A találmány újrafelhasználható szállítótér-rendszerekre vonatkozik. A javasolt rakéta egy tengelyszimmetrikus testet tartalmaz hasznos teherrel, egy fő meghajtási rendszert, valamint fel- és leszállási lengéscsillapítókat. Az említett lengéscsillapítók rugói és a fő motorfúvóka közé hővédő pajzs van felszerelve, amely hőálló anyagból készült üreges vékonyfalú rekesz formájában készül. A találmány műszaki eredménye a futó főmotor lengéscsillapítóira ható gázdinamikus és termikus terhelés minimalizálása a hordozórakéta kilövése és leszállása során, és ennek eredményeként a lengéscsillapítók szükséges megbízhatóságának biztosítása többszöri (max. 50 alkalommal) a rakéta használata. 1 ill.
Szabadalmi szerzők:
Vavilin Alekszandr Vasziljevics (RU)
Usolkin Jurij Jurjevics (RU)
Fetisov Vjacseszlav Alekszandrovics (RU)
Az RU 2309088 számú szabadalom tulajdonosai:
Szövetségi Állami Egységes Vállalat "State Missile Center" KB im. akadémikus V.P. Makeev" (RU)
A találmány tárgya rakéta- és űrtechnológia, különös tekintettel a „Space orbitális rakéta – egylépcsős járműhordozó” („CROWN”) típusú új generációs újrafelhasználható szállítóűrrendszerekre (MTKS), amelyek ötvenszeres felhasználása nélkül. jelentős javítások, ami egy lehetséges alternatíva a körutazásban újrafelhasználható rendszerekre, mint például a „Space Shuttle” és a „Buran”.
A KORONA rendszert úgy tervezték, hogy hasznos terhet (űrhajó (SC) és SC felső fokozattal (US)) indítson alacsony földi pályára 200-500 km magassági tartományban, a pálya dőlésszögével megegyező vagy ahhoz közeli dőlésszöggel. elindította az SC-t.
Ismeretes, hogy indításkor a rakéta az indítószerkezeten helyezkedik el, miközben függőleges helyzetben van, és a farok rekeszének négy tartókonzoljára támaszkodik, amelyre hatással van a teljesen üzemanyaggal ellátott rakéta súlya és szélterhelések, amelyek felborulási nyomatékok, amelyek ugyanakkor a legveszélyesebbek az erősségű rakéta farokrészére (lásd például I. N. Pentsak. A ballisztikus rakéták repüléselmélete és tervezése. - M .: Mashinostroenie, 1974, 112. o., Fig. 5.22., 217. o., 11.8. ábra, 219. o.) . A teljesen üzemanyaggal ellátott rakéta leállítása során a terhelést az összes tartókonzolra osztják.
A javasolt MTKS egyik alapvető kérdése a fel- és leszállási lengéscsillapítók (VPA) fejlesztése.
Az Állami Rakéta Központban (SRC) a KORONA projekten végzett munka azt mutatta, hogy a VPA betöltésének legkedvezőtlenebb esete a rakéta leszállása.
A teljes üzemanyaggal ellátott rakéta parkolása során a VPA terhelése az összes támaszra megoszlik, míg a leszállás során nagy valószínűséggel a rakétatest függőleges helyzetétől való megengedett eltérés miatt előfordulhat olyan eset, amikor a terhelés egy támaszra esik. Tekintettel a függőleges sebesség jelenlétére, ez a terhelés összehasonlítható, vagy akár meghaladja a parkoló terhelését.
Ez a körülmény lehetővé tette a speciális indítóállás használatának mellőzését, az utóbbi teljesítményfunkcióit a rakéta VPA-jába való átvitelével, ami nagymértékben leegyszerűsíti a KORONA típusú rendszerek kilövési lehetőségét, és ennek megfelelően csökkenti a költségeket. építésükről.
A jelen találmány legközelebbi analógja egy újrafelhasználható, egyfokozatú „CROWN” függőleges fel- és leszállású hordozórakéta, amely egy tengelyszimmetrikus testet tartalmaz hasznos teherrel, egy meghajtó rendszert, valamint fel- és leszállási lengéscsillapítókat (lásd A.V. Vavilin, Yu.Yu). . Usolkin "O újrafelhasználható szállítóűrrendszerek (MTKS), RK technika, tudományos és műszaki gyűjtemény, XIY sorozat, 1. szám (48), P rész, számítás, kísérleti kutatás és víz alatti kilövésű ballisztikus rakéták tervezésének lehetséges módjai, Miass, 2002., 121. o., 1. ábra, 129. o., 2. ábra).
Az analóg rakétakonstrukció hátránya, hogy VPA-ja a sustainer propulsion system (MDU) központi fúvókájából kilépő láng gázdinamikus és termikus hatásainak zónájában helyezkedik el a rakéta többszöri kilövése és leszállása során. amelynek eredményeként nem biztosított egy VPA tervezésének megbízható működése a szükséges erőforrással.használatát (legfeljebb száz repülés húsz százalékos erőforrás tartalékkal).
Az egyfokozatú újrafelhasználható függőleges fel- és leszálló hordozórakéta alkalmazásakor a műszaki eredmény az, hogy a hordozórakéta ötvenszeres használatával biztosítható egy VPA tervezésének megkövetelt megbízhatósága a VPA gázdinamikai és hőterhelésének minimalizálásával. működő MDU több rakéta kilövés és leszállás során.
A találmány lényege abban rejlik, hogy a jól ismert, egyfokozatú, hasznos teherbírású, tengelyszimmetrikus testet, fenntartó meghajtó rendszert, valamint fel- és leszállási lengéscsillapítókat tartalmazó, újrafelhasználható függőleges fel- és leszálló hordozórakétába hőpajzsot építenek be. azt a fel- és leszállási lengéscsillapítók és a fenntartó motor fúvókája között .
A legközelebbi analóg rakétával összehasonlítva a javasolt egyfokozatú újrafelhasználható függőleges fel- és leszálló hordozórakéta rendelkezik a legjobb funkcionális és működési képességekkel, tk. biztosítja egy VPA tervezésének szükséges megbízhatóságát (legfeljebb 0,9994) egy hordozórakéta adott működési idejére (legfeljebb száz kilövésig) az RPA állványok gázdinamikustól való elkülönítésével (hőpajzs segítségével). és az üzemelő MDU hőterhelése a hordozórakéta adott erőforrás (legfeljebb száz) repülése esetén annak többszöri indítása és leszállása során.
A találmány műszaki lényegének tisztázására a javasolt hordozórakéta diagramja 1 tengelyszimmetrikus testtel, 2 fő propulziós rendszer fúvókával, 3 fel- és leszálló lengéscsillapító rugókkal, valamint egy üreges vékonyfalú rekesz 4 hővédő pajzsával. hőálló anyag látható, amely elszigeteli a fel- és leszállási lengéscsillapító rudakat a meghajtórendszer központi fúvókájából származó láng gázdinamikus és hőhatásától a rakéta fel- és leszállása során.
Így a javasolt újrafelhasználható függőleges fel- és leszálló hordozórakéta szélesebb funkcionális és működési képességekkel rendelkezik a legközelebbi analóghoz képest azáltal, hogy növeli egy fel- és leszálló lengéscsillapító megbízhatóságát a hordozórakéta adott repülési élettartama alatt, amelyen ez a fel- és leszálló lengéscsillapító van. található.
Egyfokozatú újrafelhasználható függőleges fel- és leszálló hordozórakéta, amely hasznos teherrel ellátott tengelyszimmetrikus testet, meghajtórendszert, valamint fel- és leszálló lengéscsillapítókat tartalmaz, azzal jellemezve, hogy üreges vékonyfalú rekesz formájában készült hőpajzs hőálló anyag.
A leszállórendszer fejlesztése - a támasztékok száma, eszközük, feltéve, hogy tömegük minimálisra csökken, nagyon nehéz feladat ...
Bejegyzések ebből a folyóiratból „Szadalmak” címke
Emeld fel az előlapot!!!Jó ötlet! Nemrég láttam ezt az ötletet egy robotautóban, és újra itt van... Az egy tengelyen való forgás is gyönyörű. Áttérés…
CTL Atkinson ciklusú motorJól átgondolt! A terjedelmes klasszikus Atkinson szerkezetet egy kompaktabb szerkezet váltotta fel. Kár, hogy még ettől a képtől sem egészen...
Ha feltaláló vagy, és nem találtál fel kerékpárt, akkor feltalálóként értéktelen vagy!
RF szabadalom 2452649 Kerékpárváz Andrej Andrejevics Zakharov A találmány tárgya egysugaras műanyag vázak, amelyek elemekkel vannak ellátva…
CITS V-Twin belső égésű motor és szabadalom ráTiszta kétütemű CITS V-ikermotor tesztpéldány már fut Kétütemű motor portolási elrendezése US 20130228158 A1 ABSTRACT A…
Foton lézer motorPhotonic Laser Thruster - kiderül, hogy a név nem fikció, de a termék már működik... A Photonic Laser Thruster (PLT) egy tiszta foton…
ábrán. A 22. ábra azt mutatja, hogy egy ballisztikus rakéta röppályája, és így repülési hatótávolsága a V 0 kezdeti sebességtől, valamint a sebesség és a horizont közötti Θ 0 szögtől függ. Ezt a szöget dobási szögnek nevezzük.
Legyen például a dobási szög Θ 0 = 30°. Ebben az esetben a ballisztikus repülést a 0 pontban V 0 = 5 km/sec sebességgel megkezdő rakéta a II. elliptikus görbe mentén fog elrepülni. V 0 = 8 km/sec sebességgel a rakéta a III elliptikus görbe mentén, V 0 = 9 km/sec sebességgel a IV görbe mentén repül. Ha a sebességet 11,2 km/s-ra növeljük, a zárt elliptikus görbéből induló pálya nyitott parabolává változik, és a rakéta elhagyja a föld gravitációs gömbjét (V görbe). Még nagyobb sebességnél a rakéta egy hiperbola (VI) mentén szökik ki. Így változik a rakéta pályája a kezdeti sebesség változásával, bár a dobási szög változatlan marad.
