Изобретение относится к многоразовым транспортным космическим системам. Предлагаемая ракета содержит осесимметричный корпус с полезной нагрузкой, маршевую двигательную установку и взлетно-посадочные амортизаторы. Между стойками указанных амортизаторов и соплом маршевого двигателя установлен теплозащитный экран, выполненный в виде пустотелого тонкостенного отсека из теплостойкого материала. Техническим результатом изобретения является минимизация газодинамических и тепловых нагрузок на амортизаторы от работающего маршевого двигателя при стартах и посадках ракеты-носителя и обеспечение вследствие этого требуемой надежности амортизаторов при многократном (до 50 раз) использовании ракеты. 1 ил.

Авторы патента:
Вавилин Александр Васильевич (RU)
Усолкин Юрий Юрьевич (RU)
Фетисов Вячеслав Александрович (RU)

Владельцы патента RU 2309088:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный ракетный центр "КБ им. академика В.П. Макеева" (RU)

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к многоразовым транспортным космическим системам (МТКС) нового поколения типа «Космическая орбитальная ракета - одноступенчатый носитель аппаратов» («КОРОНА») при пятидесяти- стократном ее использовании без капитального ремонта, которая является возможной альтернативой крылатым многоразовым системам типа «Спейс Шаттл» и «Буран».

Система «КОРОНА» предназначена для выведения полезной нагрузки (космических аппаратов (КА) и КА с разгонными блоками (РБ) на низкие околоземные орбиты в диапазоне высот от 200 до 500 км с наклонением, равным наклонению орбиты выводимого КА или близким к нему.

Известно, что при старте ракета расположена на пусковом устройстве, при этом находится в вертикальном положении и опирается на четыре опорных кронштейна хвостового отсека, на который действует вес полностью заправленной ракеты и ветровые нагрузки, создающие опрокидывающий момент, которые при одновременном действии являются наиболее опасными для прочности хвостового отсека ракеты (см., например, И.Н.Пенцак. Теория полета и конструкция баллистических ракет. - М.: Машиностроение, 1974, стр.112, Рис.5.22, стр.217, Рис.11.8, стр.219). Нагрузка при стоянке полностью заправленной ракеты распределяется на все опорные кронштейны.

Одним из принципиальных вопросов предлагаемой МТКС является разработка взлетно-посадочных амортизаторов (ВПА).

Проведенные в Государственном ракетном центре (ГРЦ) работы над проектом «КОРОНА» показали, что наиболее неблагоприятным случаем нагружения ВПА является посадка ракеты.

Нагрузка на ВПА при стоянке полностью заправленной ракеты распределяется на все опоры, в то время как при посадке, с большой долей вероятности, из-за допускаемого отклонения от вертикального положения корпуса ракеты возможна реализация случая, когда нагрузка приходится на одну опору. С учетом наличия вертикальной скорости эта нагрузка оказывается сопоставимой или даже превышающей нагрузку на стоянке.

Это обстоятельство позволило принять решение от отказе от специального стартового стола, перенеся силовые функции последнего на ВПА ракеты, что значительно упрощает стартовые сооружения для систем типа «КОРОНА», и соответственно, снижаются затраты на их строительство.

Наиболее близким аналогом предлагаемого изобретения является многоразовая одноступенчатая ракета-носитель «КОРОНА» вертикального взлета и посадки, содержащая осесимметричный корпус с полезной нагрузкой, маршевую двигательную установку и взлетно-посадочные амортизаторы (см. А.В.Вавилин, Ю.Ю.Усолкин «О возможных путях развития многоразовых транспортных космических систем (МТКС)», РК техника, научно-технический сборник, серия XIY, выпуск 1 (48), часть П, расчет, экспериментальные исследования и проектирование баллистических ракет с подводным стартом, г. Миасс, 2002 г., стр.121, рис.1, стр.129, рис.2).

Недостатком конструкции ракеты-аналога является то, что ее ВПА расположены в зоне газодинамического и теплового воздействия пламени, выходящего из центрального сопла маршевой двигательной установки (МДУ) при многократном старте и посадке ракеты, в результате чего не обеспечивается надежная работа конструкции одного ВПА при требуемом ресурсе его использования (до ста полетов при двадцатипроцентном запасе по ресурсу).

Техническим результатом при использовании одноступенчатой многоразовой ракеты-носителя вертикального взлета и посадки является обеспечение требуемой надежности конструкции одного ВПА при пятидесятистократном использовании ракеты-носителя путем минимизации газодинамических и тепловых нагрузок на ВПА от работающей МДУ при многократных старте и посадках ракеты.

Сущность изобретения состоит в том, что в известной одноступенчатой многоразовой ракете-носителе вертикального взлета и посадки, содержащей осесимметричный корпус с полезной нагрузкой, маршевую двигательную установку и взлетно-посадочные амортизаторы, в ней между стойками взлетно-посадочных амортизаторов и соплом маршевого двигателя установлен теплозащитный экран.

По сравнению с ближайшей ракетой-аналогом предлагаемая одноступенчатая многоразовая ракета-носитель вертикального взлета и посадки обладает лучшими функционально-эксплуатационными возможностями, т.к. в ней обеспечивается необходимая надежность конструкции одного ВПА (не ниже 0,9994) при заданном сроке эксплуатации одной ракеты-носителя (до ста пусков) путем изоляции (с помощью теплозащитного экрана) стоек ВПА от газодинамических и тепловых нагрузок работающей МДУ при заданном ресурсе (до ста) полетов ракеты-носителя при его многократных старте и посадках.

Для пояснения технической сущности предлагаемого изобретения показана схема предлагаемой ракеты-носителя с осесимметричным корпусом 1, соплом 2 маршевой двигательной установки, стойками взлетно-посадочного амортизатора 3 и теплозащитным экраном 4 пустотелого тонкостенного отсека из теплостойкого материала, который изолирует стойки взлетно-посадочного амортизатора от газодинамического и теплового воздействия пламени из центрального сопла маршевой двигательной установки при взлете и посадке ракеты.

Таим образом, предлагаемая многоразовая ракета-носитель вертикального взлета и посадки обладает более широкими функционально-эсплуатационными возможностями по сравнению с ближайшим аналогом путем повышения надежности одного взлетно-посадочного амортизатора при заданном ресурсе полетов ракеты-носителя, на котором этот взлетно-посадочный амортизатор расположен.

Одноступенчатая многоразовая ракета-носитель вертикального взлета и посадки, содержащая осесимметричный корпус с полезной нагрузкой, маршевую двигательную установку и взлетно-посадочные амортизаторы, отличающаяся тем, что в ней между стойками взлетно-посадочных амортизаторов и соплом маршевого двигателя установлен теплозащитный экран, выполненный в виде пустотелого тонкостенного отсека из теплостойкого материала.

