urychlené“ části rakety, je vyrobena raketa vícestupňové .
První a druhý stupeň jsou nádoby s palivem, spalovací komory a trysky. Jakmile je palivo obsažené v prvním stupni spáleno, tento stupeň se oddělí od rakety, což způsobí výrazné snížení hmotnosti rakety. Motory druhého stupně se okamžitě zapnou a pracují, dokud nedojde palivo obsažené ve druhém stupni. Nakonec je tento stupeň také vyřazen a poté jsou zapnuty motory třetího stupně, čímž se dokončí zrychlení rakety na její konstrukční rychlost.
Mechanika. 2014
-
Fyzikální ilustrace pro ročník 10 -> Dynamika - Jak souvisí rychlost rakety a rychlost plynu emitovaného raketou?
Učebnice fyziky pro 10. ročník -> Mechanika - Z čeho můžete začít, když kolem nic není?
Učebnice fyziky pro 10. ročník -> Mechanika - Proudový pohon
Učebnice fyziky pro 10. ročník -> Mechanika - Co způsobuje valivé tření?
Učebnice fyziky pro 10. ročník -> Mechanika - Proudový pohon
Zajímavosti o fyzice -> Encyklopedie fyziky - Princip rakety
Fyzikální ilustrace pro ročník 10 -> - Řešení úlohy 5. Odvození stavové rovnice pro konstantní hmotnost plynu
Učebnice fyziky pro 10. ročník -> - Na čem závisí celková energie molekul plynu?
Učebnice fyziky pro 10. ročník -> Molekulární fyzika a termodynamika - Otázky k odstavci § 17. Proudový pohon. Průzkum vesmíru
Učebnice fyziky pro 10. ročník -> Mechanika - Kdo jako první navrhl použití raket k letu do vesmíru?
Učebnice fyziky pro 10. ročník -> Mechanika - První rakety
Učebnice fyziky pro 10. ročník -> Mechanika - Princip rakety
Učebnice fyziky pro 10. ročník -> Mechanika - Co způsobuje kluzné tření?
Učebnice fyziky pro 10. ročník -> Mechanika - 1. Odpor a Ohmův zákon pro úsek obvodu
Učebnice fyziky pro 11. ročník -> Elektrodynamika - Zákon zachování hybnosti
Zajímavosti o fyzice -> Encyklopedie fyziky - Raketa
Zajímavosti o fyzice -> Encyklopedie fyziky - MLADÝ TOMÁŠ (1773–1829)
Zajímavosti o fyzice -> - STEPHEN HAWKING (narozen 1942)
Zajímavosti o fyzice -> Příběhy o vědcích z fyziky - FRANKLIN BENJAMIN (1706–1790)
Zajímavosti o fyzice -> Příběhy o vědcích z fyziky - FARADAY MICHAEL (1791-1867)
Zajímavosti o fyzice -> Příběhy o vědcích z fyziky - MARIA SKLODOWSKA-CURIE (1867-1934)
Zajímavosti o fyzice -> Příběhy o vědcích z fyziky - CURIE PIERRE (1859-1906)
Zajímavosti o fyzice -> Příběhy o vědcích z fyziky - JOHANN KEPLER (1571-1630)
Zajímavosti o fyzice -> Příběhy o vědcích z fyziky - CIOLKOVSKIJ KONSTANTIN EDUARDOVICH (1857–1935)
Zajímavosti o fyzice -> Příběhy o vědcích z fyziky - Domácí zkušenost
Fyzikální ilustrace pro ročník 10 -> Termodynamika - Vaření vody za sníženého tlaku
Fyzikální ilustrace pro ročník 10 -> Termodynamika -
Fyzikální ilustrace pro ročník 10 -> Termodynamika - Podmínky pro vznik volných kmitů
Fyzikální ilustrace pro ročník 10 -> - Příklad kmitů: závaží na struně
Fyzikální ilustrace pro ročník 10 -> Mechanické vibrace a vlny - Je možné zrychlit loď bez vesel?
Fyzikální ilustrace pro ročník 10 -> Zákony zachování v mechanice - Tryskový pohon a průzkum vesmíru
Fyzikální ilustrace pro ročník 10 -> Zákony zachování v mechanice - Proč při nárazu vznikají velké síly?