Ha állandóan tartja a kezdeti sebességet, és csak a dobás szögét változtatja meg, akkor a rakéta pályája nem kevésbé jelentős változásokon megy keresztül.
Legyen például a kezdeti "sebesség V 0 = 8 km / h. Ha a rakétát függőlegesen felfelé indítják (dobási szög Θ 0 = 90 °), akkor elméletileg olyan magasságra emelkedik, amely megegyezik a a Földet, és a kiindulóponttól nem messze tér vissza a Földre (VII) Θ 0 = 30°-nál a rakéta az általunk már figyelembe vett elliptikus pályán fog elrepülni (III. görbe). Végül Θ 0 = 0°-nál (az indítás párhuzamosan a horizont), a rakéta a Föld körpályás műholdjává változik (I. görbe).
Ezek a példák azt mutatják, hogy csak a dobási szög megváltoztatásával a rakéták hatótávolsága azonos kezdeti, 8 km/s sebességgel nullától a végtelenig terjedhet.
Milyen szögben kezdi meg ballisztikus repülését a rakéta? Ez a rakétának adott vezérlőprogramtól függ. Lehetőség van például minden kezdeti sebességnél kiválasztani a legelőnyösebb (optimális) dobási szöget, amelynél a repülési távolság a legnagyobb. A kezdeti sebesség növekedésével ez a szög csökken. A kapott hatótávolság, magasság és repülési idő hozzávetőleges értékeit a táblázat tartalmazza. négy.
4. táblázat
Ha a dobási szög tetszőlegesen változtatható, akkor a kezdeti sebesség változása korlátozott, és ennek 1 km/s-onkénti növelése nagy technikai problémákkal jár.
K. E. Tsiolkovsky adott egy képletet, amely lehetővé teszi a rakéta ideális sebességének meghatározását a gyorsulás végén hajtóművekkel:
V id \u003d V ist ln G start / G end,
ahol V id - a rakéta ideális sebessége az aktív szakasz végén;
V ist - a gázok kiáramlásának sebessége a motor sugárfúvókájából;
G bég - a rakéta kezdeti súlya;
G con - a rakéta végső súlya;
ln a természetes logaritmus jele.
A rakétahajtómű fúvókájából kiáramló gázok sebességének értékével az előző részben ismerkedtünk meg. A táblázatban megadott folyékony tüzelőanyagokhoz. 3, ezek a sebességek 2200-2600 m/s (vagy 2,2-2,6 km/s), szilárd tüzelőanyagok esetében pedig 1,6-2,0 km/s-ra korlátozódnak.
A G start a kezdeti tömeget jelöli, azaz a rakéta teljes tömegét az indítás előtt, a G end pedig a végső súlyát a gyorsítás végén (az üzemanyag kifogyása vagy a hajtóművek leállítása után). Ezeknek a G beg /G con súlyoknak a képletben szereplő arányát Ciolkovszkij-számnak nevezik, és közvetve jellemzi a rakéta gyorsításához használt üzemanyag tömegét. Nyilvánvaló, hogy minél nagyobb a Ciolkovszkij-szám, annál nagyobb sebességgel fejlődik a rakéta, és ennek következtében annál messzebbre repül (ceteris paribus). megvannak a korlátai.
ábrán. A 23. ábra egy tipikus egyfokozatú rakéta metszetét és tömegdiagramját mutatja. A rakéta az üzemanyagtartályokon kívül hajtóművekkel, vezérlő- és vezérlőrendszerekkel, bőrrel, hasznos teherrel, valamint különféle szerkezeti elemekkel és segédberendezésekkel rendelkezik. Ezért a rakéta végső tömege nem lehet többszöröse a kezdeti tömegének. Például a német V-2 rakéta üzemanyag nélkül 3,9 tonnát, üzemanyaggal együtt 12,9 tonnát nyomott, ami azt jelenti, hogy ennek a rakétának a Ciolkovszkij-száma: 12,9 / 3,9 = 3,31. A külföldi rakétatudomány jelenlegi fejlettségi szintjén ez az arány a külföldi rakéták esetében eléri az 5–7.
Számítsuk ki egy egyfokozatú rakéta ideális sebességét V 0 = 2,6 km/sec. és G kezdete / G vége = 7,
V id \u003d 2,6 ln 7 \u003d 2,6 1,946 ≈ 5 km/s.
Táblázatból. A 4. ábra azt mutatja, hogy egy ilyen rakéta körülbelül 3200 km-es hatótávolságot képes elérni. A tényleges sebessége azonban kevesebb lesz, mint 5 km/s. hiszen a motor nem csak rakétagyorsításra fordítja az energiáját, hanem a légellenállás leküzdésére, a gravitációs erő leküzdésére is. A rakéta tényleges sebessége az ideálisnak csak 75-80%-a lesz. Következésképpen a kezdeti sebessége körülbelül 4 km/s, a hatótávja pedig nem haladja meg az 1800 km-t*.
* (A táblázatban megadott tartomány. 4 hozzávetőlegesen adjuk meg, mivel számos tényezőt nem vettünk figyelembe a kiszámításakor. Például a légkör sűrű rétegeiben elhelyezkedő pályaszakaszokat és a Föld forgásának hatását nem vették figyelembe. Keleti irányú tüzeléskor a ballisztikus rakéták repülési hatótávja nagyobb, mivel magának a Földnek a forgási sebessége hozzáadódik a Földhöz viszonyított sebességükhöz.)
Interkontinentális ballisztikus rakéta létrehozásához, mesterséges földi műholdak és űrhajók indításához, és még inkább űrrakéták küldéséhez a Holdra és a bolygókra lényegesen nagyobb sebességet kell átadni a hordozórakétának. Tehát egy 9000-13000 km hatótávolságú rakétához körülbelül 7 km / s kezdeti sebesség szükséges. Az első kozmikus sebesség, amelyet egy rakétának kell adni ahhoz, hogy a Föld kis keringési magasságú műholdjává válhasson, mint ismeretes, 8 km/s.
A Föld gravitációs szférájából való kilépéshez a rakétát fel kell gyorsítani a második kozmikus sebességre - 11,2 km / s, a Hold körüli repüléshez (a Földre való visszatérés nélkül) több mint 12 km / s sebességre van szükség. A Mars elrepülése a Földre való visszatérés nélkül körülbelül 14 km/s kezdeti sebességgel, a Föld körüli pályára való visszatéréssel pedig körülbelül 27 km/s sebességgel hajtható végre. 48 km/s sebességre van szükség ahhoz, hogy a Marsra és visszarepülés időtartamát három hónapra csökkentsék. A rakéta sebességének növelése viszont egyre nagyobb mennyiségű üzemanyagot igényel a gyorsításhoz.
Tegyük fel például, hogy építettünk egy 1 kg tömegű rakétát üzemanyag nélkül. Ha meg akarjuk mondani neki a 3, 6, 9 és 12 km / s sebességet, akkor mennyi üzemanyagot kell tölteni a rakétába és elégetni a gyorsítás során? A szükséges üzemanyagmennyiség * a táblázatban látható. 5.
* (3 km/sec kiáramlási sebességgel.)
5. táblázat
Kétségtelen, hogy egy rakéta testében, amelynek "száraz" tömege mindössze 1 kg, 1,7 kg üzemanyagot tudunk majd elhelyezni. De nagyon kétséges, hogy belefér-e a 6,4 kg-ja. És nyilván lehetetlen 19 vagy 54 kg üzemanyaggal feltölteni. Egy egyszerű, de elég erős tartály, amely ekkora mennyiségű üzemanyagot tud tárolni, már sokkal többet nyom, mint egy kilogramm. Például az autósok által ismert húszliteres kanna körülbelül 3 kg-ot nyom. A rakéta "száraz" tömegébe a tartályon kívül bele kell számítani a hajtóművek, szerkezet, hasznos teher stb.
Nagy honfitársunk, K. E. Ciolkovszkij talált egy másik (és eddig egyetlen) módot egy olyan nehéz feladat megoldására, mint a mai gyakorlat által megkövetelt rakétasebességek elérése. Ez az út többlépcsős rakéták létrehozásából áll.
Egy tipikus többfokozatú rakéta látható az ábrán. 24. Egy hasznos teherből ÉS több leszerelhető fokozatból áll, mindegyikben egy erőművel és egy tüzelőanyag-ellátással. Az első fokozat motorja ν 1 sebességgel tájékoztatja a hasznos terhet, valamint a második és harmadik fokozatot (a második alrakéta). Az üzemanyag elfogyása után az első fokozat elválik a rakéta többi részétől és a földre esik, a második fokozat motorja pedig bekapcsolódik a rakétán. A tolóereje hatására a rakéta fennmaradó része (a harmadik alrakéta) további ν 2 sebességet vesz fel. Majd a második fokozat, miután kifogyott az üzemanyag, szintén elválik a rakéta többi részétől és a földre esik. Ekkor a harmadik fokozat motorja bekapcsol, és tájékoztatja a hasznos terhet a ν 3 járulékos fordulatszámról.
Így egy többlépcsős rakétában a hasznos teher sokszorosára gyorsul. Egy háromfokozatú rakéta teljes ideális sebessége egyenlő lesz az egyes fokozatokból kapott három ideális sebesség összegével:
V id 3 \u003d ν 1 + ν 2 + ν 3.
