Çoxmərhələli raket: Rusiya Federasiyasının Müdafiə Nazirliyi. Çoxmərhələli foton lazer raketinin ideal sürəti

Bu gün çoxpilləli raketin quruluşu və işləməsi haqqında danışacağıq. Bu cür raketlər üçün bir neçə dizayn var və hər biri özünəməxsus şəkildə unikaldır.

Transvers quruluş sxemində hərəkət sistemləri ardıcıl olaraq işləyir; uzununa bölünmüş dövrədə sonrakı mərhələnin hərəkət sistemləri əvvəlki mərhələnin hərəkət sistemləri ilə eyni vaxtda işləyə bilər; birləşmiş dövrədə həm eyni vaxtda, həm də ardıcıl olaraq. SpaceX-də bir çox fərqli modellər hazırlanmışdır.

Birləşdirilmiş sxemə "Vostok" kosmik gəmisinin məşhur üçmərhələli daşıyıcı aparatı daxildir ki, onun modifikasiyası ilə demək olar ki, dörddə bir əsr ərzində kosmosa müxtəlif kosmik gəmilər buraxılır. Bu barədə növbəti yazıda bir qədər ətraflı danışacağıq.

Uçuş zamanı, bütün yanacaq ehtiyatı hələ tükənmədikdə, ancaq bir mərhələnin çənlərində istifadə olunan konstruksiya elementləri və sonrakı uçuş üçün lazım olmayanlar boşaldılır. Birinci mərhələ mühərrikləri işə düşərkən, biz raketin qalan hissəsini faydalı yük hesab edə bilərik.

Birinci mərhələ ayrıldıqdan sonra ikinci mərhələ mühərrikləri işləyir. Mövcud sürətə öz sürətlərini əlavə edirlər və nəticədə ümumi sürət daha böyük olur.

Qeyd etmək lazımdır ki, çoxmərhələli raket üçün K əmsalının dəyəri adətən birpilləli raketdən bir qədər böyük olur, çünki raket yüksəldikcə hava sıxlığı və buna görə də onun müqaviməti tədricən azalır.

Gəlin baxaq konkret misalçoxpilləli raketin üstünlükləri. Fərz edək ki, vəzifə raketə ilk qaçış sürətini verməkdir. Onun struktur mükəmməlliyi elədir ki, hər mərhələdə yanacağın kütləsi 80%, qalan 20% isə strukturun payına düşür. Tutaq ki, bütün pillələrin mühərriklərinin qazlarının işlənmə sürəti 3000 m/s-ə bərabərdir.

Razılaşaq ki, K əmsalı da hər mərhələ üçün sabit qalır. Hesablama göstərir ki, bu şərtlərdə, yuxarıda göstərildiyi kimi, birinci mərhələ mühərriklərinin istismarının sonunda raket 3381 m / s-ə bərabər olan V1 sürətini inkişaf etdirəcəkdir. Birinci mərhələdə mühərriklər işləməyi başa vurduqdan sonra o, ayrılır və raketin qalan hissəsi hərəkətə davam edir. Amma bu raketin uçuşu istirahətdən başlamadığından və onun artıq 3381 m/s-ə bərabər V1 sürəti olduğundan, onun son sürəti 6762 m/s olacaq. Müvafiq olaraq c-3500 m/s və 4000 m/s çıxış sürəti ilə V3 = 7900 m/s və 9000 m/s əldə edirik.

Beləliklə, ilk qaçış sürətinə nail olmaq probleminin həlli tapıldı. Daha yüksək sürət əldə etmək üçün yalnız mərhələlərin sayını artırmaq lazımdır. Bununla belə, hətta birpilləli, aşağı kütləli raketlərdən daha ağır olanlara keçid zamanı dizaynerlər bir sıra əhəmiyyətli çətinliklərlə qarşılaşdılar.

Onlar ondan ibarətdir ki, xətti ölçülər, məsələn, iki dəfə artdıqda, raketin həcmi və kütləsi səkkiz dəfə, elementlərinin strukturunun kəsişməsi isə dörd dəfə artır. Müvafiq olaraq, ətalət qüvvələrinin yaratdığı mexaniki gərginliklər təxminən iki dəfə artır.

Buna görə də, raketin ölçüsünü və kütləsini artırmaq sadəcə onu daha geniş miqyasda təkrarlamaqla əldə edilə bilməz. Buna görə də inkişafın başlanğıcında raket texnologiyası dizaynerlər arasında belə bir şey yaranıb tutumlu söz: "Biz işimizdə zərgər olmalıyıq." Bu günə kimi öz əhəmiyyətini itirməmişdir.

Raket çox "bahalıdır" nəqliyyat vasitəsi. Nəqliyyat vasitələrini işə salın kosmik gəmiƏsasən yanacaq qablarından və hərəkət sistemindən ibarət öz mühərriklərini və öz strukturlarını idarə etmək üçün lazım olan yanacağın “nəqliyyatı”. Faydalı yük raketin buraxılış kütləsinin yalnız kiçik bir hissəsini təşkil edir.

Kompozit raket resurslardan daha səmərəli istifadə etməyə imkan verir, çünki uçuş zamanı yanacağı tükənmiş bir mərhələ ayrılır və raket yanacağının qalan hissəsi istifadə olunan mərhələnin dizaynını sürətləndirməyə sərf edilmir. uçuşa davam etmək lazım deyil. Bu mülahizələri təsdiqləyən hesablama nümunəsi Tsiolkovsky Formula məqaləsində verilmişdir.