Fyzikální ilustrace pro ročník 10 -> Zákony zachování v mechanice - Zpětný ráz zbraně
Fyzikální ilustrace pro ročník 10 -> Zákony zachování v mechanice - Yu A. Gagarin (1934 - 1968)
Fyzikální ilustrace pro ročník 10 -> Zákony zachování v mechanice - S. P. Korolev (1907 - 1966)
Fyzikální ilustrace pro ročník 10 -> Zákony zachování v mechanice - K. E. Ciolkovskij (1857 - 1935)
Fyzikální ilustrace pro ročník 10 -> Zákony zachování v mechanice - Kdo jako první navrhl tryskový vůz?
Fyzikální ilustrace pro ročník 10 -> Zákony zachování v mechanice - Jak funguje vesmírná raketa?
Fyzikální ilustrace pro ročník 10 -> Zákony zachování v mechanice - Přímý pohyb
Fyzikální ilustrace pro ročník 10 -> Dynamika - Interakce fotbalového hráče s míčem
Fyzikální ilustrace pro ročník 10 -> Dynamika - Udělejme pokus na téma Nasycená a nenasycená pára
Učebnice fyziky pro 10. ročník -> Molekulární fyzika a termodynamika - Nasycená a nenasycená pára
Učebnice fyziky pro 10. ročník -> Molekulární fyzika a termodynamika - Pojďme provést experiment na téma Vaporizace: odpařování a var
Učebnice fyziky pro 10. ročník -> Molekulární fyzika a termodynamika - Může voda vařit při jiné teplotě než 100°C?
Učebnice fyziky pro 10. ročník -> Molekulární fyzika a termodynamika - Příklady na téma Tavení a krystalizace
Učebnice fyziky pro 10. ročník -> Molekulární fyzika a termodynamika - Jak tepelné motory ovlivňují životní prostředí?
Učebnice fyziky pro 10. ročník -> Molekulární fyzika a termodynamika - To hlavní v kapitole 3. Zákony zachování v mechanice
Učebnice fyziky pro 10. ročník -> Mechanika
Na Obr. 22 ukazuje, že dráha balistické střely, a tedy její letový dosah, závisí na počáteční rychlosti V 0 a úhlu Θ 0 mezi touto rychlostí a horizontem. Tento úhel se nazývá vrhací úhel.
Nechť je například úhel vrhu Θ 0 = 30°. V tomto případě raketa, která zahájila svůj balistický let v bodě 0 rychlostí V 0 = 5 km/s, poletí po eliptické křivce II. Při V 0 = 8 km/sec poletí raketa po eliptické křivce III, při V 0 = 9 km/s - po křivce IV. Při zvýšení rychlosti na 11,2 km/s se trajektorie z uzavřené eliptické křivky změní na otevřenou parabolickou a raketa opustí gravitační sféru Země (křivka V). Při ještě vyšší rychlosti bude odlet rakety následovat hyperbolu (VI). Takto se mění dráha rakety při změně počáteční rychlosti, i když úhel odhozu zůstává nezměněn.
Pokud udržíte počáteční rychlost konstantní a změníte pouze úhel odhozu, pak trajektorie rakety dozná neméně významných změn.
Nechť je například počáteční rychlost V 0 = 8 km/h Pokud je raketa vypuštěna svisle vzhůru (úhel vrhu Θ 0 = 90°), pak teoreticky vyletí do výšky rovné poloměru Země a. vraťte se na Zemi nedaleko od startu ( VII). Při Θ 0 = 30° poletí raketa po eliptické trajektorii, kterou jsme již uvažovali (křivka III. Konečně při Θ 0 = 0° (start rovnoběžně s horizontem). ), raketa se promění v družici Země s kruhovou dráhou (křivka I).
Tyto příklady ukazují, že pouze změnou úhlu odhozu může mít dosah střel při stejné počáteční rychlosti 8 km/sec od nuly do nekonečna.
V jakém úhlu zahájí střela svůj balistický let? To závisí na řídicím programu, který je raketě přiřazen. Můžete si například pro každou počáteční rychlost zvolit nejvýhodnější (optimální) úhel vrhu, při kterém bude dosah letu největší. S rostoucí počáteční rychlostí se tento úhel zmenšuje. Výsledné přibližné hodnoty doletu, výšky a doby letu jsou uvedeny v tabulce. 4.