Разработка системы посадки - число опор их устройство при условии минимизации их массы очень сложная задача...

Posts from This Journal “Патенты” Tag

• 
  Подними передний мост!!!

  Отличная идея! Буквально недавно эта идея видел в роботизированной машинке и вот снова... Поворот на одной оси тоже прекрасен. Переход к…

• 
  Двигатель CTL Atkinson cycle

  Неплохо придумано! Громоздкий классический механизм Аткинсона заменен более компактным механизмом. Жалко даже из этой картинки не совсем…

• Если ты изобретатель и не изобрел велосипед - грош тебе цена как изобретателю!

  Патент РФ 2452649 Рама велосипеда Захаров Андрей Андреевич Изобретение относится к однобалочным пластиковым рамам, снабженным элементами,…

• 
  ДВС CITS V-Twin и патент на него

  Clean Two-Stroke CITS V-Twin Engine Уже работает тестовый экземпляр Two stroke engine porting arrangement US 20130228158 A1 ABSTRACT A…

• 
  Фотонный лазерный двигатель

  Photonic Laser Thruster - оказывается название не из фантастики, а изделие вполне уже рабочее... Photonic Laser Thruster (PLT) is a pure photon…

На рис. 22 показано, что траектория баллистической ракеты, а следовательно, и дальность ее полета зависит от начальной скорости V 0 и угла Θ 0 между этой скоростью и горизонтом. Этот угол называется углом бросания.

Пусть, например, угол бросания равен Θ 0 = 30°. В этом случае ракета, начавшая свой баллистический полет в точке 0 со скоростью V 0 = 5 км/сек, пролетит по эллиптической кривой II. При V 0 = 8 км/сек ракета пролетит по эллиптической кривой III, при V 0 = 9 км/сек - по кривой IV. Когда скорость будет увеличена до 11,2 км/сек, траектория из замкнутой эллиптической кривой превратится в незамкнутую параболическую и ракета уйдет из сферы притяжения земли (кривая V). При еще большей скорости уход ракеты будет совершаться по гиперболе (VI). Так меняется траектория ракеты при изменении начальной скорости, хотя угол бросания остается неизменным.

Если сохранять постоянной начальную скорость, а менять только угол бросания, то траектория ракеты будет претерпевать не менее значительные изменения.

Пусть, например, начальная "скорость равна V 0 = 8 км/час. Если ракету запустить вертикально вверх (угол бросания Θ 0 = 90°), то теоретически она поднимется на высоту, равную радиусу Земли, и вернется на Землю недалеко от старта (VII). При Θ 0 = 30° ракета полетит по уже рассмотренной нами эллиптической траектории (кривая III). Наконец при Θ 0 = 0° (запуск параллельно горизонту) ракета превратится в спутника Земли с круговой орбитой (кривая I).

Эти примеры показывают, что только путем изменения угла бросания дальность ракет при той же начальной скорости 8 км/сек может иметь диапазон от нуля до бесконечности.

Под каким углом ракета начнет свой баллистический полет? Это зависит от программы управления, которая задана ракете. Можно, например, для каждой начальной скорости выбрать наивыгоднейший (оптимальный) угол бросания, при котором дальность полета будет наибольшей. По мере увеличения начальной скорости этот угол уменьшается. Получающиеся при этом примерные значения дальности, высоты и времени полета показаны в табл. 4.

Таблица 4

Если угол бросания можно менять произвольно, то изменение начальной скорости ограничено, и увеличение ее на каждый 1 км/сек связано с большими техническими проблемами.

К. Э. Циолковским дана формула, позволяющая определить идеальную * скорость ракеты в конце ее разгона двигателями:

V ид = V ист · ln · G нач /G кон,

где V ид - идеальная скорость ракеты в конце активного участка;

V ист - скорость истечения газов из реактивного сопла двигателя;

G нач - начальный вес ракеты;

G кон - конечный вес ракеты;

ln - знак натурального логарифма.

С величиной скорости истечения газов из сопла ракетного двигателя мы познакомились в предыдущем разделе. Для жидких топлив, приведенных в табл. 3, эти скорости ограничены величиной 2200 - 2600 м/сек (или 2,2 - 2,6 км/сек), а для твердых топлив - величиной 1,6 - 2,0 км/сек.

G нач обозначает начальный вес, т. е. полный вес ракеты перед стартом, а G кон - ее конечный вес в конце разгона (после израсходования топлива или выключения двигателей). Отношение этих весов G нач /G кон, входящее в формулу, называется числом Циолковского и косвенно характеризует вес топлива, израсходованного на разгон ракеты. Очевидно, чем больше число Циолковского, тем большую скорость разовьет ракета и, следовательно, тем дальше она пролетит (при прочих равных условиях), Однако число Циолковского, так же как и скорость истечения газов из сопла, имеет свои ограничения.

На рис. 23 показаны разрез типовой одноступенчатой ракеты и ее весовая схема. Помимо баков с топливом, на ракете имеются двигатели, органы и системы управления, обшивка, полезный груз, имеются там и различные конструктивные элементы, вспомогательное оборудование. Поэтому конечный вес ракеты не может быть во много раз меньше ее начального веса. Например, немецкая ракета V-2 весила без топлива 3,9 т, а с топливом 12,9 т. Значит число Циолковского этой ракеты было равно: 12,9/3,9 = 3,31. На современном уровне развития зарубежного ракетостроения это отношение у иностранных ракет достигает величины 5 - 7.

Подсчитаем идеальную скорость одноступенчатой ракеты, приняв V 0 = 2,6 км/сек. и G нач /G кон = 7,

V ид = 2,6 · ln 7 = 2,6 · 1,946 ≈ 5 км/сек.

Из табл. 4 видно, что такая ракета способна достичь дальности порядка 3 200 км. Однако ее фактическая скорость будет меньше 5 км/сек. поскольку двигатель расходует свою энергию не только на разгон ракеты, но и на преодоление сопротивления воздуха, на преодоление силы земного притяжения. Фактическая скорость ракеты составит всего 75 - 80% от идеальной. Следовательно, она будет иметь начальную скорость около 4 км/сек и дальность не более 1800 км * .

* (Дальность, приведенная в табл. 4, дана приближенно, поскольку при ее подсчете не учитывался ряд факторов. Например, не учитывались участки траектории, лежащие в плотных слоях атмосферы, влияние вращения Земли. При стрельбе в восточном направлении дальность полета баллистических ракет получается большей, так как к их скорости относительно Земли прибавляется скорость вращения самой Земли. )

Для создания межконтинентальной баллистической ракеты, запуска искусственных спутников Земли и космических кораблей, а тем более для посылки космических ракет на Луну и планеты необходимо сообщить ракете-носителю значительно большую скорость. Так, для ракеты с дальностью 9000 - 13000 км необходима начальная скорость порядка 7 км/сек. Первая космическая скорость, которую необходимо сообщить ракете, чтобы она могла стать спутником Земли с малой высотой орбиты, равна, как известно, 8 км/сек.