Raket konfiqurasiya variantları. Soldan sağa:
1. birpilləli raket;
2. eninə ayırma ilə ikipilləli raket;
3. uzununa ayırma ilə iki mərhələli raket.
4. İçindəki yanacaq tükəndikdən sonra ayrılan xarici yanacaq çənləri olan raket.

Adapterləri olmayan üç mərhələli eninə ayrılmış Saturn V raketi

Struktur olaraq, çoxpilləli raketlər mərhələlərin eninə və ya uzununa ayrılması ilə hazırlanır.
Transvers ayırma ilə mərhələlər bir-birinin üstünə qoyulur və ardıcıl olaraq bir-birinin ardınca işləyir, yalnız əvvəlki mərhələnin ayrılmasından sonra açılır. Bu sxem, prinsipcə, istənilən sayda mərhələli sistemlər yaratmağa imkan verir. Onun dezavantajı ondan ibarətdir ki, sonrakı mərhələlərin resursları onun üçün passiv bir yük olmaqla, əvvəlki işdə istifadə edilə bilməz.

Soyuz-2 uzununa eninə ayırma ilə üç pilləli daşıyıcı aparat.

Uzunlamasına ayırma ilə birinci mərhələ eyni vaxtda fəaliyyət göstərən və ikinci mərhələnin gövdəsi ətrafında simmetrik olaraq yerləşən bir neçə eyni raketdən ibarətdir ki, birinci mərhələ mühərriklərinin nəticə itələmə qüvvələri ikincinin simmetriya oxu boyunca yönəldilir. Bu sxem, ikinci pillənin mühərrikinin birincinin mühərrikləri ilə eyni vaxtda işləməsinə imkan verir, beləliklə, raketin kütləsi maksimum olduqda, birinci mərhələnin istismarı zamanı xüsusilə zəruri olan ümumi yükü artırır. Lakin mərhələlərin uzununa ayrılması olan bir raket yalnız iki mərhələli ola bilər.
Birləşdirilmiş ayırma sxemi də mövcuddur - uzununa-eninə, bu, hər iki sxemin üstünlüklərini birləşdirməyə imkan verir, burada birinci mərhələ ikincidən uzununa bölünür və bütün sonrakı mərhələlərin ayrılması eninə şəkildə baş verir. Bu yanaşmaya misal olaraq yerli “Soyuz” daşıyıcısını göstərmək olar.

Space Shuttle planı.
Birinci mərhələ yan bərk yanacaq gücləndiriciləridir.
İkinci mərhələ çıxarıla bilən xarici yanacaq çəni olan orbitatordur. Başlanğıcda hər iki mərhələnin mühərrikləri işə salınır.

Kosmik gəminin buraxılışı.

“Space Shuttle” iki pilləli uzununa ayrılmış raketin unikal dizaynına malikdir, birinci pilləsi yan tərəfə quraşdırılmış iki bərk raket gücləndiricisindən, ikinci pilləsində isə yanacağın bir hissəsi orbiter çənlərində, çox hissəsi isə orbitdə yerləşir. çıxarıla bilən xarici yanacaq çəni. Birincisi, orbitin hərəkət sistemi xarici tankdan yanacaq istehlak edir və tükəndikdə, xarici çən yenidən qurulur və mühərriklər orbiter çənlərində olan yanacaqla işləməyə davam edir. Bu sxem kosmik gəminin orbitə buraxılması boyu işləyən orbiterin hərəkət sistemindən maksimum istifadə etməyə imkan verir.

Transvers şəkildə ayrıldıqda, mərhələlər bir-birinə xüsusi bölmələr - adapterlər - silindrik və ya konusvari formalı yükdaşıyıcı konstruksiyalarla birləşdirilir, hər biri bütün sonrakı mərhələlərin ümumi çəkisinə tab gətirməlidir, həddindən artıq yüklənmənin maksimum dəyərinə vurulur. bu adapterin daxil olduğu bütün uçuş seqmentlərindəki raket.
Uzunlamasına ayırma ilə, birinci mərhələnin bloklarının bağlandığı ikinci mərhələnin gövdəsində güc bantları yaradılır.
Mürəkkəb raketin hissələrini birləşdirən elementlər ona bərk cismin sərtliyini verir və pillələr ayrıldıqda, demək olar ki, dərhal yuxarı pilləni buraxmalıdırlar. Tipik olaraq, addımlar piroboltlardan istifadə edərək bağlanır. Pirobolt, çubuqda başın yanında bir boşluq yaradılan, elektrik detonatoru ilə yüksək partlayıcı ilə doldurulmuş bir bərkidici boltdur. Elektrik detonatoruna cərəyan impulsu tətbiq edildikdə, bolt çubuğunu məhv edən partlayış baş verir və başının çıxmasına səbəb olur. Piroboltdakı partlayıcı maddələrin miqdarı bir tərəfdən başın çıxmasını təmin etmək, digər tərəfdən isə raketə zərər verməmək üçün diqqətlə dozalanır. Mərhələlər ayrılmış hissələri birləşdirən bütün piroboltların elektrik detonatorlarına ayrıldıqda, eyni vaxtda cərəyan impulsu verilir və əlaqə buraxılır.
Bundan sonra, addımlar bir-birindən təhlükəsiz məsafədə yerləşdirilməlidir. Atmosferdəki mərhələləri ayırarkən, qarşıdan gələn hava axınının aerodinamik gücü onları ayırmaq üçün istifadə edilə bilər və boşluqda ayırarkən bəzən köməkçi kiçik bərk raket mühərrikləri istifadə olunur.
Maye raketlərdə, eyni mühərriklər yuxarı pillənin çənlərində yanacağın "çökməsinə" də xidmət edir: aşağı pillənin mühərriki söndürüldükdə, raket sərbəst düşmə vəziyyətində ətalətlə uçur, maye isə çənlərdə yanacaq dayandırılıb, bu da mühərriki işə salarkən uğursuzluğa səbəb ola bilər. Köməkçi mühərriklər səhnəni cüzi bir sürətlənmə ilə təmin edir, bunun təsiri altında yanacaq çənlərin dibində "yerləşir".
Saturn 5 raketinin yuxarıdakı fotoşəkilində, üçüncü mərhələnin gövdəsində, 3-cü və 2-ci pillələrin köməkçi bərk yanacaq mühərriklərindən birinin qara gövdəsi görünür.