Tabulka 4
Pokud lze úhel odhozu libovolně měnit, pak je změna počáteční rychlosti omezena a její zvyšování o každý 1 km/s je spojeno s velkými technickými problémy.
K. E. Tsiolkovsky dal vzorec, který umožňuje určit ideální * rychlost rakety na konci zrychlení jejího motoru:
V začátek = V zdroj ln G začátek /G konec,
kde Vid je ideální rychlost rakety na konci aktivního úseku;
Zdroj V je rychlost proudění plynu z trysky motoru;
G počáteční - počáteční hmotnost rakety;
G con - konečná hmotnost rakety;
ln - znak přirozeného logaritmu.
S rychlostí proudění plynu z trysky raketového motoru jsme se seznámili v předchozí části. Pro kapalná paliva uvedeno v tabulce. 3 jsou tyto rychlosti omezeny na 2200 - 2600 m/s (nebo 2,2 - 2,6 km/s) a pro pevná paliva - na 1,6 - 2,0 km/s.
G start označuje počáteční hmotnost, tj. celkovou hmotnost rakety před startem, a G end je její konečná hmotnost na konci zrychlení (po spotřebování paliva nebo vypnutí motorů). Poměr těchto hmotností G start / G end, zahrnutý ve vzorci, se nazývá Ciolkovského číslo a nepřímo charakterizuje hmotnost paliva spotřebovaného k urychlení rakety. Je zřejmé, že čím vyšší je Ciolkovského číslo, tím větší rychlost bude raketa vyvíjet, a tedy tím dále doletí (ostatní faktory rovné podmínky), Tsiolkovského číslo, stejně jako rychlost proudění plynu z trysky, má však svá omezení.
Na Obr. Obrázek 23 ukazuje příčný řez typickou jednostupňovou raketou a její hmotnostní diagram. Kromě palivových nádrží má raketa motory, ovládací prvky a systémy, plášť, užitečné zatížení a různé konstrukční prvky a pomocné vybavení. Konečná hmotnost rakety proto nemůže být mnohonásobně menší než její počáteční hmotnost. Například německá raketa V-2 vážila 3,9 tuny bez paliva a 12,9 tuny s palivem To znamená, že Ciolkovského číslo této rakety bylo rovno: 12,9/3,9 = 3,31. Při současném stupni rozvoje zahraniční raketové techniky tento poměr u zahraničních raket dosahuje hodnoty 5 - 7.
Vypočítejme ideální rychlost jednostupňové rakety, přičemž V 0 = 2,6 km/sec. a G začátek / G konec = 7,
V ID = 2,6 · ln 7 = 2,6 · 1,946 ≈ 5 km/sec.
Od stolu 4 ukazuje, že taková střela je schopna dosáhnout dostřelu asi 3 200 km. Jeho skutečná rychlost však bude nižší než 5 km/s. protože motor vynakládá svou energii nejen na urychlení rakety, ale také na překonání odporu vzduchu, na překonání gravitační síly. Skutečná rychlost rakety bude pouze 75 - 80 % ideální. V důsledku toho bude mít počáteční rychlost asi 4 km/s a dojezd ne více než 1800 km *.
* (Rozsah uveden v tabulce. 4 je uveden přibližně, protože při jeho výpočtu nebyla zohledněna řada faktorů. Například úseky trajektorie ležící v husté vrstvy atmosféra, vliv rotace Země. Při střelbě východním směrem je dosah balistických střel větší, protože rychlost rotace samotné Země se připočítává k jejich rychlosti vzhledem k Zemi.)
Pro vytvoření mezikontinentální balistické střely, vypuštění umělých družic Země a kosmických lodí a ještě více pro vyslání vesmírných raket na Měsíc a planety je nutné udělit nosné raketě výrazně vyšší rychlost. Pro střelu s doletem 9000 - 13000 km je tedy vyžadována počáteční rychlost asi 7 km/sec. První úniková rychlost, která musí být raketě udělena, aby se mohla stát satelitem Země s nízkou orbitální výškou, je, jak známo, 8 km/s.