Ha a gázok kiáramlásának sebessége az összes fokozat hajtóművéből azonos, és mindegyik szétválása után a rakéta fennmaradó részének kezdeti tömegének aránya a végsőhöz nem változik, akkor a sebesség növekszik ν 1, ν 2 és ν 3 egyenlőek lesznek egymással. Ekkor feltételezhetjük, hogy egy három (vagy akár n) fokozatból álló rakéta sebessége megegyezik az egyfokozatú rakéta sebességének háromszorosával (vagy n-szeresével növelve).
Valójában a többlépcsős rakéták minden fokozatában lehetnek olyan hajtóművek, amelyek eltérő kipufogógáz-sebességet adnak; az állandó tömegarány nem tartható fenn; a légellenállás a repülési sebesség változásával és a Föld vonzása, ahogy távolodsz tőle, megváltozik. Ezért egy többfokozatú rakéta végsebessége nem határozható meg úgy, hogy egyszerűen megszorozzuk az egyfokozatú rakéta sebességét a fokozatok számával*. De igaz marad, hogy a fokozatok számának növelésével sokszorosára növelhető a rakéta sebessége.
* (Azt is szem előtt kell tartani, hogy az egyik fokozat kikapcsolása és a másik bekapcsolása között előfordulhat egy időintervallum, amely alatt a rakéta tehetetlenségből repül.)
Ezen túlmenően egy többfokozatú rakéta ugyanazon hasznos teher adott hatótávolságán sokkal kisebb üzemanyag-fogyasztással és kilövési tömeggel rendelkezik, mint egy egyfokozatú rakéta. Sikerült az emberi elmének megkerülnie a természet törvényeit? Nem. Csak egy személy, aki megtanulta ezeket a törvényeket, megtakaríthatja az üzemanyagot és a szerkezet súlyát, végrehajtva a feladatot. Egy egyfokozatú rakétában az aktív szakasz legelejétől a végéig felgyorsítjuk a teljes "száraz" súlyát. Egy többfokozatú rakétában ezt nem tesszük. Tehát egy háromfokozatú rakétában a második fokozat már nem költ üzemanyagot az első fokozat "száraz" tömegének felgyorsítására, mert az utóbbit eldobják. A harmadik fokozat szintén nem pazarolja az üzemanyagot az első és a második fokozat "száraz" tömegének gyorsítására. Csak önmagát és a hasznos terhet gyorsítja. A harmadik (és általában az utolsó) fokozatot már nem lehetett leválasztani a rakéta fejéről, mert nincs szükség további gyorsításra. De sok esetben mégis elválik. Így az utolsó fokozatok szétválasztását műholdak hordozórakétáiban, űrrakétákban és olyan harci rakétákban gyakorolják, mint az Atlas, Titan, Minuteman, Jupiter, Polaris stb.
Amikor a rakéta fejrészében elhelyezett tudományos berendezést felbocsátják az űrbe, az utolsó fokozat szétválasztását tervezik. Ez szükséges a berendezés megfelelő működéséhez. A műholdak felbocsátásakor az utolsó szakasztól való elválasztása is biztosított. Ennek köszönhetően az ellenállás csökken, és hosszú ideig fennállhat. Harci ballisztikus rakéta indításakor biztosított az utolsó fokozat elválasztása a harci fejtől, aminek következtében nehezebbé válik a harci fej felderítése és a rakétaelhárító eltalálása. Sőt, a rakéta ereszkedése során leválasztott utolsó fokozat csalivá válik. Ha a légkörbe való visszatérés során a robbanófej irányítását vagy repülésének stabilizálását tervezik, akkor az utolsó szakasz nélkül könnyebb irányítani, mivel kisebb a tömege. Végül, ha az utolsó szakaszt nem választják el a harci fejtől, akkor meg kell védeni mind a fűtéstől, mind az égéstől, ami veszteséges.
Természetesen a nagy sebesség elérésének problémáját nem csak a többlépcsős rakéták létrehozása oldja meg. Ennek a módszernek is megvannak a maga hátrányai. A helyzet az, hogy a fokozatok számának növekedésével a rakéták tervezése sokkal bonyolultabbá válik. A lépések szétválasztásához komplex mechanizmusokra van szükség, ezért a tudósok mindig a minimális lépésszámra törekszenek, ehhez pedig mindenekelőtt meg kell tanulni, hogyan érjük el az égéstermékek kiáramlásának egyre nagyobb sebességét. vagy más reakció termékei.
3. kiadásKövetkező csillagászati videóóráján a professzor egy többlépcsős rakétáról, valamint arról, hogyan választják ki az űrrepülőtér helyét.
Többfokozatú rakéta
A többlépcsős rakéta olyan repülőgép, amely két vagy több mechanikusan összekapcsolt rakétából, úgynevezett szakaszokból áll, amelyek repülés közben elkülönülnek. A többfokozatú rakéta lehetővé teszi, hogy nagyobb sebességet érjen el, mint az egyes fokozatai külön-külön. A kompozit rakéta lehetővé teszi az erőforrások ésszerűbb felhasználását, mivel repülés közben a tüzelőanyagot kimerítő fokozatot leválasztják, és a rakéta üzemanyagának fennmaradó részét nem fordítják a kiégett fokozat tervezésének felgyorsítására. szükségtelen a repülés folytatásához. Szerkezetileg a többlépcsős rakéták a fokozatok keresztirányú vagy hosszanti elválasztásával készülnek. Keresztirányú elválasztásnál a fokozatok egymás fölé helyezkednek, és sorban egymás után működnek, csak az előző szakasz szétválasztása után kapcsolnak be. Hosszanti elválasztással az első fokozat több egyforma rakétából áll (a gyakorlatban 2-től 8-ig), amelyek egyidejűleg működnek, és szimmetrikusan helyezkednek el a második fokozat teste körül úgy, hogy az első fokozat hajtóművei tolóerőinek eredője irányul. a második szimmetriatengelye mentén. Egy ilyen séma lehetővé teszi, hogy a második fokozat hajtóműve egyidejűleg működjön az első hajtóműveivel, így nő a teljes tolóerő, ami különösen szükséges az első fokozat működése során, amikor a rakéta tömege maximális.
Hely az űrkikötőhöz
A kozmodrom egy olyan terület, amelyen egy olyan szerkezeti komplexum található, amelyet űrhajók világűrbe juttatására terveztek. A "kozmodrom" elnevezést a repülőgépek repülőterével analógia adják. Az űrkikötők jellemzően nagy területet foglalnak el, és a sűrűn lakott területektől távol helyezkednek el, hogy a repülés során leválasztott szakaszok ne károsítsák a lakóterületeket vagy a szomszédos kilövési helyeket. A kozmodrom legelőnyösebb helye az egyenlítő, így a kiinduló hordozó a legtöbbet tudja kihozni a Föld forgási energiájából. Egy gyorsítórakéta, ha az Egyenlítőről indítják, körülbelül 10%-ot takaríthat meg az üzemanyagból, összehasonlítva a középső szélességi fokokon található kozmodromból indított rakétával. Lehetőség van arra is, hogy az Egyenlítőtől bármilyen dőléssel pályára álljanak.
Séma szállítótartályokkal
Átmeneti áramkör
Séma függő tartályokkal
EGYFOKOZÁSÚ FOLYADÉKRAKÉTÁK.
A mai napig sok nagy hatótávolságú folyékony ballisztikus rakétát és hordozórakétát hoztak létre. De a legegyszerűbbel és a legkézenfekvőbbel kell kezdenünk. Ezért rátérünk a legrégebbi és ma már egyetlen történelmi jelentőségű német V-2 rakétára. Ez az első folyékony hajtóanyagú ballisztikus rakéta.
Az „első” szó azonban pontosításra szorul. Már a háború előtti, harmincas években jól ismerték a szakemberek a ballisztikus folyékony rakéták tervezésének alapelveit. Meglehetősen fejlett folyékony hajtóanyagú rakétahajtóművek már léteztek (elsősorban a Szovjetunióban). A rakéták stabilizálására szolgáló giroszkópos rendszereket már kifejlesztettek és létrehoztak. A sztratoszféra tanulmányozására szánt folyékony-hajtóanyagú rakéták első mintáit már tesztelték. Ezért a V-2 rakéta nem hirtelen jött elő. De ő volt az első, aki tömeggyártásba kezdett. Ő volt az első, aki katonai felhasználásra talált, amikor a kétségbeesés rohamosan 1943-ban a német parancsnokság
parancsot adott London lakónegyedeinek értelmetlen ágyúzására ezzel a rakétával. Ez a lépés természetesen nem befolyásolhatta a katonai események általános menetét. Sokkal nagyobb befolyást gyakorolt a híres hazai rakétatüzérség, amelynek tökéletes példáit a Honvédő Háború első napjaiban közvetlenül a csatatereken tesztelték. De most nem a rakéták katonai felhasználásáról beszélünk.Bármilyen szomorú volt is a V-2 rakéta története, ebben az esetben csak az elrendezése és az elrendezési elvei érdekelnek minket. Számunkra ez egy nagyon kényelmes tantermi kézikönyv, amely segít az olvasónak megismerkedni az összes ballisztikus folyékony rakéta általános felépítésével általában, és nem csak az eszközzel. Az eddig felhalmozott tapasztalatok magaslatából könnyen értékelhető ez a konstrukció, és megmutatható, hogyan fejlesztették tovább előnyeit és küszöbölték ki hiányosságait: milyen módon haladt a műszaki fejlődés.
A V-2 rakéta kilövési súlya körülbelül 13 volt ts, a hatótávolsága pedig megközelítette a 300-at km. A plakáton a rakéta keresztmetszete látható.