Для выхода из сферы притяжения Земли ракету надо разогнать до второй космической скорости - 11,2 км/сек, для облета Луны (без возвращения на Землю) требуется скорость более 12 км/сек. Облет Марса без возвращения на Землю можно осуществить при начальной скорости около 14 км/сек, а с возвращением на орбиту вокруг Земли - около 27 км/сек. Скорость 48 км/сек требуется для сокращения продолжительности полета к Марсу и обратно до трех месяцев. Увеличение скорости ракеты, в свою очередь, требует расходования все возрастающего количества топлива на разгон.

Пусть, например, мы построили ракету, весящую без топлива 1 кг. Если мы захотим сообщить ей скорость 3, 6, 9 и 12 км/сек, то сколько топлива потребуется для этого заправить в ракету и сжечь при разгоне? Необходимое количество топлива * показано в табл. 5.

* (При скорости истечения 3 км/сек. )

Таблица 5

Не подлежит сомнению, что в корпусе ракеты, "сухой" вес которой равен всего 1 кг, нам удастся вместить 1,7 кг топлива. Но очень сомнительно, что в ней можно разместить его 6,4 кг. И, очевидно, совершенно невозможно заправить в нее 19 или 54 кг топлива. Простой, но достаточно прочный бак, вмещающий такое количество топлива, весит уже значительно больше килограмма. Например, известная автомобилистам двадцатилитровая канистра весит около 3 кг. "Сухой" же вес ракеты, помимо бака, должен включать в себя вес двигателей, конструкции, полезного груза и т. д.

Наш великий соотечественник К. Э. Циолковский нашел другой (и пока единственный) путь, позволяющий решить такую трудную задачу, как достижение ракетой тех скоростей, которые сегодня требуются практикой. Этот путь состоит в создании многоступенчатых ракет.

Типовая многоступенчатая ракета изображена на рис. 24. Она состоит из полезного груза И нескольких отделяемых ступеней с силовой установкой и запасом топлива в каждой. Двигатель первой ступени сообщает полезному грузу, а также второй и третьей ступеням (второй субракете) скорость ν 1 . После израсходования топлива первая ступень отделяется от остальной части ракеты и падает на землю, а на ракете включается двигатель второй ступени. Под действием его тяги оставшаяся часть ракеты (третья субракета) приобретает дополнительную скорость ν 2 . Затем вторая ступень после израсходования топлива также отделяется от оставшейся части ракеты и падает на землю. В это время включается двигатель третьей ступени и сообщает полезному грузу добавочную скорость ν 3 .

Таким образом, в многоступенчатой ракете полезный груз разгоняется многократно. Полная идеальная скорость трехступенчатой ракеты будет равна сумме трех идеальных скоростей, полученных от каждой ступени:

V ид 3 = ν 1 + ν 2 + ν 3 .

Если скорость истечения газов из двигателей всех ступеней одинакова и после отделения каждой из них не меняется отношение начального веса оставшейся части ракеты к конечному, то приросты скорости ν 1 , ν 2 и ν 3 будут равны между собой. Тогда можно считать, что скорость ракеты, состоящей из трех (или вообще п) ступеней, будет равна утроенной (или увеличенной в n раз) скорости одноступенчатой ракеты.

Фактически в каждой ступени многоступенчатых ракет могут стоять двигатели, дающие разные скорости истечения; постоянное отношение весов может не выдерживаться; сопротивление воздуха по мере изменения скорости полета и притяжение Земли по мере удаления от нее изменяются. Поэтому конечная скорость многоступенчатой ракеты не может быть определена простым умножением скорости одноступенчатой ракеты на число ступеней * . Но остается справедливым, что путем увеличения числа ступеней скорость ракеты может быть увеличена во много раз.

* (Следует также иметь в виду, что между выключением одной ступени и включением другой может быть временной интервал, в течение которого ракета летит по инерции. )

Кроме того, многоступенчатая ракета может обеспечить заданную дальность полета одного и того же полезного груза при значительно меньшем общем расходе топлива и стартовом весе, чем одноступенчатая ракета. Неужели человеческий разум сумел обойти законы природы? Нет. Просто человек, познав эти законы, может экономить на топливе и весе конструкции, выполняя поставленную задачу. В одноступенчатой ракете мы от самого старта и до конца активного участка разгоняем весь ее "сухой" вес. В многоступенчатой ракете мы этого не делаем. Так, в трехступенчатой ракете вторая ступень уже не тратит топлива на разгон "сухого" веса первой ступени, ибо последняя отбрасывается. Третья ступень также не тратит топлива на разгон "сухого", веса первой и второй ступеней. Она разгоняет только себя и полезный груз. Третью (и вообще последнюю) ступень можно было бы уже не отсоединять от головной части ракеты, потому что дальнейшего разгона не требуется. Но во многих случаях она все же отделяется. Так, отделение последних ступеней практикуется у ракет-носителей спутников, космических ракет и таких боевых ракет, как "Атлас", "Титан", "Минитмэн", "Юпитер", "Поларис" и др.

Когда в космос запускается научная аппаратура, помещенная в головной части ракеты, то предусматривается отделение последней ступени. Это необходимо для правильного функционирования аппаратуры. Когда запускается спутник, также предусматривается его отделение от последней ступени. Благодаря этому уменьшается сопротивление и он может существовать длительное время. При запуске боевой баллистической ракеты предусматривается отделение последней ступени от боевой головки, вследствие этого труднее становится обнаружить боевую головку и попасть в нее антиракетой. Более того, отделившаяся при снижении ракеты последняя ступень становится ложной целью. Если при возвращении в атмосферу предусмотрено управлять боевой головкой или стабилизировать ее полет, то без последней ступени управлять ею легче, так как она обладает меньшей массой. Наконец, если последнюю ступень не отделить от боевой головки, то надо будет защищать ту и другую от нагрева и сгорания, что невыгодно.

Безусловно, задача получения высоких скоростей движения будет решаться не только созданием многоступенчатых ракет. Этот способ имеет и свои недостатки. Дело в том, что с увеличением числа ступеней сильно осложняется конструкция ракет. Появляется необходимость в сложных механизмах для отделения ступеней, Поэтому ученые всегда будут стремиться к минимальному числу ступеней, а для этого, прежде всего необходимо научиться получать все большие и большие скорости истечения продуктов сгорания или продуктов какой-либо другой реакции.

Выпуск 3

В своём очередном видеоуроке астрономии профессор расскажет о многоступенчатой ракете, а также о том, как выбирают место для космодрома.

