Roket berbilang peringkat: Kementerian Pertahanan Persekutuan Rusia. Kelajuan ideal roket laser foton berbilang peringkat

Hari ini kita akan bercakap tentang struktur dan operasi roket berbilang peringkat. Terdapat beberapa reka bentuk untuk peluru berpandu tersebut dan masing-masing unik dengan cara tersendiri.

Dalam skema pementasan melintang, sistem pendorong beroperasi secara berurutan; dalam litar yang dibahagikan secara membujur, sistem pendorongan peringkat seterusnya boleh beroperasi serentak dengan sistem pendorongan peringkat sebelumnya; dalam litar gabungan secara serentak dan berurutan. Banyak model berbeza telah dibangunkan di SpaceX.

Skim gabungan itu termasuk kenderaan pelancar tiga peringkat terkenal kapal angkasa Vostok, pengubahsuaian yang telah melancarkan pelbagai jenis kapal angkasa ke angkasa selama hampir suku abad. Kami akan membincangkannya dengan lebih terperinci dalam artikel seterusnya.

Semasa penerbangan, apabila tidak keseluruhan bekalan bahan api telah digunakan, tetapi hanya dalam tangki satu peringkat, elemen struktur yang digunakan dan yang tidak diperlukan untuk penerbangan selanjutnya dilepaskan. Semasa enjin peringkat pertama sedang menyala, kita boleh menganggap selebihnya roket sebagai muatan.

Selepas peringkat pertama berpisah, enjin peringkat kedua beroperasi. Mereka menambah kelajuan mereka sendiri pada kelajuan sedia ada dan, akibatnya, jumlah kelajuan menjadi lebih besar.

Perlu diingatkan bahawa nilai pekali K untuk roket berbilang peringkat biasanya lebih besar sedikit daripada roket satu peringkat, kerana apabila roket meningkat, ketumpatan udara, dan oleh itu rintangannya, secara beransur-ansur berkurangan.

Jom tengok contoh khusus kelebihan roket berbilang peringkat. Mari kita anggap bahawa tugasnya adalah untuk memberikan roket halaju pelarian pertamanya. Kesempurnaan strukturnya adalah sedemikian rupa sehingga dalam setiap peringkat jisim bahan api adalah 80%, dan struktur menyumbang baki 20%. Mari kita andaikan bahawa halaju ekzos gas-gas enjin semua peringkat adalah sama dengan 3000 m/s.

Marilah kita bersetuju bahawa pekali K juga kekal malar untuk setiap peringkat. Pengiraan menunjukkan bahawa di bawah keadaan ini, seperti yang telah ditunjukkan di atas, pada akhir operasi enjin peringkat pertama roket akan menghasilkan kelajuan V1 bersamaan dengan 3381 m/s. Selepas enjin peringkat pertama selesai beroperasi, ia memisahkan, dan selebihnya roket terus bergerak. Tetapi kerana penerbangan roket ini tidak akan bermula dari rehat, dan ia sudah mempunyai kelajuan V1 bersamaan dengan 3381 m/s, kelajuan terakhirnya ialah 6762 m/s. Dengan halaju aliran keluar masing-masing c-3500 m/s dan 4000 m/s, kita memperoleh V3 = 7900 m/s dan 9000 m/s.

Jadi, penyelesaian kepada masalah mencapai halaju melarikan diri pertama telah ditemui. Untuk mendapatkan kelajuan yang lebih tinggi, anda hanya perlu menambah bilangan peringkat. Walau bagaimanapun, semasa peralihan walaupun dari satu peringkat, roket berjisim rendah kepada yang lebih berat, pereka bentuk menghadapi beberapa kesukaran yang ketara.

Mereka terdiri daripada fakta bahawa apabila dimensi linear meningkat, sebagai contoh, sebanyak dua kali, jumlah dan jisim roket meningkat lapan kali, dan keratan rentas struktur unsurnya meningkat empat kali ganda. Sehubungan itu, tegasan mekanikal yang disebabkan oleh daya inersia meningkat, kira-kira dua kali ganda.

Oleh itu, meningkatkan saiz dan jisim roket tidak boleh dicapai dengan hanya menghasilkan semula pada skala yang lebih besar. Itulah sebabnya walaupun pada awal pembangunan teknologi roket perkara sedemikian timbul di kalangan pereka frasa kata kunci: "Kita mesti menjadi tukang emas dalam kerja kita." Ia tidak kehilangan kepentingannya sehingga hari ini.