Addımların sayını artırmaq verir müsbət təsir göstərir yalnız müəyyən həddə qədər. Mərhələlər nə qədər çox olarsa, adapterlərin, eləcə də uçuşun yalnız bir hissəsində işləyən mühərriklərin ümumi kütləsi bir o qədər çox olar və müəyyən bir nöqtədə mərhələlərin sayının daha da artması əks effekt verir. Müasir raket elmi praktikasında, bir qayda olaraq, dörd mərhələdən çox həyata keçirilmir.

Addımların sayını seçərkən vacibdir Etibarlılıq problemləri də var. Piroboltlar və köməkçi bərk yanacaq raket mühərrikləri birdəfəlik istifadə olunan elementlərdir, raket buraxılmazdan əvvəl işləməsi yoxlanıla bilməz. Bu arada, yalnız bir piroboltun sıradan çıxması raketin uçuşunun təcili dayandırılmasına səbəb ola bilər. Funksional sınaqdan keçirilməyən birdəfəlik elementlərin sayının artması bütövlükdə raketin etibarlılığını azaldır. Bu da dizaynerləri həddən artıq işdən çəkinməyə məcbur edir böyük miqdar addımlar.

İxtira təkrar istifadə edilə bilən kosmik nəqliyyat sistemlərinə aiddir. Təklif olunan raketdə faydalı yükü olan oxsimmetrik gövdə, hərəkətverici sistem və uçuş və eniş amortizatorları var. Bu amortizatorların dayaqları və əsas mühərrikin burunları arasında istiliyədavamlı materialdan hazırlanmış içi boş nazik divarlı bir bölmə şəklində hazırlanmış bir istilik qoruyucusu quraşdırılmışdır. Texniki nəticəİxtira reaktiv daşıyıcının buraxılışı və enişi zamanı işləyən mühərrikdən amortizatorlara qaz-dinamik və istilik yüklərini minimuma endirmək və nəticədə təkrar (50 dəfəyə qədər) istifadə zamanı amortizatorların tələb olunan etibarlılığını təmin etməkdir. raketin. 1 xəstə.

Patentin müəllifləri:
Vavilin Alexander Vasilievich (RU)
Usolkin Yuri Yurieviç (RU)
Fetisov Vyaçeslav Aleksandroviç (RU)

RU 2309088 patentinin sahibləri:

Federal dövlət unitar müəssisə adına “Dövlət Raket Mərkəzi” Konstruktor Bürosu. Akademik V.P. Makeeva" (RU)

İxtira raket və kosmik texnologiyaya, xüsusən də əlli-yüz dəfə istifadə olunan “Kosmik orbital raket - birpilləli nəqliyyat vasitəsi daşıyıcısı” (“CORONA”) tipli yeni nəsil təkrar istifadə edilə bilən nəqliyyat kosmik sistemlərinə (MTKS) aiddir. olmadan əsaslı təmir Space Shuttle və Buran kimi qanadlı təkrar istifadə edilə bilən sistemlərə mümkün alternativdir.

CORONA sistemi faydalı yükü (kosmik gəmi (SC) və yuxarı pillələri olan kosmik gəmini (UB) 200-dən 500 km-ə qədər yüksəklik diapazonunda orbitin meylinə bərabər və ya ona yaxın meyllə aşağı Yer orbitlərinə çıxarmaq üçün nəzərdə tutulmuşdur. kosmik gəmini buraxdı.

Məlumdur ki, raket buraxılış zamanı burada yerləşir başlanğıc cihazı, şaquli vəziyyətdədir və tam yanacaqla doldurulmuş raketin ağırlığına və eyni vaxtda hərəkət etdikdə fırlanma anını yaradan külək yüklərinə tabe olan quyruq bölməsinin dörd dayaq dayağına söykənir. raketin quyruq hissəsinin gücü (bax, məsələn, I N.Pentsak. Balistik raketlərin uçuş və dizayn nəzəriyyəsi. - M.: Maşınqayırma, 1974, s. 112, Şəkil 5.22, səh. 217, Şek. 11.8, s. 219). Tam yanacaqla təchiz edilmiş raketi park edərkən yük bütün dəstək mötərizələri arasında paylanır.