K úniku z gravitační sféry Země musí být raketa urychlena na druhou únikovou rychlost - 11,2 km/sec, aby obletěla Měsíc (bez návratu na Zemi) je potřeba rychlost vyšší než 12 km/sec. Průlet kolem Marsu bez návratu na Zemi lze provést počáteční rychlostí asi 14 km/s a s návratem na oběžnou dráhu kolem Země - asi 27 km/s. Ke zkrácení doby letu na Mars a zpět na tři měsíce je zapotřebí rychlost 48 km/s. Zvyšování rychlosti rakety zase vyžaduje vynaložení stále většího množství paliva na zrychlení.
Ať si například postavíme raketu, která váží 1 kg bez paliva. Pokud jí chceme dát rychlost 3, 6, 9 a 12 km/s, tak kolik paliva bude potřeba naplnit do rakety a spálit při akceleraci? Potřebné množství paliva * je uvedeno v tabulce. 5.
* (Při rychlosti výfuku 3 km/s.)
Tabulka 5
Není pochyb o tom, že v těle rakety, jejíž „suchá“ hmotnost je pouze 1 kg, pojmeme 1,7 kg paliva. Je ale velmi pochybné, že se do něj vejde 6,4 kg. A samozřejmě je zcela nemožné naplnit 19 nebo 54 kg paliva. Jednoduchá, ale vcelku odolná nádrž, která pojme takové množství paliva, už váží výrazně více než kilogram. Například motoristům známý dvacetilitrový kanystr váží asi 3 kg. Do „suché“ hmotnosti rakety musí být kromě nádrže zahrnuta i hmotnost motorů, konstrukce, užitečného zatížení atd.
Náš velký krajan K. E. Ciolkovskij našel další (a zatím jediný) způsob, jak vyřešit tak složitý problém, jakým je dosahování raketou rychlostí, které jsou dnes v praxi vyžadovány. Tato cesta spočívá ve vytváření vícestupňových raket.
Typická vícestupňová raketa je znázorněna na Obr. 24. Skládá se z užitečného zatížení A několika odnímatelných stupňů s elektrárna a zásobu paliva v každém. Motor prvního stupně uděluje užitečnému zatížení rychlost ν 1, stejně jako druhý a třetí stupeň (druhá podraketa). Jakmile je palivo spotřebováno, první stupeň se oddělí od zbytku rakety a spadne na zem a zažehne se motor druhého stupně rakety. Vlivem svého tahu získává zbývající část rakety (třetí podraketa) další rychlost ν 2. Poté se druhý stupeň po spotřebování paliva také oddělí od zbytku rakety a spadne na zem. V tomto okamžiku se motor třetího stupně zapne a udělí užitečnému zatížení další rychlost ν3.
Ve vícestupňové raketě je tedy užitečné zatížení mnohonásobně urychleno. Celková ideální rychlost třístupňové rakety se bude rovnat součtu tří ideálních rychlostí získaných z každého stupně:
V ID 3 = ν 1 + ν 2 + ν 3.
Pokud je rychlost proudění plynu z motorů všech stupňů stejná a po oddělení každého z nich se nemění poměr počáteční hmotnosti zbývající části rakety ke konečné, pak se rychlost zvyšuje ν 1 , ν 2 a ν 3 se budou navzájem rovnat. Pak můžeme předpokládat, že rychlost rakety sestávající ze tří (nebo dokonce n) stupňů bude rovna trojnásobné (nebo nkrát zvýšené) rychlosti jednostupňové rakety.
Ve skutečnosti může každý stupeň vícestupňových raket obsahovat motory, které dávají různé rychlosti expirace; nemusí být zachován konstantní poměr hmotností; Odpor vzduchu se mění se změnou rychlosti letu a zemskou gravitací, když se od ní vzdalujete. Konečnou rychlost vícestupňové rakety tedy nelze určit pouhým vynásobením rychlosti jednostupňové rakety počtem stupňů *. Ale zůstává pravdou, že zvýšením počtu stupňů lze rychlost rakety mnohonásobně zvýšit.
* (Je třeba si také uvědomit, že mezi vypnutím jednoho stupně a zapnutím druhého může být časový interval, během kterého raketa letí setrvačností.)