Roket itu sangat "mahal" kenderaan. Pelancaran kenderaan kapal angkasa"pengangkutan" terutamanya bahan api yang diperlukan untuk mengendalikan enjin mereka dan struktur mereka sendiri, yang terdiri terutamanya daripada bekas bahan api dan sistem pendorong. Muatan menyumbang hanya sebahagian kecil daripada jisim pelancaran roket.

Roket komposit membolehkan penggunaan sumber yang lebih cekap kerana fakta bahawa semasa penerbangan peringkat yang telah kehabisan bahan apinya diasingkan, dan bahan api roket yang lain tidak dibazirkan untuk mempercepatkan reka bentuk peringkat yang telah dibelanjakan, yang telah menjadi tidak perlu untuk meneruskan penerbangan. Contoh pengiraan yang mengesahkan pertimbangan ini diberikan dalam artikel Formula Tsiolkovsky.

Pilihan konfigurasi peluru berpandu. Dari kiri ke kanan:
1. roket satu peringkat;
2. roket dua peringkat dengan pemisahan melintang;
3. roket dua peringkat dengan pemisahan membujur.
4. Roket dengan tangki bahan api luaran yang diasingkan selepas bahan api di dalamnya habis.

Roket Saturn V yang dipisahkan secara melintang tiga peringkat tanpa penyesuai

Secara struktur, roket berbilang peringkat dibuat dengan pemisahan peringkat melintang atau membujur.
Dengan pemisahan melintang, peringkat diletakkan satu di atas yang lain dan berfungsi secara berurutan satu demi satu, dihidupkan hanya selepas pemisahan peringkat sebelumnya. Skim ini memungkinkan untuk mencipta sistem, pada dasarnya, dengan beberapa peringkat. Kelemahannya ialah sumber-sumber peringkat seterusnya tidak boleh digunakan dalam kerja yang sebelumnya, sebagai beban pasif untuknya.

Kenderaan pelancar tiga peringkat dengan pemisahan longitudinal-transverse Soyuz-2.

Dengan pemisahan membujur, peringkat pertama terdiri daripada beberapa roket yang serupa yang beroperasi secara serentak dan terletak secara simetri di sekeliling badan peringkat kedua, supaya daya tujah yang terhasil dari enjin peringkat pertama diarahkan sepanjang paksi simetri kedua. Skim ini membolehkan enjin peringkat kedua beroperasi serentak dengan enjin pertama, sekali gus meningkatkan jumlah tujahan, yang amat diperlukan semasa operasi peringkat pertama, apabila jisim roket adalah maksimum. Tetapi roket dengan pemisahan membujur peringkat hanya boleh dua peringkat.
Terdapat juga skema pemisahan gabungan - membujur-melintang, yang membolehkan anda menggabungkan kelebihan kedua-dua skema, di mana peringkat pertama dibahagikan dari yang kedua secara membujur, dan pemisahan semua peringkat berikutnya berlaku secara melintang. Contoh pendekatan ini ialah syarikat penerbangan domestik Soyuz.

Susun atur ulang-alik.
Peringkat pertama ialah penggalak propelan pepejal sisi.
Peringkat kedua ialah pengorbit dengan tangki bahan api luaran yang boleh ditanggalkan. Pada permulaan, enjin kedua-dua peringkat dimulakan.

Pelancaran Pesawat Ulang-alik.

Pesawat Ulang-alik Angkasa lepas mempunyai reka bentuk unik roket dua peringkat yang dipisahkan secara longitudinal, peringkat pertama yang terdiri daripada dua penggalak roket pepejal yang dipasang di sisi, dan peringkat kedua mengandungi sebahagian daripada bahan api dalam tangki pengorbit, dan kebanyakannya dalam tangki bahan api luaran yang boleh ditanggalkan. Pertama, sistem pendorong orbiter menggunakan bahan api dari tangki luaran, dan apabila ia habis, tangki luaran ditetapkan semula dan enjin terus beroperasi pada bahan api yang terkandung dalam tangki orbiter. Skim ini memungkinkan untuk menggunakan maksimum sistem pendorong pengorbit, yang beroperasi sepanjang keseluruhan pelancaran kapal angkasa ke orbit.