Təklif olunan MTKS-nin əsas məsələlərindən biri uçuş və eniş amortizatorlarının (TSA) inkişafıdır.

Dövlət Raket Mərkəzində (DRM) CORONA layihəsi üzrə aparılan işlər göstərdi ki, raketatan qurğunun yüklənməsinin ən əlverişsiz halı raketin enişidir.

Tam yanacaqla təchiz edilmiş bir raket dayandıqda VPA-dakı yük bütün dayaqlar üzərində paylanır, eniş zamanı isə yüksək ehtimalla, raket gövdəsinin şaquli mövqeyindən icazə verilən sapma səbəbindən yükün mümkün olduğu hallarda mümkündür. bir dayağa düşür. Şaquli sürətin mövcudluğunu nəzərə alaraq, bu yük dayanacaqdakı yüklə müqayisə edilə bilən və ya daha çox olduğu ortaya çıxır.

Bu vəziyyət xüsusi buraxılış meydançasından imtina etməmək qərarına gəlməyə imkan verdi, sonuncunun güc funksiyalarını raketin VPA-ya ötürür, bu da "CORONA" tipli sistemlər üçün buraxılış qurğularını və müvafiq olaraq onların tikintisi xərclərini əhəmiyyətli dərəcədə asanlaşdırır. azaldılır.

Təklif olunan ixtiranın ən yaxın analoqu şaquli qalxma və enmə üçün təkrar istifadə edilə bilən birpilləli daşıyıcı daşıyıcı "CORONA"dır, tərkibində faydalı yükü olan ox simmetrik gövdəsi, hərəkətverici sistemi və qalxma və eniş amortizatorları var (bax: A.V. Vavilin, Yu.Yu.Usolkin “O təkrar istifadə edilə bilən nəqliyyatı inkişaf etdirməyin mümkün yolları kosmik sistemlər(MTKS)", RK texnologiyası, elmi-texniki kolleksiya, XIY seriyası, buraxılış 1 (48), P hissəsi, sualtı buraxılışı olan ballistik raketlərin hesablanması, eksperimental tədqiqatı və dizaynı, Miass, 2002, səh. 121, şək.1 , s.129, şək.2).

Analoq raketin dizaynının dezavantajı ondan ibarətdir ki, onun PPA-ları raketin təkrar buraxılması və enişi zamanı əsas hərəkət sisteminin (MPU) mərkəzi burun hissəsindən çıxan alovun qaz-dinamik və istilik təsiri zonasında yerləşmişdir. bunun nəticəsində bir PPA dizaynının etibarlı işləməsi onun istifadəsi tələb olunan resursla təmin edilmir (iyirmi faiz resurs ehtiyatı ilə yüz uçuşa qədər).

Təkpilləli təkrar istifadə oluna bilən şaquli uçuş-enmə reaktiv daşıyıcısından istifadə zamanı texniki nəticə, daşıyıcı aparatda qaz-dinamik və istilik yüklərini minimuma endirməklə, daşıyıcıdan əlli dəfə istifadə edərkən bir pervanənin dizaynının tələb olunan etibarlılığını təmin etməkdir. raketin çoxsaylı buraxılışları və enişləri zamanı işləyən MDU-dan.

İxtiranın mahiyyəti ondan ibarətdir ki, faydalı yükü olan ox-simmetrik gövdəsi, hərəkətverici sistemi və qalxma və eniş amortizatorları olan məşhur birpilləli təkrar istifadə oluna bilən şaquli eniş və eniş aparatında dirəklər arasında istilik qoruyucusu quraşdırılmışdır. uçuş və eniş amortizatorları və hərəkət mühərrikinin başlığı.

Ən yaxın analoq raketlə müqayisədə təklif olunan təkpilləli təkrar istifadə oluna bilən şaquli uçuş və eniş daşıyıcısı daha yaxşı funksional və əməliyyat imkanlarına malikdir, çünki UPA dayaqlarını qaz dinamikindən təcrid etməklə (istilik qoruyucusu istifadə edərək) bir daşıyıcının (yüz atışa qədər) müəyyən bir xidmət müddəti üçün bir UPA (0,9994-dən az olmayan) dizaynının lazımi etibarlılığını təmin edir. çoxlu buraxılış və eniş zamanı resurs daşıyıcısının müəyyən resurs (yüzə qədər) uçuşları üçün işləyən MDU-nun istilik yükləri.

Təklif olunan ixtiranın texniki mahiyyətini izah etmək üçün ox-simmetrik gövdəsi 1, hərəkət sisteminin ucluğu 2, qalxma və eniş amortizatorunun dirəkləri 3 və içi boş nazik istilik qoruyucusu 4 olan təklif olunan daşıyıcı aparatın diaqramı. İstiliyədavamlı materialdan hazırlanmış divarlı bölmə, raketin qalxması və enməsi zamanı əsas hərəkət sisteminin mərkəzi ucluğundan alovun qaz-dinamik və istilik təsirindən qalxma və enmə amortizatorunun dayaqlarını təcrid edir.

Beləliklə, təklif olunan təkrar istifadə edilə bilən şaquli qalxma və eniş reaktiv daşıyıcısı, bu qalxma və eniş amortizatorunun olduğu reaktiv daşıyıcının müəyyən bir uçuş müddəti üçün bir qalxma və eniş amortizatorunun etibarlılığını artırmaqla ən yaxın analoqu ilə müqayisədə daha geniş funksional və əməliyyat imkanlarına malikdir. yerləşir.