Многоступенчатая ракета

Многоступенчатая ракета представляет собой летательный аппарат, состоящий из двух или более механически соединённых ракет, называемых ступенями, разделяющихся в полёте. Многоступенчатая ракета позволяет достигнуть скорости большей, чем каждая из её ступеней в отдельности. Составная ракета позволяет более рационально использовать ресурсы за счёт того, что в полёте ступень, выработавшая своё топливо, отделяется, и остальное топливо ракеты не тратится на ускорение конструкции отработавшей ступени, ставшей ненужной для продолжения полёта. Конструктивно многоступенчатые ракеты выполняются c поперечным или продольным разделением ступеней. При поперечном разделении ступени размещаются одна над другой и работают последовательно друг за другом, включаясь только после отделения предыдущей ступени. При продольном разделении первая ступень состоит из нескольких одинаковых ракет (на практике, от 2-х до 8-и), работающих одновременно и располагающихся вокруг корпуса второй ступени симметрично, чтобы равнодействующая сил тяги двигателей первой ступени была направлена по оси симметрии второй. Такая схема позволяет работать двигателю второй ступени одновременно с двигателями первой, увеличивая, таким образом, суммарную тягу, что особенно нужно во время работы первой ступени, когда вес ракеты максимален.

Место для космодрома

Космодром — это территория, на которой размещается комплекс сооружений, предназначенный для запуска космических аппаратов в космос. Название «космодром» дано по аналогии с аэродромом для самолётов. Обычно космодромы занимают место с большой площадью и находятся на удалении от густонаселенных мест, чтобы отделяющиеся в процессе полета ступени не навредили жилым территориям или соседним стартовым площадкам. Наиболее выгодное место для космодрома — на экваторе, чтобы стартующий носитель мог наиболее полно использовать энергию вращения Земли. Ракета-носитель при запуске с экватора может сэкономить около 10 % топлива по сравнению с ракетой, стартующей с космодрома, находящегося в средних широтах. А также с экватора возможен запуск на орбиту с любым наклонением.

Схема с несущими баками

Переходная схема

Схема с подвесными баками

ОДНОСТУПЕНЧАТЫЕ ЖИДКОСТНЫЕ РАКЕТЫ.

Жидкостных баллистических ракет дальнего действия и ра­кет-носителей к настоящему времени создано очень много. Но надо начинать с наиболее простого и наглядного. Поэтому мы обратимся к самой старой и имеющей сейчас лишь историческое значение немецкой ракете «Фау-2». Ее считают первой жидкостной баллистической ракетой.

Слово «первая», однако, нуждается в разъяснениях. Уже в предвоенные, тридцатые, годы принципы конструкции баллистической жидкостной ракеты хорошо были известны специалистам. Уже существовали (и в первую очередь в Советском Союзе) достаточно совершенные жидкостные ракетные двигатели. Уже разрабатывались и создавались гироскопические системы для стабилизации ракет. Уже испытывались первые образцы жидкостных ракет, предназначенных для исследования стратосферы. Поэтому ракета «Фау-2» возникла не на ровном месте. Но на серийное производство она вышла первой. Также первой она нашла и военное применение, когда в пароксизме отчаяния, в 1943 г. немецкое командование

дало приказ о бессмысленном обстреле этой ракетой жилых кварталов Лондона. Ко­нечно, этот шаг никак не мог повлиять на общий ход военных событий. Кудабольшее влияние оказала прославленная отече­ственная ракетная артиллерия, совершенные образцы которой испытывались в первые дни Отечественной войны непосредственно на полях сражений. Но сейчас не о военном применении ракет идет речь.Сколь бы ни печальна была история ракеты «Фау-2», нас в данном случае интересует только схема ее устройства и прин­ципы компоновки. Для нас - это весьма удобное аудиторное пособие, которое поможет читателю ознакомиться с общим устройством вообще всех баллистических жидкостных ракет, и не только с устройством. С высот накопленного к настоящему вре­мени опыта легко дать оценку этой конструкции и показать, как в дальнейшем развивались ее достоинства и устранялись недо­статки: какими путями шел технический прогресс.

Стартовый вес ракеты «Фау-2» составлял примерно 13 тс, а дальность ее действия приближалась к 300 км. Ракета в разрезе показана на плакате.

Корпус жидкостной баллистической ракеты делится по длине на несколько отсеков (рис.3.1): топливный отсек (Т. О), включающий в себя баки горючего 1 и окислителя 2; хвостовой отсек (X. О) с двигателем и приборный отсек (П. О), к которому пристыкована боевая часть (Б. Ч). Само понятие «отсек» связано не только с функциональным назначением какой-то части ракеты, но, в первую очередь, с наличием поперечных разъемов, допускающих раздельную поагрегатную сборку и последующую стыковку. В некоторых типах ракет приборный отсек как самостоятельная часть корпуса отсутствует, а приборы управления поблочно размещаются в свободном пространстве с учетом удобства подходов и обслуживания на старте и минимальной про­тяженности кабельной сети.

Как и все управляемые баллистические ракеты, «Фау-2» снабжена автоматом стабилизации. Гироприборы и прочие блоки автомата стабилизации расположены в приборном отсеке и смонтированы на крестовидной панели.

Исполнительными органами автомата стабилизации являются газоструйные и воздушные рули. Газоструйные рули 3 располагаются в струе истекающих из камеры 4 газов и крепятся со своими приводами - рулевыми машинами - на жестком рулевом кольце 5 . При отклонении рулей возникает момент, поворачивающий ракету в нужном направлении. Так как газоструйные рули работают в исключительно тяжелых температурных условиях, они изготовлялись из наиболее термостойкого материала - графита. Воздушные рули 6 играют вспомогательную роль и дают эффект только в плотных слоях атмосферы и при доста­точно большой скорости полета.

В качестве топливных компонентов в ракете «Фау-2» используется жидкий кислород и этиловый спирт. Поскольку острая проблема охлаждения двигателя не могла в то время получить должного решения, проектанты пошли на потерю удельной тяги, забалластировав этиловый спирт водой и снизив его концентра­цию до 75%. Общий запас спирта на борту ракеты составляет 3,5 г, а жидкого кислорода - 5г.

Основными элементами двигателя, расположенного в хвостовом отсеке, является камера 4 и турбонасосный агрегат (ТНА) 7, предназначенный для подачи топливных компонентов в камеру сгорания.

Турбонасосный агрегат состоит из двух центробежных насосов - спиртового и кислородного, установленных на общем валу с газовой турбиной. Турбина приводится в действие продуктами разложения перекиси водорода (водяной пар + кислород), которые образуются в так называемом парогазогенераторе (ПГГ) (на рисунке не виден). Перекись водорода подается в реактор ПГГ из бака 3 и разлагается в присутствии катализатора - водного раствора перманганата натрия, подаваемого из бачка 9. Эти компоненты вытесняются из баков сжатым воздухом, содержащимся в баллонах 10. Таким образом, работа двигательной установки обеспечивается общим счетом четырьмя компонентами - двумя основными и двумя вспомогательными для парогазогенерации. Не следует, конечно, забывать и о сжатом воздухе, запас которого необходим для подачи вспомогательных компонентов и для работы пневмоавтоматики.