A folyékony hajtóanyagú ballisztikus rakéta teste hosszában több rekeszre van osztva (3.1. ábra): üzemanyagrekeszre (T. O), amely magában foglalja az 1 üzemanyagtartályokat és az oxidálószert. 2; a faroktér (X. O) a motorral és a műszertér (P. O), amelyhez a robbanófej (B. Ch) dokkolt. A "rekesz" fogalma nemcsak a rakéta egyes részének funkcionális céljához kapcsolódik, hanem mindenekelőtt a keresztirányú csatlakozók jelenlétéhez, amelyek lehetővé teszik a külön összeszerelést és az azt követő dokkolást. Bizonyos típusú rakétákban nincs műszerrekesz a hajótest független részeként, és a vezérlőeszközöket blokkonként helyezik el a szabad térben, figyelembe véve a megközelítések és a karbantartás kényelmét az elején, valamint a kábel minimális hosszát. hálózat.
Mint minden irányított ballisztikus rakéta, a V-2 is fel van szerelve stabilizáló géppel. A stabilizáló gép giroszkópjai és egyéb blokkjai a műszertérben helyezkednek el és egy kereszt alakú panelre vannak felszerelve.
A stabilizáló gép végrehajtó szervei gázsugaras és légkormányok. Gázsugaras kormányok 3 a kamrából kifolyó sugárban található 4 gázok, és hajtásaikkal - kormánygépekkel - merev kormánygyűrűre vannak rögzítve 5 . Amikor a kormányok eltérnek, egy pillanat következik, amely a rakétát a megfelelő irányba fordítja. Mivel a gázsugaras kormányok rendkívül nehéz hőmérsékleti körülmények között működnek, a leghőállóbb anyagból - grafitból - készültek. Légkormányok 6 segéd szerepet töltenek be, és csak a légkör sűrű rétegeiben és kellően nagy repülési sebességnél fejtik ki hatásukat.
A V-2 rakétában folyékony oxigént és etil-alkoholt használnak üzemanyag-komponensként. Mivel a motorhűtés akut problémáját akkoriban nem tudták megfelelően megoldani, a tervezők a fajlagos tolóerő veszteségéhez nyúltak az etil-alkohol vízzel való ballasztozásával és a koncentrációjának 75%-ra csökkentésével. A rakéta fedélzetén lévő alkohol teljes mennyisége 3,5 g, folyékony oxigén pedig 5 g.
A farokrészben található motor fő elemei a kamra 4 és turbószivattyú egység (THA) 7,úgy tervezték, hogy tüzelőanyag-komponenseket szállítson az égéstérbe.
A turbószivattyú egység két centrifugálszivattyúból áll - alkoholból és oxigénből, amelyeket egy közös tengelyre szerelnek fel egy gázturbinával. A turbinát a hidrogén-peroxid bomlástermékei (gőz + oxigén) hajtják, amelyek az úgynevezett gőz-gáz generátorban képződnek. (SGG)(a képen nem látszik). A hidrogén-peroxidot a tartályból táplálják a PGG reaktorba 3 és katalizátor jelenlétében lebomlik - nátrium-permanganát vizes oldata, amelyet egy tartályból táplálnak 9. Ezeket az alkatrészeket a hengerekben lévő sűrített levegő kényszeríti ki a tartályokból. 10. Így a meghajtórendszer működését összesen négy komponens - két fő és két segédelem biztosítja a gőz- és gáztermeléshez. Természetesen nem szabad megfeledkezni a sűrített levegőről sem, amelynek ellátása a segédalkatrészek ellátásához és a pneumatikus automatika működéséhez szükséges.
A felsorolt elemek a fényképezőgép, TNA, segédalkatrészek tartályai, sűrített levegős hengerek - a tápvezetékekkel, szelepekkel és egyéb szerelvényekkel együtt erőkeretre vannak felszerelve 11 és közös energiablokkot alkotnak, amelyet folyékony rakétamotornak neveznek (LPRE).
Rakéta összeszerelésekor a motorkeret a hátsó kerethez van rögzítve 12 és egy vékony falú megerősített héj zárja le - a farok rekesz teste, négy stabilizátorral felszerelve.
A V-2 rakéta motor tolóereje a Földön 25 ts,és az ürességben - körülbelül 30 ts. Ha ezt a tolóerőt elosztjuk a teljes tömegfogyasztással, amely 50-ből áll kgf/s alkohol, 75 kgf/s oxigén és 1.7 kgf/s hidrogén-peroxid és permanganát, 198, illetve 237 egységnyi fajlagos tolóerőt kapunk a Földön, illetve az űrben. A modern koncepciók szerint a folyékony motorok ilyen specifikus tolóerejét természetesen nagyon alacsonynak tartják.
Térjünk rá az úgynevezett hatalmi sémára. Nehéz erre a meglehetősen világos fogalomra rövid és egyértelmű definíciót találni. Az áramkör egy konstruktív megoldás, amely a teljes szerkezet szilárdságán és merevségén, a rakéta egészére ható terhelések ellenálló képességén alapul.
Vonhat analógiát. Magasabb állatoknál az áramkör csontváz. A csontváz csontjai a fő teherviselő elemek, amelyek támogatják a testet és lezárják az összes izomerőfeszítést. De a csontvázrendszer nem az egyetlen. A rák, a rák és más hasonló lények héja nemcsak védelmi eszköznek tekinthető, hanem az általános hatalmi rendszer elemének is. Az ilyen sémát shell-sémának kell nevezni. A biológia területén mélyebb ismeretekkel nyilvánvalóan más áramkörre is lehetne példákat találni a természetben. De most a rakétatervezés áramköréről beszélünk.
A V-2 rakéta kilövési helyén a motor tolóereje a hátsó erőkeretre kerül át 12. A rakéta gyorsulással mozog, és a hajótest minden keresztmetszetében, az erőkeret felett található, tengelyirányú nyomóerő van. A kérdés az, hogy a hajótest mely elemei legyenek - tankok, hosszanti erősítések, speciális keret, vagy esetleg elég.
tartályokat, hogy megnövekedett nyomást hozzanak létre, majd a szerkezet olyan teherbíró képességet kap, mint egy jól felfújt autógumi. Ennek a kérdésnek a megoldása az áramkör kiválasztásának tárgya.
A V-2 rakétában a külső erőtest és a külső tankok sémáját alkalmazzák. Power Corps 13 egy acél héj hosszanti-keresztirányú erősítőelemekkel. A hosszanti erősítő elemeket ún vonósok,és a legerősebb közülük - spars. A keresztirányú gyűrűelemeket ún keretek. A beszerelés megkönnyítése érdekében a rakétatest hosszirányú csavaros csatlakozóval rendelkezik.
Alsó oxigéntartály 2 ugyanarra a teljesítménykeretre támaszkodik 12, amelyre, mint már említettük, a motorváz a farokburkolattal van rögzítve. Az alkoholtartály az elülső elektromos keretre van felfüggesztve 14, amellyel a műszerrekesz össze van kötve.
Így a V-2 rakétában az üzemanyagtartályok csak konténerek szerepét töltik be, és nem tartoznak bele az áramkörbe, a rakétatest pedig a fő erőelem. De nem csak az indítóhely terhelése alapján számítják ki. Szintén fontos a rakéta erősségének biztosítása a célpont megközelítésénél, és ez a körülmény külön tárgyalást érdemel.
A motor leállítása után a gázsugaras kormányok nem tudják ellátni a funkcióikat, és mivel a leállítást már nagy magasságban végzik, ahol gyakorlatilag nincs légkör, a légkormányok és a farokstabilizátor is teljesen elveszíti hatékonyságát. Ezért a motor leállítása után a rakéta nem tájolhatóvá válik. A repülés a tömegközépponthoz képest határozatlan forgásmódban történik. A légkör viszonylag sűrű rétegeibe való belépéskor a farok stabilizátor a repülés mentén orientálja a rakétát, és a pálya utolsó szakaszán fejrészével előre halad, a levegőben némileg lelassul, de 650-750 sebességet tart, mire eléri a célt. m/sec.
A stabilizációs folyamat a hajótesten és a farokegységen jelentkező nagy aerodinamikai terhelésekkel jár. Ez egy ellenőrizetlen repülés, amelynek támadási szögei ±180°-on belül változnak. A bőr felmelegszik, és a test keresztmetszetein jelentős hajlítónyomatékok keletkeznek, amelyekre elsősorban a szilárdságot számítják.
Első pillantásra tisztázatlannak tűnik, hogy a pálya utolsó szakaszán valóban törődni kell-e a rakéta erejével. A rakéta majdnem repült, és a munka, úgymond, kész. Ha a test megsemmisül is, a robbanófej akkor is eléri a célt, működnek a biztosítékok, és biztosított lesz a rakéta pusztító hatása.
Ez a megközelítés azonban elfogadhatatlan. Nincs garancia arra, hogy maga a robbanófej nem sérül meg a hajótest megsemmisítése során, és az ilyen sérülések helyi túlmelegedéssel együtt korai röppályarobbanással járnak. Ezenkívül szerkezeti meghibásodás esetén a későbbi mozgás folyamata nyilvánvalóan kiszámíthatatlan. Még egy használható, roncsolásmentes rakéta is kap némi határozatlan idejű változást a sebességvektorban a szabad repülés atmoszférikus részén. Az aerodinamikai erők elvezethetik és el is vezetik a rakétát a számított röppályától. Az indítóhely elkerülhetetlen hibái mellett új, el nem számolt hibák is megjelennek. A rakéta alulmarad, túllő, a célponttól jobbra vagy balra fekszik. Disszipáció lép fel, amely a bizonytalan visszatérési feltételek miatt jelentősen megnövekszik. Ha azonban elfogadjuk a hajótest megsemmisülését, és ennek megfelelően a stabilizáció és a sebesség elvesztését, akkor az elhúzódó mozgási bizonytalanság a szóródás elfogadhatatlan növekedéséhez vezet. Valami hasonló történik ahhoz, amit akkor látunk, amikor az omladozó levelek pályáját követjük: ugyanaz a pálya bizonytalansága és ugyanaz a sebességvesztés. Mellesleg, a célpont sebességének csökkenése egy ilyen típusú harci rakéta esetében "V-2" szintén nem kívánatos. A rakéta tömegének kinetikus energiája és az üzemanyag-alkatrészek maradványainak robbanási energiája az ilyen típusú fegyverekhez egészen kézzelfoghatóan növelte a rakéta fejében elhelyezett tonna robbanóanyag harci hatását.