Şaquli uçuş və eniş üçün bir pilləli təkrar istifadə edilə bilən daşıyıcı daşıyıcı, faydalı yükü olan ox simmetrik gövdəsi, hərəkət sistemi və uçuş və eniş amortizatorları, dayaqlar arasında içi boş formada hazırlanmış istilik qoruyucularının quraşdırılması ilə xarakterizə olunur. qalxma və enmə amortizatorlarının və hərəkətverici mühərrikin istiliyədavamlı materialdan hazırlanmış nazik divarlı bölməsinin başlığının.

Eniş sisteminin hazırlanması - dayaqların sayı, onların təşkili, eyni zamanda onların kütləsini minimuma endirmək çox çətin məsələdir...

Bu jurnaldan yazılar "Patentlər" Tag

• 
  Ön oxu qaldırın!!!

  Əla fikir! Bu yaxınlarda mən bu ideyanı robot avtomobildə gördüm və yenə belədir... Bir oxda fırlanma da gözəldir. Get...

• 
  Mühərrik CTL Atkinson dövrü

  Pis fikir deyil! Həcmli klassik Atkinson hərəkəti daha yığcam mexanizmlə əvəz edilmişdir. Təəssüf ki, bu şəkildən belə tam deyil...

• Əgər siz ixtiraçısınızsa və velosipedi icad etməmisinizsə, ixtiraçı kimi dəyərsizsiniz!

  RF Patenti 2452649 Velosiped çərçivəsi Andrey Andreeviç Zaxarova İxtira elementləri ilə təchiz olunmuş tək şüalı plastik çərçivələrə aiddir...

• 
  ICE CITS V-Twin və bunun üçün patent

  Təmiz İki Vuruşlu CITS V-Twin Mühərrik İki vuruşlu mühərrikin daşınma tənzimləməsinin sınaq surəti ABŞ 20130228158 A1 ÖZET A…

• 
  Foton lazer mühərriki

  Photonic Laser Thruster - məlum oldu ki, adı fantastikadan deyil, lakin məhsul artıq işləyir... Fotonik Lazer İtici (PLT) təmiz fotondur...

Çoxmərhələli raketin quruluşu nədir Raket elminin banisi Tsiolkovskinin əsərlərində təsvir olunan kosmosa uçuş üçün raketin klassik nümunəsinə baxaq. Çoxmərhələli raket istehsalının əsas ideyasını ilk dərc etdirən o idi.

Raketin işləmə prinsipi.

Cazibə qüvvəsini aradan qaldırmaq üçün bir raket böyük yanacaq ehtiyatına ehtiyac duyur və nə qədər çox yanacaq alsaq, raketin kütləsi bir o qədər çox olar. Buna görə də raketin kütləsini azaltmaq üçün onlar çoxpilləli prinsip əsasında qurulur. Hər bir mərhələ öz raket mühərriki və uçuş üçün yanacaq təchizatı olan ayrıca raket kimi qəbul edilə bilər.

Kosmik raket pillələrinin tikintisi.

Kosmik raketin ilk mərhələsiən böyüyü, uçuş üçün bir raketdə, 1-ci mərhələ mühərriklərinin sahəsi 6-a qədər ola bilər və kosmosa atılmalı olan yük nə qədər ağır olarsa, raketin birinci mərhələsində bir o qədər çox mühərrik var.

Klassik versiyada, raketin perimetrini əhatə edən kimi, ikitərəfli üçbucağın kənarları boyunca simmetrik olaraq yerləşən üçü var. Bu mərhələ raketdən qalxan ən böyük və ən güclü mərhələdir. Raketin birinci mərhələsindəki yanacaq tükəndikdə, bütün mərhələ atılır.

Bundan sonra raketin hərəkəti ikinci mərhələ mühərrikləri tərəfindən idarə olunur. Onlara bəzən gücləndiricilər deyilir, çünki ikinci mərhələ mühərriklərinin köməyi ilə raket aşağı Yer orbitinə çıxmaq üçün kifayət qədər ilk qaçış sürətinə çatır.

Bu, Yerin cazibə qüvvəsi hündürlüklə azaldığından, hər raket mərhələsi əvvəlkindən daha az çəki ilə bir neçə dəfə təkrarlana bilər.

Bu prosesin təkrarlanmasının sayı kosmik raketin ehtiva etdiyi mərhələlərin sayıdır. Raketin son mərhələsi manevr etmək (uçuşun korreksiyası üçün hərəkətverici mühərriklər raketin hər bir mərhələsində mövcuddur) və faydalı yükü və astronavtları təyinat yerinə çatdırmaq üçün nəzərdə tutulub.

Cihazı nəzərdən keçirdik və raketin iş prinsipi, tamamilə eyni şəkildə tərtib edilmişdir və əsaslı şəkildə fərqlənmir kosmik raketlər dəhşətli silahlar daşıyan çoxpilləli ballistik raketlər nüvə silahları. Onlar həm bütün planetdəki həyatı, həm də həyatın özünü tamamilə məhv etməyə qadirdirlər.

Çoxpilləli ballistik raketlər aşağı Yer orbitinə çıxın və oradan vurun yer hədəfləri ilə döyüş başlıqlarını parçaladı nüvə yükləri. Üstəlik, ən ucqar nöqtəyə uçmaq üçün onlara 20-25 dəqiqə vaxt lazımdır.