Apabila dipisahkan secara melintang, peringkat disambungkan antara satu sama lain oleh bahagian khas - penyesuai - struktur menanggung beban bentuk silinder atau kon, setiap satunya mesti menahan jumlah berat semua peringkat berikutnya, didarab dengan nilai maksimum beban lampau yang dialami oleh roket dalam semua segmen penerbangan di mana penyesuai ini disertakan.
Dengan pemisahan membujur, jalur kuasa dicipta pada badan peringkat kedua, yang mana blok peringkat pertama dilampirkan.
Unsur-unsur yang menghubungkan bahagian-bahagian roket komposit memberikannya ketegaran badan pepejal, dan apabila peringkat dipisahkan, mereka sepatutnya melepaskan peringkat atas dengan serta-merta. Biasanya, langkah-langkah disambungkan menggunakan pyrobolts. Pirobolt ialah bolt pengikat, di dalam rod yang mana rongga dibuat di sebelah kepala, diisi dengan bahan letupan tinggi dengan peledak elektrik. Apabila nadi arus dikenakan pada detonator elektrik, letupan berlaku, memusnahkan rod bolt, menyebabkan kepalanya tercabut. Jumlah bahan letupan dalam pyrobolt didos dengan teliti dalam urutan, dalam satu tangan, untuk memastikan bahawa kepala terlepas, dan, di sisi lain, tidak merosakkan roket. Apabila peringkat dipisahkan ke dalam peledak elektrik semua pirobolt yang menyambungkan bahagian yang dipisahkan, nadi arus digunakan serentak dan sambungan dilepaskan.
Seterusnya, langkah-langkah hendaklah dijarakkan pada jarak yang selamat antara satu sama lain. Apabila memisahkan peringkat di atmosfera, daya aerodinamik aliran udara yang akan datang boleh digunakan untuk memisahkannya, dan apabila memisahkan dalam kekosongan, enjin roket pepejal kecil tambahan kadangkala digunakan.
Pada roket cecair, enjin yang sama ini juga berfungsi untuk "menendapan" bahan api di dalam tangki peringkat atas: apabila enjin peringkat bawah dimatikan, roket terbang dengan inersia, dalam keadaan jatuh bebas, manakala cecair bahan api dalam tangki digantung, yang boleh menyebabkan kegagalan semasa menghidupkan enjin. Enjin tambahan menyediakan pentas dengan pecutan sedikit, di bawah pengaruh bahan api "menyedap" di bahagian bawah tangki.
Dalam foto roket Saturn 5 di atas, pada badan peringkat ketiga, badan hitam salah satu enjin pendorong propelan pepejal tambahan peringkat ke-3 dan ke-2 kelihatan.

Meningkatkan bilangan langkah memberi kesan positif hanya sehingga had tertentu. Lebih banyak peringkat, lebih besar jumlah jisim penyesuai, serta enjin yang beroperasi hanya pada satu bahagian penerbangan, dan, pada satu ketika, peningkatan selanjutnya dalam bilangan peringkat menjadi tidak produktif. Dalam amalan sains roket moden, lebih daripada empat peringkat, sebagai peraturan, tidak dibuat.

Apabila memilih bilangan langkah penting Terdapat juga isu kebolehpercayaan. Pirobol dan motor roket propelan pepejal tambahan adalah elemen guna tunggal, yang fungsinya tidak boleh diperiksa sebelum pelancaran roket. Sementara itu, kegagalan hanya satu pirobolt boleh menyebabkan penamatan kecemasan penerbangan roket. Peningkatan bilangan elemen pakai buang yang tidak tertakluk kepada ujian berfungsi mengurangkan kebolehpercayaan keseluruhan roket secara keseluruhan. Ini juga memaksa pereka untuk mengelak daripada melakukan terlalu banyak kuantiti yang banyak langkah.

Ciptaan ini berkaitan dengan sistem pengangkutan angkasa lepas boleh guna semula. Roket yang dicadangkan mengandungi badan axisymmetric dengan muatan, sistem pendorong dan penyerap hentakan berlepas dan mendarat. Di antara tupang penyerap hentak ini dan muncung enjin utama terdapat pelindung haba yang dibuat dalam bentuk petak berdinding nipis berongga yang diperbuat daripada bahan tahan panas. Keputusan teknikal Ciptaan ini adalah untuk meminimumkan beban dinamik gas dan terma pada penyerap hentak daripada enjin pendorong yang sedang berjalan semasa pelancaran dan pendaratan kenderaan pelancar dan, sebagai hasilnya, memastikan kebolehpercayaan penyerap hentak yang diperlukan semasa penggunaan berulang (sehingga 50 kali) roket itu. 1 sakit.