Tehát a rakéta testének elég erősnek kell lennie a pálya minden részén. És ha most, anélkül, hogy belemélyednénk a részletekbe, kritikus pillantást vetünk a V-2 rakéta egészére, akkor arra a következtetésre juthatunk, hogy ennek a kialakításnak az áramkör a leggyengébb pontja, mivel a túlzott erősítés szükségessége. a test jelentősen csökkenti a rakéta tömegjellemzőit. Ezért más konstruktív megoldást kell keresni.
Az áramkör elemzésekor természetesen felmerül az ötlet, hogy a tartótestet elhagyjuk, és erőfunkciókat rendeljünk a tartályok falaihoz, emellett esetleg megerősítjük és mérsékelt belső nyomással alátámasztjuk. De egy ilyen megoldás csak az aktív oldalra alkalmas. Ami a ranet stabilizálását illeti, amikor visszatérünk a pálya légköri részére, ezt el kell hagyni, és a robbanófejet leszerelhetővé kell tenni.
Így megszületik a hordozótartályokkal ellátott áramkör. A tüzelőanyag-tartályoknak csak szabályozott, előre meghatározott terhelések és a zóna hőmérsékleti viszonyai mellett kell megfelelniük a szilárdsági feltételeknek. A motor leállítása után a fejrész le van választva, és saját aerodinamikai stabilizátorral van felszerelve. Ettől a pillanattól kezdve a rakétatest a meghajtási rendszerrel már kikapcsolt és a robbanófej gyakorlatilag egy közös pályán repül, külön-külön és bizonyos szögbeállítás nélkül. A légkör sűrű rétegeibe kerülve a nagy aerodinamikai ellenállású test lemaradni kezd, összeesik, részei pedig leesnek, nem érik el a célt. A robbanófej stabilizálódik, viszonylag nagy sebességet tart fenn, és egy adott pontra hozza a robbanófejet. Egy ilyen sémával egyértelmű, hogy a rakéta tömegének kinetikus energiája nem számít bele a harci hatásba. A szerkezet össztömegének csökkentése azonban lehetővé teszi, hogy ezt a veszteséget a hasznos teher növelésével kompenzálja. A nukleáris robbanófejre való átállás esetén a rakéta tömegének mozgási energiája egyáltalán nem számít.
Most pedig lássuk, mit nyerünk és mit veszítünk; mi az eszköz és kötelezettség a hordozótartályok és az elválasztó robbanófej sémájára való áttéréskor. Nyilvánvalóan eszközként kell elszámolni a motoros hajótest hiányát és a farokstabilizátor hiányát, amelyekre már nincs szükség. Az eszköznek tartalmaznia kell az acélról könnyebb alumínium-magnézium ötvözetekre való átállás lehetőségét: a rakéta atmoszférikus kilövési helye viszonylag kis sebességgel halad át, a hajótest fűtése alacsony. És végül van még egy fontos körülmény. A magra ható tervezési terhelések megbízhatósága meglehetősen magas; pontosan betartott elállási feltételek szabályozzák. Ami a légkörbe való visszatérést illeti, ezen a szakaszon a terhelési pályákat kisebb pontossággal határozzák meg. A mag tervezési terheléseibe vetett bizalom lehetővé teszi a hozzárendelt biztonsági tényező csökkentését, ami egy elválasztó robbanófejjel rendelkező rakéta esetében további súlycsökkentést eredményez.
A tartályok tömegének némi növelését be kell vonni a felelősségbe; meg kell erősíteni őket. Előfordulhat, hogy ide kell felírnia a sűrített levegő és az üzemanyagtartály túlnyomásos rendszerének további súlyát. Az új fejstabilizátor súlya is rögzítésre kerül a kötelezettségben. De természetesen egy ilyen stabilizátor sokkal kisebb súlyú, mint a régi, amelyet a rakéta egészére szántak. És végül, a régi stabilizátorból megőrizhető néhány elem, úgynevezett pilonok formájában. Két feladatuk van. A pilonok bizonyos stabilizáló hatást biztosítanak, ami lehetővé teszi a stabilizáló gép működési feltételeinek valamelyest egyszerűsítését. Ezenkívül a pilonok lehetővé teszik a légvezérlő felületek, ha vannak ilyenek, elmozdítását a hajótesttől szabad és "takaratlan" aerodinamikai áramlásba.
Természetesen az ilyen pro és kontra érveknél nem lehet megelégedni csak spekulatív kijelentésekkel. Részletes tervezési elemzés, számszerű becslések és számítások szükségesek. És egy ilyen számítás jelzi az új áramkör kétségtelen súlyelőnyeit.
A fenti szempontok csak a turbószivattyús szállítórendszerrel rendelkező rakétákra vonatkoznak. Ha az alkatrészek betáplálását az üzemanyagtartályokban keletkező nagy nyomás végzi (az ilyen betáplálást elmozdulásnak nevezzük), akkor az áramkör logikája valamelyest megváltozik.
Kiszorításos betáplálás esetén az üzemanyagtartályokat elsősorban belső nyomásra tervezték, és a nyomásszilárdsági feltételt kielégítve az ilyen tartályok általában minden repülési módban automatikusan kielégítik mind a szilárdsági, mind a hőmérsékleti követelményeket. Ezért az a sors, hogy hordozók legyenek. A felfüggesztett tartályok kiszorításos áramlással nyilvánvaló értelmetlenség lenne.
A nagy belső kiszorítási nyomásra tervezett tartály rendszerint kielégíti a hajótest szilárdsági feltételét is a légkörbe való belépéskor. Ezért egy ilyen rakéta fejrészének szétválasztása nem szükséges, de a testet fel kell szerelni farokstabilizátorral.
A levehető robbanófej ötletét először 1949-ben valósították meg az egyik legkorábbi hazai ballisztikus rakétán, az R-2-n. Ennek alapján egy kicsit később létrehozták a rakéta geofizikai módosítását, a B2A-t. A B2A rakéta dizájnja a régi és az új feltörekvő meghajtási sémák különös és tanulságos hibridje, és érdemes megvitatni, mint a tervezési gondolkodás fejlődésének példáját.
A rakétának csak egy hordozótartálya van - az eleje, az alkohol és az oxigéntartály egy könnyű teljesítményű tokba van helyezve, amelyet csak az aktív terület terhelésére terveztek. Levehető fej 2 saját farokstabilizátorral felszerelt 3, megerősített héjat képvisel csonka kúp formájában. A geofizikai változatban a stabilizátor 3 a mentőfejnek van egy mechanizmusa a fékszárnyak nyitására 4, amelyek 100-150-re csökkentik a fej esési sebességét Kisasszony, ami után kinyílik az ejtőernyő. A 2. ábra a visszatérő járművet mutatja leszállás után. A gyűrött orrhegy látható 1 és nyitott pajzsok 4, fékezés közben részben megolvadt a légkörben.
A fejrész stabilizátor végkerete speciális zárakkal van rögzítve az alkoholtartály felső részén található tartókerethez. A szétválás parancsa után a zárak kinyílnak, a fejrész kis impulzusot kap a rugótolótól.
műszerrekesz 8 Szabadon nyitható, lezárt nyílásokkal rendelkezik, és nem a felső, hanem a rakéta alsó részében található, ami bizonyos kényelmet biztosít az indítás előtti műveletekhez.
Ha részletesebben megvizsgáljuk a B2A rakétát, megjegyezhetjük egyéb tulajdonságait is. De nem ez a lényeg. Ennek a kialakításnak feltűnő és egyben nagyon tanulságos jellemzője a logikai eltérés a levehető fej elve és a farok stabilizátor megléte között. Az indítóhelyen a rakéta tájolását stabilizáló gép biztosítja. Ami az aerodinamikai stabilizálást illeti a légkör sűrű rétegeibe való belépéskor, a farokegység itt nem segíthet, mivel a hajótest nem rendelkezik ehhez a szükséges szilárdsággal.
Persze naivitás lenne azt hinni, hogy a tervezők ezt nem látták vagy nem értették. Egyszerűen fogalmazva, a tervezés általános volt, gyakran megtalálható a mérnöki gyakorlatban. technikai kompromisszum- engedmény az átmeneti körülményeknek. A stabilizátor áramkörrel és külső tankokkal rendelkező rakéták létrehozásában már felhalmozódott a tapasztalat. A bevált gázsugaras és légkormány-rendszer megbízható volt és nem okozott gondot, a stabilizáló automata pedig nem igényelt komoly utánállítást, ami elkerülhetetlen lenne az új aerodinamikai formákra való átálláskor. Ezért egy olyan környezetben, ahol még folytak az elméleti viták arról, hogy mi fenyegeti a nem stabilizátoros aerodinamikailag instabil sémára való átállást, könnyebb volt megállni a réginél, anélkül, hogy meg kellett volna várni az új, bevált vezérlőrendszerek létrehozását. Miután elvesztett valamit súly tekintetében, könnyebb volt megállni bizonyos, már megnyert pozíciókban. A hordozótartályokkal való konstrukció valódi megvalósítása felé haladva találni kellett valamit a cél mielőbbi elérésének vágya és a hosszadalmas kísérleti finomítás veszélye között, a termelés elkerülhetetlen átállítása és a meglévő eszközök használata között. műhely felszerelését, a meghibásodás kockázata és az ésszerű előrelátás között. Ellenkező esetben az indítások során bekövetkező kudarcok sorozata, ami egyáltalán nem kizárt, kompromittálhatja az elképzelés lényegét, és táplálékot adhat az új rendszerrel szembeni tartós bizalmatlansághoz, bármilyen ígéretes és logikailag indokolt is legyen az.