Vícestupňová raketa navíc může dosáhnout daného doletu stejného užitečného zatížení při výrazně nižší celkové spotřebě paliva a startovací hmotnosti než jednostupňová raketa. Opravdu se lidské mysli podařilo obejít přírodní zákony? Žádný. Jednoduše, člověk, který se naučil tyto zákony, může ušetřit na palivu a hmotnosti konstrukce při plnění zadaného úkolu. V jednostupňové raketě od samého začátku do konce aktivní fáze zrychlujeme celou její „suchou“ hmotnost. Ve vícestupňové raketě to neděláme. U třístupňové rakety tak druhý stupeň již neplýtvá palivem na urychlení „suché“ hmotnosti prvního stupně, protože ten je odhozen. Třetí stupeň také neplýtvá palivem pro urychlení „suché“ hmotnosti prvního a druhého stupně. Zrychluje pouze sebe a užitečné zatížení. Třetí (a obecně poslední) stupeň již nebylo možné odpojit od hlavy rakety, protože není potřeba další zrychlení. Ale v mnoha případech se stále odděluje. Oddělování posledních stupňů se tedy praktikuje u satelitních nosných raket, vesmírných raket a takových bojových střel jako Atlas, Titan, Minuteman, Jupiter, Polaris atd.
Když je vědecké zařízení umístěné v hlavě rakety vypuštěno do vesmíru, je zajištěno oddělení posledního stupně. To je nezbytné pro správnou funkci zařízení. Po vypuštění satelitu se také plánuje oddělení od konečného stupně. Díky tomu se odpor snižuje a může existovat dlouhá doba. Při odpalu bojové balistické střely dochází k oddělení posledního stupně od hlavice, v důsledku čehož je obtížnější hlavici odhalit a zasáhnout ji antiraketou. Navíc se poslední stupeň, který se oddělí při sestupu rakety, stává falešným cílem. Pokud se při návratu do atmosféry plánuje ovládat hlavici nebo stabilizovat její let, pak je bez poslední fáze snazší ji ovládat, protože má menší hmotnost. A konečně, pokud poslední stupeň není oddělen od bojové hlavy, bude nutné chránit před zahříváním i spalováním, což je nerentabilní.
Samozřejmě úkol získat vysoké rychlosti pohyb bude rozhodovat nejen vytvoření vícestupňových raket. Tato metoda má také své nevýhody. Faktem je, že s nárůstem počtu stupňů se konstrukce raket stává mnohem komplikovanější. Je potřeba složitých mechanismů pro oddělování stupňů. Vědci proto budou vždy usilovat o minimální počet stupňů, a k tomu je v první řadě potřeba naučit se získávat stále vyšší průtoky spalin nebo produktů. nějaké jiné reakce.
Dnes si povíme něco o struktuře a fungování vícestupňové rakety. Existuje několik návrhů takových střel a každá je svým způsobem jedinečná.
V příčném schématu řazení pracují pohonné systémy sekvenčně; v podélně rozděleném okruhu mohou pohonné systémy následujícího stupně pracovat současně s pohonnými systémy předchozího stupně; PROTI kombinované schéma jak současně, tak postupně. Ve SpaceX bylo vyvinuto mnoho různých modelů.
Kombinované schéma zahrnuje známou třístupňovou nosnou raketu kosmická loď„Vostok“, jehož modifikace již téměř čtvrt století vynášejí do vesmíru širokou škálu kosmických lodí. O tom si povíme trochu podrobněji v příštím článku.
Během letu, kdy ještě není spotřebována celá zásoba paliva, ale pouze to v nádržích jednoho stupně, se vybijí použité konstrukční prvky a ty nepotřebné pro další let. Zatímco motory prvního stupně střílejí, zbytek rakety můžeme považovat za náklad.
Po oddělení prvního stupně se spustí motory druhého stupně. Ke stávající rychlosti přidávají své vlastní a v důsledku toho se celková rychlost zvyšuje.
Je třeba poznamenat, že hodnota koeficientu K u vícestupňové rakety je obvykle o něco větší než u jednostupňové rakety, protože jak raketa stoupá, hustota vzduchu, a tedy i její odpor, postupně klesá.
Podívejme se na konkrétní příklad výhody vícestupňové rakety. Předpokládejme, že úkolem je udělit raketě její první únikovou rychlost. Jeho strukturální dokonalost je taková, že v každé fázi je hmotnost paliva 80% a struktura tvoří zbývajících 20%. Předpokládejme, že rychlost výfukových plynů motorů všech stupňů je rovna 3000 m/s.