Pengarang paten:
Vavilin Alexander Vasilievich (RU)
Usolkin Yuri Yurievich (RU)
Fetisov Vyacheslav Alexandrovich (RU)

Pemilik paten RU 2309088:

Negara Persekutuan perusahaan kesatuan Biro Reka Bentuk "Pusat Peluru Berpandu Negeri" dinamakan sempena. Ahli akademik V.P. Makeeva" (RU)

Ciptaan ini berkaitan dengan teknologi roket dan angkasa, khususnya sistem angkasa pengangkutan boleh guna semula (MTKS) generasi baharu jenis "Roket orbital angkasa - pembawa kenderaan satu peringkat" (“CORONA”) dengan lima puluh hingga seratus kali penggunaannya tanpa baik pulih, yang merupakan alternatif yang mungkin kepada sistem boleh guna semula bersayap seperti Space Shuttle dan Buran.

Sistem CORONA direka bentuk untuk melancarkan muatan (kapal angkasa (SC) dan kapal angkasa dengan peringkat atas (UB) ke orbit Bumi rendah dalam julat ketinggian dari 200 hingga 500 km dengan kecondongan sama atau hampir dengan kecondongan orbit kapal angkasa dilancarkan.

Adalah diketahui bahawa semasa pelancaran roket itu terletak di peranti permulaan, berada dalam kedudukan menegak dan terletak pada empat kurungan sokongan petak ekor, yang tertakluk kepada berat roket bahan api penuh dan beban angin yang mencipta momen terbalik, yang, apabila bertindak serentak, adalah yang paling berbahaya untuk kekuatan petak ekor roket (lihat, sebagai contoh, I N.Pentsak. Teori penerbangan dan reka bentuk peluru berpandu balistik. - M.: Kejuruteraan Mekanikal, 1974, ms 112, Rajah 5.22, ms 217, Rajah 11.8, ms 219). Beban apabila meletak roket yang dihidupkan sepenuhnya diagihkan merentasi semua kurungan sokongan.

Salah satu isu asas MTKS yang dicadangkan ialah pembangunan penyerap hentakan berlepas dan mendarat (TSA).

Kerja-kerja yang dijalankan di Pusat Roket Negeri (SRC) ke atas projek CORONA menunjukkan bahawa kes yang paling tidak menguntungkan memuatkan pelancar roket adalah mendaratkan roket.

Beban pada VPA apabila roket berbahan api penuh diletakkan diagihkan ke atas semua sokongan, manakala semasa mendarat, dengan tahap kebarangkalian yang tinggi, disebabkan oleh sisihan yang dibenarkan dari kedudukan menegak badan roket, kes adalah mungkin di mana beban jatuh pada satu sokongan. Dengan mengambil kira kehadiran kelajuan menegak, beban ini ternyata setanding atau lebih besar daripada beban di tempat letak kereta.

Keadaan ini memungkinkan untuk membuat keputusan untuk tidak meninggalkan pad pelancar khas, memindahkan fungsi kuasa yang terakhir kepada VPA roket, yang dengan ketara memudahkan kemudahan pelancaran untuk sistem jenis "CORONA", dan dengan itu, kos pembinaannya. dikurangkan.

Analog terdekat ciptaan yang dicadangkan ialah kenderaan pelancar satu peringkat "CORONA" yang boleh diguna semula untuk berlepas dan mendarat menegak, yang mengandungi badan beraksimetrik dengan muatan, sistem pendorong dan penyerap hentakan berlepas dan mendarat (lihat A.V. Vavilin, Yu.Yu Usolkin "O cara yang mungkin untuk membangunkan pengangkutan boleh guna semula sistem angkasa lepas(MTKS)", teknologi RK, koleksi saintifik dan teknikal, siri XIY, isu 1 (48), bahagian P, pengiraan, penyelidikan eksperimen dan reka bentuk peluru berpandu balistik dengan pelancaran bawah air, Miass, 2002, ms 121, rajah .1 , hlm.129, rajah.2).