És még egy, nem annyira fontos, de érdekes pszichológiai szempont. A B2A rakéta kialakítása akkoriban nem tűnt szokatlannak. Az a szokás, hogy minden kis- és nagy rakétán farkokat lássanak, megőrizte a külső szemlélő számára a mindennapi élet illúzióját, és a rakéta megjelenése nem váltott ki idő előtti és minősíthetetlen kritikát a tervezés egészével kapcsolatban. Ugyanez mondható el az oxigéntartály kialakításáról is. A folyékony oxigén használata akkoriban az üzemanyag-komponens alacsony forráspontja miatti aggodalmakon alapuló vita középpontjában állt. A B2A rakéta oxigéntartályának hőszigetelésének jelenléte sokakat megnyugtatott, és nem terhelte túl a főtervező már amúgy is elegendő aggályait. Meg kellett mutatni, hogy a szállító alkoholtartály rendszeresen ellátja az erőfunkciókat, a robbanófej sikeresen leválasztja és biztonságosan eléri a célt, valamint a motor közelében elhelyezett automatika és vezérlőberendezések a megnövekedett rezgésszint ellenére is jól működnek. ahogy a fejrekeszben dolgoztak.
Az új hatalmi rendszerre való áttérés természetesen számos más alapvető kérdés egyidejű megoldásával járt. Ez mindenekelőtt a motor kialakítására vonatkozott. A V2A rakétára szerelt RD-101 hajtómű 37 és 41.3 ts földi és üres tolóerő vagy 214 és 242 egységnyi fajlagos tolóerő a Föld felszínén, illetve az ürességben. Ezt úgy érték el, hogy az alkoholkoncentrációt 92%-ra emelték, növelték a kamrában uralkodó nyomást és tovább bővítették a fúvóka kimeneti szakaszát.
A motor alkotói elhagyták a hidrogén-peroxid lebontásának folyékony katalizátorát. Helyére szilárd katalizátor került, amelyet előzetesen a gőz- és gázgenerátor munkaüregébe helyeztek. Így a folyékony komponensek száma a V-2-höz hasonlóan négyről háromra csökkent. Volt egy új, hamarosan hagyományossá vált tóruszhenger is a hidrogén-peroxid számára, amely kényelmesen illeszkedik a rakéta elrendezésébe. Más újításokat is kezdeményeztek, amelyeknek itt nincs értelme.
Természetesen a B2A rakétát, mint átmeneti lehetőséget egyik áramkörről a másikra, nem lehetett, és nem is kellett volna később modernizált formákban reprodukálni. Teljes mértékben meg kellett valósítani a tankok és a levehető robbanófej szállításának ötletét, amelyet S. P. Korolev tett meg a későbbi fejlesztésekben.
Az első hordozótartályos rakétamintákat az 50-es évek elején tesztelték és tesztelték. Ezt követően néhány módosítást kidolgoztak. Így különösen megjelent a B5V meteorológiai rakéta (R-5 harci rakéta). Napjainkban a moszkvai Szovjet Hadsereg Múzeumának bejárata előtt történelmi kiállításként megtisztelő helyet foglal el egy hordozótartályos ballisztikus rakéta minta.
Az új korszerűsített sémára való áttéréskor a hatótáv növelése érdekében az induló tömeget növelték, és a motor üzemmódját kényszerítették. A hordozótartályok sémájára való áttérés természetesen a magasabb technológiai szint és a tervezés alapos tanulmányozása lehetővé tette, hogy az α k tömegminőségi tényezőt 0,127-re (a V-2 0,25 helyett) egy relatív értékre hozzuk. végső tömeg µ k ~ 0,16.
A vezérlőrendszert a B5V rakétában a legkomolyabb feldolgozásnak vetették alá. Végül is ez volt az első aerodinamikailag instabil rakéta, amely nagyon kicsi farokkal és légkormányokkal volt felszerelve. Ugyanazon a rakétán később először használtak giroplatformot és a funkcionális motorleállítás új elvét.
A B5B rakéta továbbra is 92%-os etil-alkoholt és folyékony oxigént használt üzemanyagként. A rakétakísérletek kimutatták, hogy az oxigéntartály oldalfelületének hőszigetelésének hiánya nem jár kellemetlen következményekkel. Az indítás előtti előkészítés során valamelyest megnövekedett oxigénpárolgás könnyen kompenzálható utánpótlással, azaz az oxigén közvetlenül a rajt előtti automatikus utántöltésével. Ez a művelet általában minden alacsony forráspontú tüzelőanyag-komponenssel működő rakétánál szükséges.
Így a B5V rakéta után valósággá vált a hordozó tankok és a leszerelhető robbanófej séma. Az összes modern, nagy hatótávolságú folyékony hajtóanyagú ballisztikus rakétát és magasabb fokozatú hordozórakétáit ma már csak ennek az energiarendszernek az alapján hozták létre. A modern technológián alapuló fejlesztés és a számtalan tervezési fejlesztés eredményezte a gép általános képét, amely méltán szimbolizálja korunk technológiai fejlődésének csúcsát.
Most a B5B rakéta ugyanolyan kritikusnak tekinthető, mint a V-2 rakéta a megalkotásakor. Az általános elrendezés és az áramkör alapelvei megtartása mellett további súlycsökkentés és a fő jellemzők növelése lehetséges, és a probléma megoldásának módjai könnyen áttekinthetők és megérthetők a későbbi tervek példái alapján.
ábrán. 3.3 a "Thor" amerikai ballisztikus rakéta egyfokozatú változatát mutatja be; szintén a hordozótartályok jellemző sémája szerint készül, és levehető fejjel rendelkezik. Az üzemanyag-komponensek össztömege (oxigén + kerozin) 45 ts a szerkezet nettó tömegével (fejrész nélkül) 3.6 ts. Ez a következőket jelenti. Ha feltételesen elfogadjuk az üzemanyag-maradványok össztömegét 0,4 ts, akkor az ismert α to tömegminőségi tényezőre 0,082 értéket kapunk. A fej súlyának elviselése körülbelül 2 ts, a µ K = 0,12 paramétert kapjuk. Megállapítható az is, hogy az oxigén-kerozin üzemanyag 300 egységnek megfelelő üres tolóerővel ennek a rakétának a hatótávolsága 3000 km.
A modern rakéták nagy súlymutatóinak alapja, különösen ez, sok elem gondos tanulmányozása, amelyeket nagyon nehéz lenne felsorolni, de néhány, meglehetősen általános és tipikus, megjelölhető.
Az üzemanyagtartály falai 1 és 2 gofri kialakításúak. Ez egy vékonyfalú, nagy szilárdságú alumíniumötvözetből készült héj, gyakran elhelyezett hosszirányú-keresztirányú megerősítésekkel, amelyek ugyanazt a szerepet töltik be, mint a V-2 rakétatestben lévő tápegység, de nagyobb súlyminőséggel. A jelenleg elterjedt gofriszerkezetet általában mechanikus marással gyártják. Bizonyos esetekben azonban vegyi őrlést is alkalmaznak. Nyers héj eredeti vastagságú h 0 gondosan ellenőrzött savval maratni kell a felület azon részén, ahol a fémfelesleget el kell távolítani (a felület többi részét előzetesen lakkal kell bevonni). Maradék vastagság pácolás után h Biztosítania kell a kialakított panel tömítettségét és szilárdságát adott belső nyomáson, a hosszanti és keresztirányú bordák pedig fokozott hajlítómerevséget adnak a héjnak, ami meghatározza a szerkezet stabilitását axiális összenyomás esetén. A hossz- és keresztirányú bordák eloszlásának szabályosságát szándékosan megzavarják a hegesztett varratok zónájában, amelyek szilárdsága, mint ismeretes, kissé csökkent a hengerelt lemezhez képest, valamint a héj végein, ahol az alsó rész még hegeszteni kell. Ezeken a helyeken a munkadarab vastagsága változatlan marad.
Vannak más módszerek is a gofriszerkezetek elkészítésére. Szándékosan abbahagytuk azonban a vegyi őrlést, hogy megmutassuk, milyen áron érhetők el a szerkezetnek a szó szerinti és átvitt értelemben a modern rakétatechnikára jellemző súlymutatói.
A "Thor" rakéta rövidített és könnyű farokrésszel rendelkezik Z, melynek végére két vezérlőmotor van felszerelve. A gázsugaras kormányok elutasítása természetesen a nagy gázdinamikai ellenállásukkal függ össze a kiáramló gázsugárban. A vezérlőmotorok használata némileg bonyolítja a tervezést, de jelentős nyereséget ad a fajlagos tolóerőben.
Az elhangzottak alapján nem szabad az a benyomásunk kelteni, hogy a vezérlőkamerák ezen a ballisztikus rakétán jelentek meg először. Az ilyen teljesítményszabályozó rendszert korábban különféle változatokban használták, különösen a Vostok vagy a Szojuz rendszerek hordozórakétáján, amelyekről az alábbiakban lesz szó. A Thor rakéta egyfokozatú változatát itt kizárólag a B5B rakétát követő ballisztikus rakéták következő generációjának példájaként tekintjük.
Szinte minden ballisztikus rakéta fékező szilárd hajtóanyagú motorral is fel van szerelve. 6. Ez sem a legfrissebb hír. A fékmotorok feladata, hogy lelassítsák a rakéta testét, és leválasztása során elvegyék a robbanófejtől; nevezetesen a hajótestet, anélkül, hogy további sebességet adna a robbanófejnek.