Перечисленные элементы - камера, ТНА, баки вспомогательных компонентов, баллоны со сжатым воздухом - вместе с подводящими трубопроводами, клапанами и прочей арматурой монтируются на силовой раме 11 и образуют общий энергетический блок, который и называется жидкостным ракетным двигателем (ЖРД).

При сборке ракеты рама двигателя пристыковывается к заднему шпангоуту 12 и закрывается тонкостенной подкрепленной оболочкой - корпусом хвостового отсека, снабженного четырьмя стабилизаторами.

Тяга двигателя ракеты «Фау-2» на Земле составляет 25 тс, а в пустоте - около 30 тс. Если эту тягу разделить на суммар­ный весовой расход, состоящий из 50 кгс/сек спирта, 75 кгс/сек кислорода и 1,7 кгс/сек перекиси водорода и перманганата, то получим удельную тягу 198 и 237 единиц на Земле и в пустоте соответственно. По современным понятиям такая удельная тяга для жидкостных двигателей считается, конечно, очень низкой.

Обратимся к так называемой силовой схеме. Этому довольно ясному по смыслу понятию трудно подобрать краткое и четкое определение. Силовая схема представляет собой то конструктивное решение, в основу которого положены соображения прочности и жестко­сти всей конструкции, ее способность противостоять нагрузкам, действующим на ракету в целом.

Можно провести аналогию. У высших животных силовая схема - скелетная. Кости скелета являются основными несущими элементами, поддерживающими тело и замыкающими на себя все мышечные усилия. Но скелетная схема не единственная. Панцирь рака, краба и других им подобных существ может рассматриваться не только как средство защиты, но и как элемент общей силовой схемы. Такую схему следовало бы назвать оболочечной. При более глубокой осведомленности в области биологии можно было бы, по-видимому, найти примеры и других силовых схем в природе. Но сейчас речь - о силовой схеме ракетной конструкции.

На участке выведения ракеты «Фау-2» тяга двигателя передается на задний силовой шпангоут 12. Ракета движется с ускорением, и во всех поперечных сечениях корпуса, расположенных выше силового шпангоута, возникает осевая сжимающая сила. Вопрос заключается в том, какие элементы корпуса должны ее воспринимать - баки, продольные подкрепления, специальная рама или, может быть, достаточно в

баках создать повышенное давление, и тогда конструкция обретет несущую способность подобно хорошо накачанной автомобильной шине. Решение этого вопроса и составляет предмет выбора силовой схемы.

В ракете «Фау-2» принята схема внешнего силового корпуса и подвесных баков. Силовой корпус 13 представляет собой стальную оболочку с продольно-поперечным набором подкрепляющих элементов. Продольные подкрепляющие элементы называются стрингерами, а наиболее мощные из них - лонжеронами. Поперечные кольцевые элементы называют шпангоутами. Для удобства монтажа корпус ракеты имеет продольный болтовой разъем.

Нижний кислородный бак 2 опирается на тот же самый силовой шпангоут 12, к которому, как уже говорилось, крепится рама двигателя с хвостовым обтекателем. Спиртовой бак подвешивается на переднем силовом шпангоуте 14, с которым стыкуется и приборный отсек.

Таким образом, в ракете «Фау-2» топливные баки исполняют только роль емкостей и в силовую схему не включаются, а главным силовым элементом является корпус ракеты. Но он рассчитывается не только на нагрузки участка выведения. Важно еще обеспечить прочность ракеты при подходе к цели, и это обстоятельство заслуживает особого обсуждения.

После выключения двигателя газоструйные рули не могут выполнять своих функций, а так как выключение производится уже на большой высоте, где практически отсутствует атмосфера, то полностью теряют эффективность также воздушные рули и хвостовой стабилизатор. Поэтому после выключения двигателя ракета становится неориентируемой. Полет происходит в режиме неопределенного вращения относительно центра масс. При входе в сравнительно плотные слои атмосферы хвостовой стабилизатор ориентирует ракету по полету, и на конечном участке траектории она движется головной частью вперед, несколько затормаживаясь в воздухе, но,сохраняя к моменту встречи с целью скорость 650-750 м/сек.

Процесс стабилизации связан с возникновением больших аэродинамических нагрузок на корпус и хвостовое оперение. Это - неконтролируемый полет с углами атаки, меняющимися в пределах ±180°. Обшивка нагревается, а в поперечных сечениях корпуса возникают значительные изгибающие моменты, на которые в основном и ведется расчет на прочность.

По первому впечатлению кажется неясным, так ли уж необходимо заботиться о прочности ракеты на заключительном участке траектории. Ракета почти долетела, и дело, как будто, сделано. Даже если корпус и разрушится, боевая часть все равно достигнет цели, взрыватели сработают, и разрушительное действие ракеты будет обеспечено.

Такой подход, однако, неприемлем. Нет никаких гарантий, что при разрушении корпуса не будет поврежден сам боевой заряд, а такое повреждение в сочетании с местным перегревом чревато преждевременным траекторным взрывом. Кроме того, в условиях разрушения конструкции процесс последующего движения обладает очевидной непредсказуемостью. Даже исправная, неразрушающаяся ракета и то получает на атмосферном участке свободного полета некоторое неопределенное изменение вектора скорости. Аэродинамические силы могут увести и действительно уводят ракету от расчетной траектории. В дополнение к неизбежным ошибкам для участка выведения появляются новые неучитываемые погрешности. Ракета падает с недолетом, перелетом, ложится правее или левее цели. Возникает рассеивание, которое вследствие неопределенных условий входа в атмосферу заметно возрастает. Если же смириться с разрушением корпуса и соответственно - с потерей стабилизации и скорости, то затяжная неопределенность движения приведет и вовсе к недопустимому увеличению рассеивания. Происходит нечто подобное тому, что мы видим, когда следим за траекторией осыпающихся листьев: та же неопределенность траектории и та же потеря скорости. Кстати, снижение скорости у цели для боевой ракеты типа «Фау-2» также нежелательно. Кинетическая энергия массы ракеты и энергия взрыва остатков топливных компо­нентов для такого вида оружия давали вполне ощутимую прибавку к боевому действию тонны взрывчатого вещества, находящегося в головной части ракеты.

Итак, корпус ракеты должен быть достаточно прочным на всех участках траектории. И если теперь, не вникая в подробности, критически взглянуть на ракету «Фау-2» в целом, то можно сделать вывод, что именно силовая схема является наиболее слабым местом этой конструкции, поскольку необходи­мость чрезмерного усиления корпуса существенно снижает весовые характеристики ракеты. Следовательно, необходимо искать иное конструктивное решение.