Kelemahan reka bentuk roket analog ialah PPAnya terletak di zon pengaruh gas dinamik dan haba nyalaan yang muncul dari muncung tengah sistem pendorong utama (MPU) semasa pelancaran dan pendaratan roket berulang kali, akibatnya operasi reka bentuk yang boleh dipercayai bagi satu PPA tidak dipastikan dengan sumber yang diperlukan penggunaannya (sehingga seratus penerbangan dengan rizab sumber dua puluh peratus).

Keputusan teknikal apabila menggunakan kenderaan pelancar menegak dan mendarat boleh guna semula satu peringkat adalah untuk memastikan kebolehpercayaan yang diperlukan bagi reka bentuk satu kipas apabila menggunakan kenderaan pelancar sebanyak lima puluh kali dengan meminimumkan beban dinamik gas dan terma pada kenderaan pelancar. daripada MDU yang beroperasi semasa beberapa pelancaran dan pendaratan roket.

Intipati ciptaan adalah bahawa dalam kenderaan lepas landas menegak dan pendaratan boleh guna semula peringkat tunggal yang terkenal mengandungi badan beraksimetrik dengan muatan, sistem pendorong dan penyerap hentakan berlepas dan mendarat, perisai haba dipasang di antara tupang penyerap hentak berlepas dan mendarat dan muncung enjin pendorong .

Berbanding dengan roket analog yang paling hampir, kenderaan pelancaran mendarat dan lepas landas menegak boleh guna semula peringkat tunggal yang dicadangkan mempunyai keupayaan berfungsi dan operasi yang lebih baik, kerana ia memastikan kebolehpercayaan yang diperlukan bagi reka bentuk satu UPA (tidak lebih rendah daripada 0.9994) untuk hayat perkhidmatan tertentu bagi satu kenderaan pelancar (sehingga seratus pelancaran) dengan mengasingkan (menggunakan perisai haba) topang UPA daripada gas-dinamik dan beban terma MDU yang beroperasi untuk sumber tertentu (sehingga seratus) penerbangan kenderaan pelancaran semasa beberapa pelancaran dan pendaratannya.

Untuk menerangkan intipati teknikal ciptaan yang dicadangkan, gambar rajah kenderaan pelancar yang dicadangkan dengan badan berpaksisimetri 1, muncung 2 sistem pendorong, tupang berlepas dan penyerap hentak pendaratan 3 dan perisai haba 4 bagi nipis berongga- petak berdinding diperbuat daripada bahan tahan haba, yang mengasingkan tupang penyerap hentakan lepas landas dan pendaratan daripada kesan dinamik gas dan haba nyalaan daripada muncung tengah sistem pendorong utama semasa berlepas dan mendarat roket.

Oleh itu, cadangan kenderaan berlepas dan mendarat menegak yang boleh diguna semula mempunyai keupayaan fungsian dan operasi yang lebih luas berbanding analog terdekatnya dengan meningkatkan kebolehpercayaan satu penyerap hentak berlepas dan mendarat untuk jangka hayat penerbangan tertentu bagi kenderaan pelancar di mana penyerap hentakan berlepas dan mendarat ini. terletak.

Kenderaan pelancar boleh guna semula satu peringkat untuk berlepas dan mendarat menegak, mengandungi badan beraksimetrik dengan muatan, sistem pendorong dan penyerap hentakan berlepas dan mendarat, dicirikan bahawa perisai haba yang dibuat dalam bentuk lompang dipasang di antara tupang. penyerap hentak berlepas dan mendarat dan muncung petak berdinding nipis enjin pendorong yang diperbuat daripada bahan tahan haba.

Pembangunan sistem pendaratan - bilangan sokongan, susunannya, sambil meminimumkan jisimnya adalah tugas yang sangat sukar...

Catatan daripada Tag "Paten" Jurnal Ini

• 
  Naikkan gandar hadapan!!!

  Idea yang bagus! Baru-baru ini saya melihat idea ini dalam kereta robotik dan ini adalah sekali lagi... Putaran pada satu paksi juga menarik. Pergi ke...

• 
  Enjin CTL kitaran Atkinson

  Bukan idea yang buruk! Pergerakan Atkinson klasik yang besar telah digantikan dengan mekanisme yang lebih padat. Sayang sekali walaupun dari gambar ini ia tidak begitu...

• Jika anda seorang pencipta dan belum mencipta basikal, anda tidak bernilai sebagai seorang pencipta!