A folyékony motor leállítása nem azonnali. A tüzelőanyag-vezetékek szelepeinek zárása után a fennmaradó komponensek égése és párolgása a másodperc következő részében még a kamrában folytatódik. Ennek eredményeként a rakéta egy kis kiegészítő impulzust kap, ún utóhatás impulzus. A tartomány kiszámításakor módosítást vezetnek be. Ez azonban határozottan lehetetlen, mivel az utóhatás impulzus nem rendelkezik stabilitása, és esetről esetre változik, ami a hatótávolság egyik jelentős oka. Ennek a diszperziónak a csökkentése érdekében fékmotorokat használnak. Beépítésük pillanata a folyékony motor leállításának parancsával van összehangolva oly módon, hogy az utóhatás impulzus alapvetően kompenzálva legyen.
Tanulságos lesz összehasonlítani a B5V és a Thor rakéták geometriai arányait. A Rocket B5B megnyúltabb. A hossz és az átmérő aránya (úgynevezett rakéta hosszabbítás) számára lényegesen több, mint a "Tor" rakéta; körülbelül 14 versus 8. A nyúlások különbsége különféle aggályokat okoz. A nyúlás növekedésével a rakéta, mint rugalmas sugár természetes keresztirányú lengéseinek gyakorisága csökken, és ez arra kényszerít bennünket, hogy figyelembe vegyük azokat a zavarokat, amelyek a testhajlítás során bekövetkező szögelmozdulások következtében lépnek be a stabilizációs rendszerbe. Más szóval, a stabilitást nem egy merev, hanem egy görbe rakétánál kell biztosítani. Egyes esetekben ez komoly nehézségeket okoz,
A rakéta kis megnyúlásával ez a probléma természetesen megszűnik, de egy másik kellemetlenség is felmerül - a tartályokban lévő folyadék keresztirányú oszcillációiból származó perturbációk szerepe megnő, és ha a paraméterek megfelelő megválasztásával nem lehet őket kivédeni. a stabilizáló gépet be kell állítani tankok terelőlemezek, amelyek korlátozzák a folyadék áramlását. Az ábrán részben láthatók a 7 csomópontok a rezgéscsillapítók üzemanyagtartályba való felszereléséhez. Természetesen egy ilyen döntés a rakéta súlyjellemzőinek romlásához vezet.
A Thor rakétát nem szabad a tökéletesség mintájának tekinteni. Ugyanakkor a tervezők valószínűleg szembehelyezkedhetnének saját ellenérveikkel az elrendezéssel kapcsolatos kritikai megjegyzésekkel szemben. A B2A rakéta példáján már láthattuk, hogy a konstruktív megoldás ésszerű kritikája csak a sajátos tervezési és gyártási feltételek, és legfőképpen a hosszú távú feladatok figyelembevételével történhet, amelyeket az új megalkotói. gép meg maguknak. A Thor rakéta pedig csak egy azok közül, amelyek alapján rakéta- és űrrendszereket lehet létrehozni.
A kilövést egy többlépcsős rakéta segítségével hajtották végre” – olvashattuk ezeket a szavakat sokszor a világ első mesterséges földi műholdjainak fellövéséről, a Nap műholdjának létrehozásáról, a felbocsátásról szóló tudósításokban. űrrakéták a Holdra. Csak egy rövid mondat, és mennyi szülőföldünk tudósainak, mérnökeinek és munkásainak ihletett munkája van e hat szó mögött!
Mik azok a modern többfokozatú rakéták? Miért vált szükségessé a nagyszámú fokozatból álló rakéták használata az űrrepülésekhez? Mi a technikai hatása a rakétafokozatok számának növelésének?
Próbáljunk meg röviden válaszolni ezekre a kérdésekre. Az űrbe való repüléshez hatalmas üzemanyagtartalékokra van szükség. Olyan nagyok, hogy nem helyezhetők el egyfokozatú rakéta tartályaiban. A mérnöki tudomány jelenlegi színvonalával lehet olyan rakétát építeni, amelyben az üzemanyag a teljes tömegének akár 80-90%-át is kitenné. Más bolygókra történő repüléseknél pedig a szükséges üzemanyag-tartaléknak százszor, sőt ezerszer nagyobbnak kell lennie, mint a rakéta saját tömege és a benne lévő hasznos teher. Azokkal az üzemanyag-tartalékokkal, amelyeket egy egyfokozatú rakéta tartályaiba lehet helyezni, akár 3-4 km / s repülési sebesség is elérhető. A rakétahajtóművek fejlesztése, a legelőnyösebb üzemanyagfajták felkutatása, a jobb minőségű szerkezeti anyagok alkalmazása, a rakéták tervezésének további fejlesztése minden bizonnyal lehetővé teszi az egyfokozatú rakéták sebességének kismértékű növelését. De még mindig nagyon messze lesz a kozmikus sebességtől.
A kozmikus sebesség elérése érdekében K. E. Tsiolkovsky többlépcsős rakéták használatát javasolta. Maga a tudós képletesen "rakétavonatoknak" nevezte őket. Ciolkovszkij szerint egy rakétavonatnak, vagy ahogy most mondjuk, egy többfokozatú rakétának több egymásra szerelt rakétából kell állnia. Az alsó rakéta általában a legnagyobb. Ő viszi az egész "vonatot". A következő lépések egyre kisebbek.
A Föld felszínéről való felszálláskor az alsó rakéta hajtóművei működnek. Addig cselekszenek, amíg el nem használják az összes üzemanyagot a tankjában. Amikor az első fokozat tartályai kiürültek, elválik a felső rakétáktól, hogy ne terhelje holtsúllyal a további repülésüket. A leválasztott első fokozat üres tartályokkal még egy ideig tehetetlenségből felrepül, majd a földre esik. Az első fokozat újbóli felhasználásra való mentéséhez ejtőernyővel letehető.
Az első fokozat leválasztása után a második fokozat motorjait bekapcsolják. Akkor kezdenek cselekedni, amikor a rakéta már egy bizonyos magasságra emelkedett, és jelentős repülési sebességgel rendelkezik. A második fokozatú hajtóművek tovább gyorsítják a rakétát, másodpercenként még néhány kilométerrel növelve a sebességét. Miután a második fokozat tartályaiban lévő összes üzemanyagot elhasználták, azt is leöntik. A kompozit rakéta további repülését a harmadik fokozat hajtóműveinek működése biztosítja. Ezután a harmadik szakaszt elhagyjuk. A sor közeledik a negyedik fokozatú motorokhoz. A rájuk bízott munka elvégzése után bizonyos mértékben megnövelik a rakéta sebességét, majd átadják az ötödik fokozat hajtóműveit. Az ötödik fokozat visszaállítása után a hatodik motorok működni kezdenek.
Tehát a rakéta minden fokozata egymás után növeli a repülési sebességet, és az utolsó, felső fokozat eléri a szükséges kozmikus sebességet a levegőtlen térben. Ha egy másik bolygóra való leszállás és a Földre való visszatérés a feladat, akkor az űrbe repült rakétának viszont több fokozatból kell állnia, amelyek a bolygóra való leszálláskor és onnan való felszálláskor egymás után kapcsolódnak be.
Érdekes látni, milyen hatást fejt ki a nagyszámú fokozat alkalmazása a rakétákon.
Vegyünk egy egyfokozatú rakétát 500 tonna kilövéssel. Tegyük fel, hogy ez a tömeg a következőképpen oszlik meg: hasznos teher - 1 tonna, a színpad száraz tömege - 99,8 tonna és üzemanyag - 399,2 tonna. Ezért ennek a rakétának a szerkezeti tökéletessége olyan, hogy az üzemanyag tömege négyszerese a színpad száraz tömegének, azaz magának a rakétának az üzemanyag és hasznos teher nélkül. A Ciolkovszkij-szám, vagyis a rakéta kilövési súlyának és a tömegének aránya, miután az összes üzemanyagot elhasználták, ennél a rakétánál 4,96 lesz. Ez a szám és a gáz kilépési sebessége határozza meg a rakéta sebességét. Most próbáljunk meg egy egyfokozatú rakétát kétfokozatúval helyettesíteni. Vegyünk ismét egy 1 tonnás hasznos terhet, és tegyük fel, hogy a fokozatok tervezési tökéletessége és a gázkiáramlási sebesség ugyanaz marad, mint egy egyfokozatú rakétánál. Ezután, amint a számítások azt mutatják, az első esettel azonos repülési sebesség eléréséhez egy kétfokozatú, mindössze 10,32 tonna össztömegű rakétára van szükség, vagyis majdnem 50-szer könnyebb, mint egy egyfokozatú. Egy kétfokozatú rakéta száraz tömege 1,86 tonna, a mindkét fokozatban elhelyezett üzemanyag tömege 7,46 tonna lesz.Amint az a vizsgált példában is látható, egy egyfokozatú rakéta cseréje két- Az első szakasz lehetővé teszi a fém- és üzemanyag-fogyasztás 54-szeres csökkentését ugyanazon hasznos teher indításakor.
Vegyünk például egy 1 tonna hasznos teherbírású űrrakétát, amelynek át kell törnie az atmoszféra sűrű rétegeit, és a levegőtlen térbe repülve 11,2 km/s-os második űrsebességet kell kifejlesztenie. Diagramjaink egy ilyen űrrakéta tömegének változását mutatják az egyes fokozatokban lévő üzemanyag tömeghányadától és a fokozatok számától függően (lásd 22. oldal).