При анализе силовой схемы, естественно, возникает мысль отказаться от несущего корпуса и возложить силовые функции на стенки баков, дополнительно, быть может, усилив их и поддержав умеренным внутренним давлением. Но такое решение пригодно лишь для активного участка. Что же касается стабилизации ранеты при возвращении на атмосферный участок траектории, тс от этого придется отказаться и сделать головную часть отделяющейся.

Таким образом, рождается силовая схема с несущими баками. Топливные баки должны удовлетворять условиям прочности только при регламентированных, заранее определенных нагрузках и тепловых режимах активного участка. После выключения двигателя происходит отделение головной части, снабженной собственным аэродинамическим стабилизатором. С этого момента корпус ракеты с уже выключенной двигательной установкой и головная часть летят практически по общей траектории, раздельно и не имея определенной угловой ориентации. При входе в плотные слои атмосферы корпус, обладающий большим аэродинамическим сопротивлением, начинает отставать, разрушается, и его части падают, не долетая до цели. Головная часть стабилизируется, сохраняет относительно высокую скорость и доносит боевой заряд в заданную точку. При такой схеме, понятно, кинетическая энергия массы ракеты не включается в эффект боевого действия. Однако снижение общего веса конструкции позволяет компенсировать эту потерю увеличением полезной нагрузки. В случае же перехода к ядерной боевой головке кинетическая энергия массы ракеты вообще не имеет значения.

Теперь посмотрим, что же мы получаем и что теряем; каков актив и пассив при переходе к схеме несущих баков и отделяю­щейся головной части. Очевидно, в актив следует записать отсутствие силового корпуса и отсутствие хвостового стабилиза­тора, надобность в котором теперь отпадает. В актив надо запи­сать возможность перехода от стали к более легким алюминиево-магниевым сплавам: атмосферный участок выведения ракета проходит с относительно небольшой скоростью, и нагрев корпуса невелик. И, наконец, есть еще одно важное обстоятельство. Расчетные нагрузки на активном участке обладают достаточно высокой степенью достоверности; они регламентированы точно выдерживаемыми условиями выведения. Что же касается входа в атмосферу, то для этого участка траектории нагрузки определяются с меньшей точностью. Доверие к расчетным нагрузкам активного участка позволяет снизить назначаемый коэффициент запаса, что для ракеты с отделяющейся головной частью дает дополнительное снижение веса.

В пассив придется внести некоторое увеличение веса баков; их надо усилить. Возможно, придется сюда же записать дополнительный вес сжатого воздуха и систем наддува топливных баков. В пассив запишется также и вес нового стабилизатора головной части. Но, конечно, такой стабилизатор весит много меньше, чем старый, предназначенный для ракеты в целом. И, наконец, от старого стабилизатора могут сохраниться некоторые рудименты в виде так называемых пилонов. На них возлагается две задачи. Пилоны дают некоторое стабилизирующее действие, что позволяет несколько упростить условия работы автомата стабилизации. Кроме того, пилоны позволяют вынести воздушные рули, если таковые имеются, подальше от корпуса в свободный и «незатененный» аэродинамический поток.

Естественно, что в подобных рассуждениях за и против нельзя довольствоваться только умозрительными утверждениями. Нужен подробный проектный анализ, числовые оценки и расчет. А такой расчет указывает на несомненные весовые преимущества новой силовой схемы.

Приведенные соображения относятся только к ракетам, имеющим турбонасосную систему подачи. Если же подача компонентов осуществляется высоким давлением, создаваемым в топливных баках (такая подача называется вытеснительной), то логика силовой схемы несколько меняется.

В случае вытеснительной подачи топливные баки рассчитываются в первую очередь на внутреннее давление, и, удовлетворяя условию прочности по давлению, такие баки, как правило, автоматически удовлетворяют как прочностным, так и температурным требованиям во всех режимах полета. Следовательно, им и на роду написано быть несущими. Подвесные баки при вытеснительной подаче были бы очевидной нелепицей.

Бак, рассчитанный на высокое внутреннее давление вытеснительной подачи, удовлетворяет, как правило, и условию прочности корпуса при входе в атмосферу. Следовательно, отделение головной части для такой ракеты не обязательно, но тогда корпус должен быть снабжен хвостовым стабилизатором.

Идея отделяющейся головной части впервые была реализована в 1949 г. на одной из самых ранних отечественных баллистических ракет – Р-2. На ее основе была создана несколько позже и геофизическая модификация ракеты - В2А. Конструкция ракеты В2А представляет собой любопытный и поучительный гибридный вариант старой и новой нарождающейся силовых схем и заслуживает обсуждения, как пример развития конструкторской мысли.

Ракета имеет только один несущий бак - передний, спирто­вой, а кислородный бак помещен в облегченный силовой корпус, рассчитанный только на нагрузки активного участка. Отделяющаяся головная часть 2 снабжена собственным хвостовым стабилизатором 3, представляющим собою подкреп­ленную оболочку в форме усеченного конуса. В геофизическом варианте стабилизатор 3 спасаемой головной части имеет механизм для раскрытия тормозных щитков 4, которые снижают скорость падения головной части до 100-150 м/сек, после чего раскрывается парашют. На рисунке 2 показана головная часть после приземления. Виден смятый носовой амортизирующий наконечник 1 и раскрытые щитки 4, частично оплавившиеся при торможении в атмосфере.

Торцевой шпангоут стабилизатора головной части крепится специальными замками к опорному шпангоуту, расположенному в верхней части спиртового бака. После команды на разделение замки размыкаются, а головная часть получает небольшой импульс от пружинного толкателя.

Приборный отсек 8 имеет свободно отпирающиеся замковые люки с герметизацией и расположен не в верхней, а в нижней части ракеты, что представляет определенные удобства для проведения предстартовых операций.

Рассматривая ракету В2А более детально, можно было бы отметить и другие ее особенности. Но главное не в этом. Поразительной и в то же время весьма поучительной особенностью этой конструкции является логическое несоответствие между принципом отделяющейся головной части и наличием хвостового стабилизатора. На участке выведения ориентация ракеты обеспечивается автоматом стабилизации. Что же касается аэродинамической стабилизации при входе в плотные слои атмосферы, то хвостовое оперение здесь не может ничем помочь, поскольку кор­пус не обладает для этого необходимой прочностью.