Şəkildə. 22 traektoriyasını göstərir ballistik raket, və nəticədə, onun uçuş diapazonu asılıdır ilkin sürət V 0 və bu sürətlə üfüq arasındakı bucaq Θ 0. Bu bucaq atma bucağı adlanır.

Məsələn, atma bucağı Θ 0 = 30° olsun. Bu halda ballistik uçuşuna 0 nöqtəsində V 0 = 5 km/san sürəti ilə başlayan raket II elliptik əyri boyunca uçacaq. V 0 = 8 km/san-da raket III elliptik əyri boyunca, V 0 = 9 km/san-da IV əyri boyunca uçacaq. Sürət 11,2 km/saniyə artırıldıqda, qapalı elliptik əyridən trayektoriya açıq parabolikə çevriləcək və raket yerin cazibə sferasını tərk edəcək (əyri V). Daha yüksək sürətlə raketin uçuşu hiperbolanı (VI) izləyəcək. Atma bucağı dəyişməz qalsa da, ilkin sürət dəyişdikdə raketin trayektoriyası belə dəyişir.

İlkin sürəti sabit saxlasanız və yalnız atma bucağını dəyişdirsəniz, raketin traektoriyası daha az əhəmiyyətli dəyişikliklərə məruz qalmayacaq.

Məsələn, ilkin sürət V 0 = 8 km/saata bərabər olsun, əgər raket şaquli olaraq yuxarıya doğru atılırsa (atma bucağı Θ 0 = 90°), onda nəzəri olaraq yüksəkliyə qalxacaq. radiusuna bərabərdir Yer və başlanğıcdan çox uzaqda Yerə qayıdacaq (VII). Θ 0 = 30°-də raket artıq nəzərdən keçirdiyimiz elliptik trayektoriya üzrə uçacaq (əyri III). Nəhayət, Θ 0 = 0°-də (üfüqə paralel buraxılış) raket dairəvi orbitə malik Yer peykinə çevriləcək (əyri I).

Bu nümunələr göstərir ki, yalnız atma bucağını dəyişdirməklə eyni başlanğıc sürəti 8 km/san olan raketlərin məsafəsi sıfırdan sonsuzluğa qədər məsafəyə malik ola bilər.

Raket ballistik uçuşuna hansı bucaqdan başlayacaq? Bu, raketə təyin edilmiş idarəetmə proqramından asılıdır. Siz, məsələn, hər bir ilkin sürət üçün uçuş məsafəsinin ən böyük olacağı ən sərfəli (optimal) atma bucağını seçə bilərsiniz. İlkin sürət artdıqca bu bucaq azalır. Aralığın, hündürlüyün və uçuş vaxtının əldə edilən təxmini dəyərləri Cədvəldə göstərilmişdir. 4.

Cədvəl 4

Əgər atma bucağı özbaşına dəyişdirilə bilərsə, onda ilkin sürətin dəyişməsi məhduddur və onun hər 1 km/san üçün artırılması böyük texniki problemlərlə əlaqələndirilir.

K. E. Tsiolkovski, mühərrik sürətinin sonunda bir raketin ideal * sürətini təyin etməyə imkan verən bir düstur verdi:

V başlanğıc = V mənbə ln G başlanğıc /G sonu,

burada Vid aktiv hissənin sonunda raketin ideal sürətidir;

V mənbəyi mühərrikin reaktiv nozzindən qaz axınının sürətidir;

G başlanğıc - raketin ilkin çəkisi;

G con - raketin son çəkisi;

ln - natural loqarifmin işarəsi.

Əvvəlki hissədə bir raket mühərriki burunundan qaz axınının sürəti ilə tanış olduq. Cədvəldə verilmiş maye yanacaqlar üçün. 3-də bu sürətlər 2200 - 2600 m/san (və ya 2,2 - 2,6 km/san), bərk yanacaq üçün isə 1,6 - 2,0 km/san ilə məhdudlaşır.

G başlanğıcı başlanğıc çəkisini, yəni raketin buraxılışdan əvvəl ümumi çəkisini, G sonu isə sürətlənmənin sonunda (yanacaq istehlak edildikdən və ya mühərriklər söndürüldükdən sonra) son çəkisini bildirir. Formula daxil edilən bu çəkilərin G başlanğıc / G sonu nisbəti Tsiolkovski sayı adlanır və dolayı yolla raketi sürətləndirmək üçün sərf olunan yanacağın çəkisini xarakterizə edir. Aydındır ki, daha daha böyük rəqəm Tsiolkovski, raketin inkişaf sürəti nə qədər çox olacaq və buna görə də bir o qədər də uçacaq (bütün başqa şeylər bərabər olduqda, Tsiolkovski sayının, həmçinin burundan qaz axınının sürətinin də məhdudiyyətləri var).

Şəkildə. Şəkil 23 tipik birpilləli raketin en kəsiyini və onun çəki diaqramını göstərir. Yanacaq çənləri ilə yanaşı, raketdə mühərriklər, idarəetmə və sistemlər, dəri, faydalı yük, müxtəlif konstruktiv elementlər və köməkçi avadanlıqlar var. Buna görə də raketin son çəkisi ilkin çəkisindən dəfələrlə az ola bilməz. Məsələn, Alman V-2 raketinin çəkisi yanacaqsız 3,9 ton, yanacaqla isə 12,9 ton idi. Xarici raket elminin indiki inkişaf səviyyəsində bu münasibət xarici raketlər 5-7 dəyərinə çatır.