Könnyen kiszámítható, hogy ha olyan rakétát építünk, amelynek hajtóművei 2400 m/s sebességgel bocsátják ki a gázokat, és mindegyik fokozatban csak a tömeg 75%-a esik az üzemanyag részarányára, akkor még hat fokozattal is a A rakéta felszálló tömege nagyon nagy lesz - közel 5,5 ezer tonna A rakétafokozatok tervezési jellemzőinek javításával jelentős kiindulási tömeg csökkenés érhető el. Így például, ha az üzemanyag a színpad tömegének 90%-át teszi ki, akkor egy hatfokozatú rakéta 400 tonnát is nyomhat.
Kiemelkedően nagy hatást produkál a magas fűtőértékű tüzelőanyag rakétákban való felhasználása és hajtóműveik hatásfokának növelése. Ha ily módon csak 300 m/s-al növeljük meg a gáz kiáramlási sebességét a motor fúvókájából, a grafikonon jelzett értékre - 2700 m/s-ra hozva azt, akkor a rakéta kilövési súlya többszörösére csökkenthető. Egy hatfokozatú rakéta, amelyben a tüzelőanyag tömege mindössze háromszorosa a színpadszerkezet tömegének, körülbelül 1,5 ezer tonna kilövési tömegű lesz. És ha a szerkezet tömegét az egyes fokozatok össztömegének 10%-ára csökkentik, akár 200 lépéssel is csökkenthetjük a rakéta kilövési súlyát
Ha a gáz kiáramlási sebességét további 300 m/sec-kal növeljük, azaz 3 ezer m/sec-nek vesszük, akkor még nagyobb tömegcsökkenés következik be. Például egy hatfokozatú, 75%-os tüzelőanyag-tömeghányadú rakéta kilövési tömege 600 tonna, az üzemanyag tömeghányadának 90%-ra növelésével mindössze két fokozatú űrrakétát lehet létrehozni. Súlya körülbelül 850 tonna lesz.A fokozatok számának megduplázásával 140 tonnára csökkenthető a rakéta tömege, hat fokozattal pedig 116 tonnára csökken a felszálló tömege.
Így befolyásolja a rakéta súlyát a fokozatok száma, a tervezési tökéletességük és a gázkiáramlás sebessége.
Akkor miért csökken a fokozatok számának növekedésével a szükséges üzemanyag-tartalék, és ezzel együtt a rakéta össztömege? Ugyanis minél több a fokozat, annál gyakrabban dobják ki az üres tankokat, gyorsabban szabadul meg a rakéta a haszontalan rakománytól. Ugyanakkor a fokozatok számának növekedésével eleinte a rakéta felszálló tömege nagyon lecsökken, majd a fokozatok számának növelésének hatása kevésbé jelentős. Azt is meg lehet jegyezni, ahogy az a grafikonokon is jól látható, hogy a viszonylag rossz tervezési jellemzőkkel rendelkező rakétáknál a fokozatok számának növelése nagyobb hatást fejt ki, mint azoknál a rakétáknál, amelyeknél az egyes fokozatokban magas az üzemanyag százalék. Ez teljesen érthető. Ha az egyes szakaszok héjai nagyon nehezek, akkor a lehető leggyorsabban le kell ejteni őket. És ha a hajótestnek nagyon kis súlya van, akkor nem terheli túlságosan a rakétákat, és az üres hajótestek gyakori leejtése már nem rendelkezik olyan nagy hatással.
Amikor a rakéták más bolygókra repülnek, a szükséges üzemanyag-fogyasztás nem korlátozódik a Földről való felszállás során a gyorsuláshoz szükséges mennyiségre. Egy másik bolygóhoz közeledve az űrszonda vonzáskörébe esik, és egyre nagyobb sebességgel kezdi megközelíteni a felszínét. Ha a bolygót megfosztják egy olyan légkörtől, amely legalább a sebesség egy részét képes eloltani, akkor a rakéta a bolygó felszínére zuhanva ugyanazt a sebességet fogja kifejleszteni, amely ahhoz szükséges, hogy elrepüljön erről a bolygóról, azaz második térsebesség. A második kozmikus sebesség értéke, mint ismeretes, minden bolygó esetében más. Például a Marsnál 5,1 km/s, a Vénusznál - 10,4 km/sec, a Holdnál - 2,4 km/sec. Abban az esetben, ha a rakéta felrepül a bolygó vonzáskörébe, az utóbbihoz képest bizonyos sebességgel, a rakéta esésének sebessége még nagyobb lesz. Például a második szovjet űrrakéta 3,3 km/s sebességgel érte el a Hold felszínét. Ha a feladat a rakéta zökkenőmentes leszállásának biztosítása a Hold felszínén, akkor további üzemanyag-készletnek kell lennie a rakéta fedélzetén. Bármilyen sebesség kioltásához annyi üzemanyagot kell felhasználni, amennyi a rakéta azonos sebességű fejlesztéséhez szükséges. Következésképpen egy űrrakétának, amely valamilyen rakomány biztonságos szállítására szolgál a Hold felszínére, jelentős üzemanyagtartalékot kell hordoznia. Egy 1 tonna hasznos teherbírású egyfokozatú rakétának 3-4,5 tonna tömegűnek kell lennie, a tervezési tökéletességtől függően.
Korábban bemutattuk, mekkora tömeggel kell rendelkezniük a rakétáknak ahhoz, hogy 1 tonnás terhet vigyenek a világűrbe, most pedig azt látjuk, hogy ennek a tehernek csak a harmada vagy akár a negyede is biztonságosan leereszthető a Hold felszínére. A többi legyen az üzemanyag, a tárolótartályok, a motor és a vezérlőrendszer.
Mekkora legyen a tudományos berendezések vagy más, 1 tonnás hasznos teher biztonságos eljuttatására szánt űrrakéta végső súlya a Hold felszínére?
Annak érdekében, hogy képet kapjunk az ilyen típusú hajókról, ábránkon hagyományosan egy ötfokozatú rakétát mutatunk be metszetben, amelyet arra terveztek, hogy egy 1 tonnás tudományos berendezéssel ellátott konténert szállítson a Hold felszínére. ez a rakéta számos könyvben közölt műszaki adatokon alapult (például V. Feodosjev és G. Szinyarev "Bevezetés a rakétatechnikába" és Sutton "Rakétahajtóművek" című könyvében).
Folyékony hajtóanyagú rakétahajtóműveket vittek el. Az égésterek tüzelőanyaggal való ellátásához turbószivattyús egységeket biztosítanak, amelyeket a hidrogén-peroxid bomlástermékei hajtanak meg. Az első fokozatú motorok átlagos gázkiáramlási sebessége 2400 m/s. A felső fokozatok hajtóművei a légkör erősen ritka rétegeiben és levegőtlen térben működnek, így hatásfokuk valamivel nagyobbnak bizonyul, és a gázkiáramlási sebességet náluk 2700 m/sec-nek feltételezik. A fokozatok tervezési jellemzőihez olyan értékeket fogadtak el, amelyek a műszaki irodalomban leírt rakétákban találhatók.
A kiválasztott kezdeti adatokkal az űrrakéta következő tömegjellemzőit kaptuk: felszálló tömeg - 3348 tonna, ebből 2892 tonna üzemanyag, 455 tonna szerkezet és 1 tonna hasznos teher. Az egyes fokozatok tömege a következőképpen oszlott meg: az első fokozat - 2760 tonna, a második - 495 tonna, a harmadik - 75,5 tonna, a negyedik - 13,78 tonna, az ötödik - 2,72 tonna A rakéta magassága elérte a 60 métert , az alsó szakasz átmérője - 10 m
Az első szakaszban 19 motort szállítottak le, egyenként 350 tonna tolóerővel. A másodikon - 3 azonos motor, a harmadikon - 3 motor, egyenként 60 tonnás tolóerővel. A negyediken - egy 35 tonnás tolóerővel és az utolsó szakaszban - egy 10 tonnás tolóerővel.
A Föld felszínéről való felszálláskor az első fokozat hajtóművei 2 km/s sebességre gyorsítják fel a rakétát. Az első fokozat üres testének ledobása után a következő három fokozat hajtóművei bekapcsolódnak, és a rakéta egy második térsebességet kap.
Továbbá a rakéta tehetetlenségből repül a Hold felé. Felszínéhez közeledve a rakéta lefelé fordítja a fúvókáját. Az ötödik fokozat motorja be van kapcsolva. Csökkenti a zuhanási sebességet, és a rakéta simán leereszkedik a Hold felszínére.
A fenti ábra és a hozzá kapcsolódó számítások természetesen nem valós projektet jelentenek egy holdrakéta esetében. Csak azért adják őket, hogy első elképzelést adjanak a többlépcsős űrrakéták skálájáról. Teljesen világos, hogy egy rakéta kialakítása, méretei és súlya függ a tudomány és a technika fejlettségi szintjétől, a tervezők rendelkezésére álló anyagoktól, a felhasznált üzemanyagtól és a rakétahajtóművek minőségétől, a építőinek készsége. Az űrrakéták létrehozása határtalan teret enged a tudósok, mérnökök és technológusok kreativitásának. Ezen a területen még sok felfedezésre és találmányra van szükség. És minden új teljesítménnyel a rakéták jellemzői megváltoznak.
Ahogy az IL-18, TU-104, TU-114 típusú modern léghajók sem olyanok, mint a század elején repültek, úgy az űrrakétákat is folyamatosan fejlesztik. Idővel az űrrepülésekhez a rakétahajtóművek nemcsak a kémiai reakciók energiáját fogják felhasználni, hanem más energiaforrásokat is, például a nukleáris folyamatok energiáját. A rakétahajtóművek típusainak változásával maguknak a rakétáknak a kialakítása is megváltozik. De K. E. Ciolkovszkij figyelemre méltó ötlete a "rakétavonatok" létrehozásáról mindig tiszteletreméltó szerepet fog játszani az űr hatalmas kiterjedésének tanulmányozásában.