Souhlasíme s tím, že koeficient K zůstává pro každý stupeň také konstantní. Výpočet ukazuje, že za těchto podmínek, jak již bylo ukázáno výše, vyvine raketa do konce provozu motorů prvního stupně rychlost V1 rovnou 3381 m/s. Po ukončení činnosti motorů prvního stupně se oddělí a zbytek rakety pokračuje v pohybu. Protože ale let této rakety nezačne z klidového stavu a již má rychlost V1 rovnou 3381 m/s, bude její konečná rychlost 6762 m/s. Při rychlosti odtoku c-3500 m/s respektive 4000 m/s získáme V3 = 7900 m/s a 9000 m/s.
Bylo tedy nalezeno řešení problému dosažení první únikové rychlosti. Pro dosažení ještě vyšších rychlostí stačí zvýšit počet kroků. Při přechodu i z jednostupňových, nízkohmotných raket na těžší však konstruktéři narazili na řadu výrazných potíží.
Spočívají v tom, že když se lineární rozměry zvětší například dvakrát, objem a hmotnost rakety se zvětší osmkrát a průřez struktury jejích prvků se zvětší čtyřikrát. V souladu s tím se mechanické namáhání způsobené setrvačnými silami zvyšuje přibližně dvojnásobně.
Zvětšení velikosti a hmotnosti rakety proto nelze dosáhnout pouhou reprodukcí ve větším měřítku. Proto ještě na úsvitu vývoje raketové techniky mezi konstruktéry vznikl takový koncept. slogan: "V naší práci musíme být klenotníky." Svůj význam neztratila dodnes.
Jaká je struktura vícestupňové rakety podívejme se na klasický příklad rakety pro let do vesmíru, popsané v dílech Ciolkovského, zakladatele raketové vědy. Byl to on, kdo jako první zveřejnil základní myšlenku výroby vícestupňové rakety.
Princip fungování rakety.
Aby raketa překonala gravitaci, potřebuje velkou zásobu paliva a čím více paliva odebereme, tím větší bude hmotnost rakety. Proto, aby se snížila hmotnost rakety, jsou postaveny na vícestupňovém principu. Každý stupeň lze považovat za samostatnou raketu s vlastním raketovým motorem a zásobou paliva pro let.
Konstrukce stupňů kosmických raket.
První stupeň vesmírné rakety největší, v raketě pro let, prostor motorů 1. stupně může být až 6 a čím větší zátěž je potřeba vynést do vesmíru, tím více motorů je v prvním stupni rakety.
V klasické verzi jsou tři, umístěné symetricky podél okrajů rovnoramenného trojúhelníku, jako by obepínaly obvod rakety. Tento stupeň je největší a nejvýkonnější, je to ten, který zvedá raketu. Když se spotřebuje palivo v prvním stupni rakety, celý stupeň se zahodí.
Poté je pohyb rakety řízen motory druhého stupně. Někdy se jim říká boostery, protože právě s pomocí motorů druhého stupně raketa dosáhne své první únikové rychlosti, dostatečné pro vstup na nízkou oběžnou dráhu Země.
To lze několikrát opakovat, přičemž každý stupeň rakety váží méně než ten předchozí, protože gravitační síla Země klesá s výškou.
Kolikrát se tento proces opakuje, je počet stupňů, které vesmírná raketa obsahuje. Poslední stupeň rakety je určen k manévrování (pohonné motory pro korekci letu jsou přítomny v každém stupni rakety) a doručování užitečného nákladu a astronautů na místo určení.
Zkontrolovali jsme zařízení a princip fungování rakety, balistické vícestupňové rakety, nesoucí hrozné zbraně, jsou navrženy přesně stejným způsobem a zásadně se neliší od vesmírných raket jaderné zbraně. Jsou schopni zcela zničit jak život na celé planetě, tak život samotný.
Vícestupňové balistické střely Vstupují na nízkou oběžnou dráhu Země a odtud zasahují na pozemní cíle dělenými hlavicemi s jadernými hlavicemi. Navíc jim let do nejvzdálenějšího bodu trvá 20–25 minut.