V 0 = 2,6 km/san götürərək bir pilləli raketin ideal sürətini hesablayaq. və G başlanğıc / G sonu = 7,

V ID = 2,6 · ln 7 = 2,6 · 1,946 ≈ 5 km/san.

Masadan Şəkil 4 göstərir ki, belə bir raket təqribən 3200 km məsafəyə çata bilir. Lakin onun faktiki sürəti 5 km/saniyədən az olacaq. çünki mühərrik öz enerjisini təkcə raketi sürətləndirməyə deyil, həm də hava müqavimətini aradan qaldırmağa, cazibə qüvvəsinə qalib gəlməyə sərf edir. Raketin faktiki sürəti idealın yalnız 75 - 80% -i olacaqdır. Beləliklə, onun ilkin sürəti təqribən 4 km/san və uçuş məsafəsi 1800 km*-dən çox olmayacaq.

* (Cədvəldə verilmiş diapazon. 4 təxminən verilmişdir, çünki onu hesablayarkən bir sıra amillər nəzərə alınmayıb. Məsələn, trayektoriyanın atmosferin sıx təbəqələrində yerləşən hissələri və Yerin fırlanmasının təsiri nəzərə alınmadı. Şərq istiqamətində atəş açarkən, ballistik raketlərin uçuş məsafəsi daha böyükdür, çünki Yerin özünün fırlanma sürəti onların Yerə nisbətən sürətinə əlavə olunur.)

Qitələrarası ballistik raket yaratmaq üçün süni Yer peykləri və kosmik gəmilər, və hətta daha çox Aya və planetlərə kosmik raketlər göndərmək üçün daşıyıcıya xeyli yüksək sürət vermək lazımdır. Beləliklə, 9000 - 13000 km mənzilli raket üçün təxminən 7 km/san ilkin sürət tələb olunur. Raketin aşağı orbit hündürlüyündə Yerin peyki ola bilməsi üçün ona verilməli olan ilk qaçış sürəti, məlum olduğu kimi, 8 km/saniyədir.

Yerin cazibə sferasından qaçmaq üçün raket ikinci qaçış sürətinə qədər sürətləndirilməlidir - 11,2 km/san Ay ətrafında uçmaq üçün (Yerə qayıtmadan) 12 km/san-dan çox sürət tələb olunur. Marsın Yerə qayıtmadan uçuşu ilkin sürəti təqribən 14 km/san, Yer ətrafında orbitə qayıtması ilə isə təxminən 27 km/san ola bilər. Marsa və geriyə uçuş müddətini üç aya azaltmaq üçün 48 km/san sürət tələb olunur. Raketin sürətinin artırılması, öz növbəsində, sürətlənmə üçün getdikcə artan yanacaq sərfini tələb edir.

Məsələn, yanacaqsız 1 kq ağırlığında bir raket hazırlayaq. Əgər ona 3, 6, 9 və 12 km/san sürət vermək istəyiriksə, o zaman sürətlənmə zamanı raketə nə qədər yanacaq doldurulmalı və yandırılmalıdır? Tələb olunan miqdar yanacaq * cədvəldə göstərilmişdir. 5.

* (3 km/san egzoz sürətində.)

Cədvəl 5

Şübhə yoxdur ki, "quru" çəkisi cəmi 1 kq olan raket gövdəsində 1,7 kq yanacaq yerləşdirə bilərik. Amma onun 6,4 kq-ı yerləşdirə bilməsi çox şübhəlidir. Və aydındır ki, onu 19 və ya 54 kq yanacaqla doldurmaq tamamilə mümkün deyil. Belə bir miqdarda yanacaq saxlaya bilən sadə, lakin kifayət qədər davamlı bir tank artıq bir kiloqramdan əhəmiyyətli dərəcədə artıqdır. Məsələn, sürücülərə məlum olan iyirmi litrlik bidonun çəkisi təxminən 3 kq-dır. Raketin "quru" çəkisi, tanka əlavə olaraq, mühərriklərin çəkisini, quruluşunu, faydalı yükünü və s.

Böyük həmvətənimiz K. E. Tsiolkovski bu gün praktikada tələb olunan sürətlərə raketlə nail olmaq kimi çətin problemi həll etməyin başqa (və indiyə qədər yeganə) yolunu tapdı. Bu yol çoxmərhələli raketlərin yaradılmasından ibarətdir.

Tipik çoxmərhələli raket Şəkildə göstərilmişdir. 24. O, faydalı yükdən və bir neçə sökülə bilən mərhələdən ibarətdir elektrik stansiyası və hər birində yanacaq tədarükü. Birinci mərhələ mühərriki faydalı yükə ν 1 sürəti, həmçinin ikinci və üçüncü pillələrə (ikinci subraket) verir. Yanacaq tükəndikdən sonra birinci pillə raketin qalan hissəsindən ayrılaraq yerə düşür və raketin ikinci pilləsinin mühərriki alışır. Onun təkanının təsiri altında raketin qalan hissəsi (üçüncü sub-raket) əlavə ν 2 sürəti əldə edir. Sonra ikinci mərhələ öz yanacağını qurtardıqdan sonra da raketin qalan hissəsindən ayrılır və yerə düşür. Bu zaman üçüncü mərhələ mühərriki işə düşür və faydalı yükə ν 3 əlavə sürət verir.