Конечно, было бы наивностью полагать, что проектанты не видели или не понимали этого. Конструкция, попросту говоря, явилась обычным, часто встречающимся в инженерной практике техническим компромиссом - уступкой временным обстоятельствам. Уже был накоплен опыт создания ракет со стабилизаторной схемой и с подвесными баками. Отработанная система газо­струйных и воздушных рулей была надежной и не вызывала опасений, а автомат стабилизации не требовал серьезной переналадки, которая была бы неизбежной при переходе к новым аэродинамическим формам. Поэтому в обстановке, когда еще велись теоретические дискуссии, чем грозит переход на бесстабилизаторную аэродинамически неустойчивую схему, проще было, не дожидаясь создания новых отработанных систем управления, остановиться на старой. Потеряв что-то в весовых показателях, легче было утвердиться на определенных уже завоеванных позициях. На пути к реальному воплощению схемы с несущими баками нужно было найти нечто среднее между стремлением к скорейшему достижению цели и опасностью длительной экспериментальной доводки, между неизбежной пе­реналадкой производства и использованием уже существующей цеховой оснастки, между риском неудачи и разумной предусмотрительностью. Иначе серией неудач при пусках, что вовсе не исключено, можно было бы скомпрометировать идею в самой основе и дать пищу стойкому недоверию к новой схеме, сколь бы многообещающей и логически обоснованной она ни была.

И еще один, не столь важный, но любопытный психологический аспект. Конструкция ракеты В2А по тем временам не казалась необычной. Сила привычки видеть на всех существовавших до того маленьких и больших ракетах хвостовое оперение сохраняла у стороннего наблюдателя иллюзию обыденности, и внешний вид ракеты не провоцировал на преждевременную и неквалифицированную критику конструкции в целом. То же самое можно сказать и по поводу конструкции кислородного бака. Использование жидкого кислорода в ту пору было средоточием особых мнений, основанных на беспокойстве по поводу низкой температуры кипения этого топливного компонента. Наличие теплоизоляции кислородного бака на ракете В2А успокаивало многих и не перегружало и без того достаточный круг забот, стоящих перед главным конструктором. Надо было показать, что несущий спиртовой бак исправно выполняет силовые функции, что головная часть успешно отделяется и благополучно достигает цели, а автоматика и приборы управления, расположенные вблизи двигателя, несмотря на повышенный уровень вибрации, способны работать так же хорошо, как они работали, находясь в головном отсеке.

Переход к новой силовой схеме был связан, естественно, с одновременным решением и ряда других принципиальных вопросов. Это касалось, прежде всего, конструкции двигателя. Двигатель РД-101, установленный на ракете В2А, обеспечивал 37 и 41,3 тс земной и пустотной тяги или 214 и 242 единицы удельной тяги у поверхности Земли и в пустоте соответственно. Достигалось это повышением концентрации спирта до 92%, повышением давления в камере и дополнительным расширением выходного сечения сопла.

Создатели двигателя отказались от жидкого катализатора для разложения перекиси водорода. Он был заменен твердым катализатором, заранее закладываемым в рабочую полость парогазогенератора. Таким образом, число жидких компонентов уменьшилось с четырех, как это было у «Фау-2», до трех. Появился и новый, ставший вскоре тради­ционным, торовый баллон для перекиси водорода, удобно вписывающийся в компоновку ракеты. Было положено начало и некоторым другим нововведениям, перечислять которые здесь не имеет смысла.

Естественно, что ракета В2А как переходной вариант от одной силовой схемы к другой не могла, да и не должна была воспроизводиться в последующих модернизированных формах. Необходимо было полностью реализовать идею несущих баков и отделяющейся головной части, что и было сделано С. П. Королевым в последующих разработках.

Первые образцы ракет с несущими баками были испытаны и отработаны в начале 50-х годов. После этого отрабатывались некоторые модификации. Так, в частности, появилась и метеорологическая ракета В5В (боевая ракета Р-5). Ныне макетный образец баллистической ракеты с несущими баками занимает почетное место исторического экспоната перед входом в музей Советской Армии в Москве.

При переходе на новую модернизированную схему в целях повышения дальности был увеличен стартовый вес и форсирован режим работы двигателя. Переход на схему несущих баков, конечно, более высокий уровень технологии и тщательная проработка конструкции позволили довести коэффициент весо­вого качества α к до 0,127 (вместо 0,25 у «Фау-2») при относи­тельном конечном весе µ k ~ 0,16.

Наиболее серьезным переработкам в ракете В5В подверга­лась система управления. Как-никак, но это была первая аэро­динамически неустойчивая ракета, снабженная очень небольшим хвостовым оперением и воздушными рулями. На этой же ракете в дальнейшем впервые были применены гироплатформа и новый принцип функционального выключения двигателя.

На ракете В5В в качестве топлива по-прежнему использо­вался 92%-ный этиловый спирт и жидкий кислород. Отработка ракеты показала, что отсутствие теплоизоляции на боковой поверхности кислородного бака не влечет за собой не­приятных последствий. Несколько повышенное испарение кисло­рода за время предстартовой подготовки легко компенсируется подпиткой, т. е. автоматизированной дозаправкой кислорода не­посредственно перед стартом. Эта операция необходима вообще для всех ракет на низкокипящих топливных компонентах.

Таким образом, после ракеты В5В схема несущих баков и от­деляющейся головной части стала реальностью. Все современ­ные жидкостные баллистические ракеты дальнего действия и их более высокая ступень - ракеты-носители создаются ныне толь­ко на основе этой силовой схемы. Именно ее развитие на базе современной технологии и бесчисленных конструктивных улуч­шений породило обобщенный образ той машины, которая по справедливости символизирует вершины технического прогресса нашего времени.

Сейчас ракету В5В можно рассматривать столь же критически, как во времена ее создания рассматривалась ракета «Фау-2». При сохранении общей компоновки и основных принципов сило­вой схемы возможно дальнейшее снижение веса и повышение ос­новных характеристик, а пути решения этой задачи легко просма­триваются и уясняются на примерах более поздних конструкций.

На рис. 3.3 показан одноступенчатый вариант американской баллистической ракеты «Тор»; она выполнена также по типичной схеме несущих баков и имеет отделяющуюся головную часть. Суммарный вес топливных компонентов (кислород + керосин) составляет 45 тс при чистом весе конструкции (без головной ча­сти) 3,6 тс. Это означает следующее. Если условно принять суммарный вес остатков топлива 0,4 тс, то для знакомого нам ко­эффициента весового качества α к получим значение 0,082. При­нимая вес головной части примерно 2 тс, получаем параметр µ K = 0,12. Можно также установить, что при удельной пустотной тяге кислородно-керосинового топ­лива, принятой равной 300 единицам, дальность этой ракеты составляет 3000 км.

В основе высоких весовых показате­лей современных ракет, в частности и этой, лежит тщательная проработка мно­гих элементов, перечислить которые было бы очень трудно, но некоторые, доста­точно общие и типичные, указать можно.