Beləliklə, çoxmərhələli raketdə faydalı yük dəfələrlə sürətləndirilir. Üç mərhələli raketin ümumi ideal sürəti hər mərhələdən alınan üç ideal sürətin cəminə bərabər olacaq:

V ID 3 = ν 1 + ν 2 + ν 3.

Bütün mərhələlərin mühərriklərindən qaz axınının sürəti eyni olarsa və onların hər biri ayrıldıqdan sonra raketin qalan hissəsinin başlanğıc çəkisinin son birinə nisbəti dəyişməzsə, sürət ν 1 artır. , ν 2 və ν 3 bir-birinə bərabər olacaq. O zaman güman edə bilərik ki, üç (və ya hətta n) mərhələdən ibarət olan raketin sürəti bir pilləli raketin sürətinin üç qatına (və ya n dəfə artacaq) bərabər olacaqdır.

Əslində, çoxmərhələli raketlərin hər bir mərhələsində verən mühərriklər ola bilər müxtəlif sürətlər istifadə müddəti; çəkilərin sabit nisbəti saxlanıla bilməz; Uçuş sürəti dəyişdikcə hava müqaviməti dəyişir və siz ondan uzaqlaşdıqca Yerin cazibə qüvvəsi dəyişir. Buna görə də, çoxpilləli raketin son sürətini sadəcə bir pilləli raketin sürətini mərhələlərin sayına * vurmaqla müəyyən etmək olmaz. Amma bir həqiqət olaraq qalır ki, mərhələlərin sayını artırmaqla raketin sürətini dəfələrlə artırmaq olar.

* (Həm də nəzərə almaq lazımdır ki, bir mərhələnin söndürülməsi ilə digərinin işə salınması arasında vaxt intervalı ola bilər, bu müddət ərzində raket ətalətlə uçur.)

Bundan əlavə, çoxmərhələli raket birpilləli raketdən əhəmiyyətli dərəcədə aşağı ümumi yanacaq sərfiyyatı və buraxılış çəkisi ilə eyni faydalı yükün verilmiş diapazonuna nail ola bilər. Doğrudanmı insan ağlı təbiət qanunlarından yan keçə bilib? yox. Sadəcə olaraq, insan bu qanunları öyrənərək tapşırığı yerinə yetirərkən yanacağa və strukturun çəkisinə qənaət edə bilər. Bir pilləli raketdə, aktiv fazanın başlanğıcından sonuna qədər onun bütün "quru" çəkisini sürətləndiririk. Çoxmərhələli raketdə biz bunu etmirik. Beləliklə, üç mərhələli raketdə ikinci mərhələ artıq birinci mərhələnin "quru" çəkisini sürətləndirmək üçün yanacaq sərf etmir, çünki sonuncu atılır. Üçüncü mərhələ də birinci və ikinci mərhələlərin “quru” çəkisini sürətləndirmək üçün yanacaq sərf etmir. Yalnız özünü və yükü sürətləndirir. Üçüncü (və ümumiyyətlə sonuncu) mərhələni artıq raketin başlığından ayırmaq mümkün deyildi, çünki əlavə sürətlənmə tələb olunmur. Ancaq bir çox hallarda yenə də ayrılır. Beləliklə, son mərhələlərin ayrılması peyk daşıyıcılarında, kosmik raketlərdə və Atlas, Titan, Minuteman, Yupiter, Polaris və s. kimi döyüş raketlərində tətbiq olunur.

Raketin başlığına yerləşdirilən elmi avadanlıq kosmosa buraxıldıqda sonuncu pillənin ayrılması təmin edilir. Bu, avadanlığın düzgün işləməsi üçün lazımdır. Peyk orbitə buraxıldıqda onun da son mərhələdən ayrılması nəzərdə tutulur. Bunun sayəsində müqavimət azalır və mövcud ola bilər uzun müddət. Döyüş ballistik raketinin buraxılışı zamanı son mərhələ döyüş başlığından ayrılır, nəticədə döyüş başlığını aşkar etmək və onu raket əleyhinə raketlə vurmaq çətinləşir. Üstəlik, raketin enməsi zamanı ayrılan son mərhələ olur saxta hədəf. Atmosferə qayıdarkən döyüş başlığına nəzarət etmək və ya uçuşunu sabitləşdirmək planlaşdırılırsa, son mərhələ olmadan onu idarə etmək daha asandır, çünki daha az kütlə var. Nəhayət, əgər son mərhələ döyüş başlığından ayrılmazsa, o zaman həm istilikdən, həm də yanmadan qorunmaq lazımdır ki, bu da sərfəli deyil.

Təbii ki, əldə etmək vəzifəsi yüksək sürətlər hərəkət yalnız çoxmərhələli raketlərin yaradılması ilə həll edilməyəcək. Bu metodun da çatışmazlıqları var. Fakt budur ki, mərhələlərin sayının artması ilə raketlərin dizaynı daha da mürəkkəbləşir. Mərhələləri ayırmaq üçün mürəkkəb mexanizmlərə ehtiyac var, buna görə də elm adamları həmişə minimum sayda mərhələ üçün səy göstərəcəklər və bunun üçün ilk növbədə yanma məhsullarının və ya məhsullarının daha yüksək və daha yüksək axın sürətini əldə etməyi öyrənmək lazımdır. başqa bir reaksiya.