Стенки топливных баков 1 и 2 имеют вафельную конструкцию. Это - тонко­стенная оболочка, изготовленная из вы­сокопрочного алюминиевого сплава с ча­сто расположенными продольно-попе­речными подкреплениями, играющими ту же роль, что и силовой набор в корпусе ракеты «Фау-2», но с большим ве­совым качеством. Широко распростра­ненная в настоящее время вафельная конструкция изготовляется обычно механическим фрезерованием. В ряде случаев, однако, применяется и хи­мическое фрезерование. Заготовка обечайки исходной толщины h 0 подвергается тщательно контролируе­мому травлению в кислоте по той части поверхности, где необходимо убрать лишний металл (остальная часть поверх­ности предварительно покрывается ла­ком). Оставшаяся после травления тол­щина h должна обеспечить герметич­ность и прочность образовавшейся пане­ли при заданном внутреннем давлении, а продольные и поперечные ребра сооб­щают оболочке повышенную жесткость на изгиб, которой определяется устойчи­вость конструкции при осевом сжатии. Регулярность распределения продоль­ных и поперечных ребер преднамеренно нарушается в зоне сварных швов, которые, как известно, обла­дают несколько пониженной прочностью по сравнению с листом проката, а также - у торцов обечайки, где еще предстоит при­варить днища. В этих местах толщина заготовки сохраняется неизменной.

Существуют и другие способы изготовления вафельных кон­струкций. Однако мы сознательно остановились на химическом фрезеровании, чтобы показать, какой ценой в прямом и пере­носном смысле достигаются те весовые показатели конструкции, которые свойственны современной ракетной технике.

Ракета «Тор» имеет укороченный и облегченный хвостовой отсек З, на торце которого крепятся два управляющих двига­теля. Отказ от газоструйных рулей связан, естественно, с их высоким газодинамическим сопротивлением в струе истекающих газов. Применение управляющих двигателей несколько услож­няет конструкцию, но дает существенный выигрыш в удельной тяге.

Из сказанного не должно складываться впечатления, что уп­равляющие камеры появились впервые именно на этой балли­стической ракете. Такая система силовых органов управления применялась в различных исполнениях и раньше, в частности, на ракете-носителе системы «Восток» или «Союз», о которых речь впереди. Одноступенчатый вариант ракеты «Тор» рассматривается здесь исключительно как пример следующего за раке­той В5В поколения баллистических ракет.

Почти на всех баллистических ракетах устанавливаются так­же и тормозные твердотопливные двигатели 6. Это - тоже не из последних новинок. Задача тормозных двигателей заключается в том, чтобы, затормозив корпус ракеты, отвести его от головной части при ее отделении; именно - корпус, не сообщая головной части дополнительной скорости.

Выключение жидкостного двигателя не является мгновенным. После закрытия клапанов топливных магистралей в течение последующих долей секунды в камере еще продолжается горе­ние и испарение оставшихся компонентов. В результате ракета получает небольшой дополнительный импульс, называемый им­пульсом последействия . При расчете дальности на него вводится поправка. Однако сделать это точно невозможно, поскольку им­пульс последействия не обладает стабильностью и меняется от случая к случаю, что является одной из существенных причин рассеивания по дальности. С тем, чтобы уменьшить это рассеи­вание, и используются тормозные двигатели. Момент их включения согласовывается с командой на выключение жидкостного двигателя таким образом, чтобы импульс последействия в ос­новном был скомпенсирован.

Будет поучительным сопоставить геометрические пропорции ракет В5В и «Тор». Ракета В5В более вытянута. Отношение длины к диаметру (так называемое удлинение ракеты) для нее существенно больше, чем у ракеты «Тор»; примерно 14 про­тив 8. Различие в удлинениях вызывает и различные заботы. С увеличением удлинения снижается частота собственных поперечных колебаний ракеты, как упругой балки, и это заставляет считаться с возмущениями, которые поступают на вход системы стабилизации в результате угловых перемещений при изгибе корпуса. Иными словами, должна быть обеспечена стабилизация уже не жесткой, а изгибающейся ракеты. В некоторых случаях это вызывает серьезные трудности,

При малом удлинении ракеты этот вопрос естественно сни­мается, но зато возникает другая неприятность - возрастает роль возмущений от поперечных колебаний жидкости в баках, и если надлежащим подбором параметров автомата стабилизации не удается их парировать, приходится устанавливать в баках перегородки, ограничивающие подвижность жидкости. На рисунке частично показаны узлы 7 для крепления гасителей колебаний в баке горючего. Естественно, такое решение приводит к ухуд­шению весовых характеристик ракеты.

Ракету «Тор» не следует рассматривать как образец совер­шенства. Вместе с тем, любым критическим замечаниям по по­воду ее компоновки проектанты могли бы, наверное, противопо­ставить и свои контрдоводы. На примере ракеты В2А мы уже ви­дели, что обоснованная критика конструктивного решения может проводиться только с учетом конкретных условий проектирования и производства, а главное - перспективных задач, которые ста­вят перед собой создатели новой машины. А ракета «Тор» относится как раз к числу таких, на базе которых возможно создание ракетно-космических систем.

АПУСК произведен с помощью многоступенчатой ракеты», - эти слова уже много раз читали мы в сообщениях о запуске первых в мире искусственных спутников Земли, о создании спутника Солнца, о запуске космических ракет к Луне. Всего одна короткая фраза, а сколько вдохновенного труда ученых, инженеров и рабочих нашей Родины скрывается за этими шестью словами!

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.

Чтобы достигнуть космических скоростей, К. Э. Циолковский предложил применять многоступенчатые ракеты. Сам ученый образно назвал их «ракетными поездами». По мысли Циолковского ракетный поезд, или, как мы говорим сейчас, многоступенчатая ракета, должен состоять из нескольких ракет, укрепленных одна на другой. Нижняя ракета обычно является самой большой. Она несет на себе весь «поезд». Последующие ступени делаются все меньших и меньших размеров.

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.

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?

Для того чтобы дать представление о кораблях такого типа, на нашем рисунке условно изображена в разрезе пятиступенчатая ракета, предназначенная для доставки на поверхность Луны контейнера с научной аппаратурой весом в 1 т. В основу расчета этой ракеты были положены технические данные, приводимые в большом количестве книг (например, в книгах В. Феодосьева и Г. Синярева «Введение в ракетную технику» и Саттона «Ракетные двигатели»).

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.

Как современные воздушные корабли типа «ИЛ-18», «ТУ-104», «ТУ-114» не похожи на аэропланы, летавшие в начале этого века, так и космические ракеты будут непрерывно совершенствоваться. Со временем для полетов в космос в ракетных двигателях будет использоваться не только энергия химических реакций, но и другие источники энергии, например энергия ядерных процессов. С изменением типов ракетных двигателей изменится и конструкция самих ракет. Но замечательной идее К. Э. Циолковского о создании «ракетных поездов» всегда будет принадлежать почетная роль в исследовании бескрайных просторов космоса.