  Paten RF 2452649 Rangka basikal Andrey Andreevich Zakharov Ciptaan ini berkaitan dengan bingkai plastik rasuk tunggal yang dilengkapi dengan elemen…

• 
  ICE CITS V-Twin dan patenkan untuknya

  Bersihkan Dua Lejang CITS V-Twin Enjin Salinan ujian dua lejang susunan port enjin AS 20130228158 A1 ABSTRAK A…

• 
  Enjin laser foton

  Pendorong Laser Fotonik - ternyata namanya bukan dari fiksyen sains, tetapi produk itu sudah berfungsi... Pendorong Laser Fotonik (PLT) ialah foton tulen…

Apakah struktur roket berbilang peringkat Mari kita lihat contoh klasik roket untuk penerbangan angkasa lepas, yang diterangkan dalam karya Tsiolkovsky, pengasas sains roket. Dialah yang pertama menerbitkan idea asas untuk mengeluarkan roket berbilang peringkat.

Prinsip operasi roket.

Untuk mengatasi graviti, roket memerlukan bekalan bahan api yang banyak, dan lebih banyak bahan api yang kita ambil, lebih besar jisim roket itu. Oleh itu, untuk mengurangkan jisim roket, ia dibina berdasarkan prinsip pelbagai peringkat. Setiap peringkat boleh dianggap sebagai roket berasingan dengan enjin roketnya sendiri dan bekalan bahan api untuk penerbangan.

Pembinaan peringkat roket angkasa lepas.

Peringkat pertama roket angkasa lepas yang terbesar, dalam roket untuk penerbangan, ruang enjin peringkat 1 boleh sehingga 6 dan lebih berat beban yang perlu dilancarkan ke angkasa, lebih banyak enjin terdapat pada peringkat pertama roket.

Dalam versi klasik terdapat tiga daripadanya, terletak secara simetri di sepanjang tepi segi tiga sama kaki, seolah-olah mengelilingi perimeter roket. Peringkat ini adalah yang terbesar dan paling berkuasa; Apabila bahan api di peringkat pertama roket digunakan, seluruh peringkat dibuang.

Selepas ini, pergerakan roket dikawal oleh enjin peringkat kedua. Mereka kadang-kadang dipanggil penggalak, kerana ia adalah dengan bantuan enjin peringkat kedua bahawa roket mencapai halaju pelarian pertamanya, cukup untuk memasuki orbit Bumi rendah.

Ini boleh diulang beberapa kali, dengan setiap peringkat roket beratnya kurang daripada yang sebelumnya, kerana daya graviti Bumi berkurangan dengan ketinggian.

Bilangan kali proses ini diulang ialah bilangan peringkat yang terkandung dalam roket angkasa. Peringkat terakhir roket direka untuk bergerak (enjin pendorong untuk pembetulan penerbangan terdapat dalam setiap peringkat roket) dan menghantar muatan dan angkasawan ke destinasi mereka.

Kami menyemak peranti dan prinsip operasi roket, direka bentuk dengan cara yang sama dan pada asasnya tidak berbeza daripada roket angkasa lepas peluru berpandu berbilang peringkat balistik, membawa senjata yang dahsyat senjata nuklear. Mereka mampu memusnahkan sepenuhnya kedua-dua kehidupan di seluruh planet dan kehidupan itu sendiri.

Peluru berpandu balistik berbilang peringkat pergi ke orbit Bumi rendah dan pukul dari sana sasaran darat pecah kepala peledak dengan caj nuklear. Lebih-lebih lagi, mereka mengambil masa 20-25 minit untuk terbang ke titik paling terpencil.

Dalam Rajah. 22 menunjukkan bahawa trajektori peluru berpandu balistik, dan akibatnya, julat penerbangannya bergantung pada kelajuan awal V 0 dan sudut Θ 0 antara kelajuan ini dan ufuk. Sudut ini dipanggil sudut lontaran.

Biarkan, sebagai contoh, sudut lontaran ialah Θ 0 = 30°. Dalam kes ini, roket, yang memulakan penerbangan balistiknya pada titik 0 dengan kelajuan V 0 = 5 km/s, akan terbang di sepanjang lengkung elips II. Pada V 0 = 8 km/s, roket akan terbang sepanjang lengkung elips III, pada V 0 = 9 km/sec - sepanjang lengkung IV. Apabila kelajuan ditingkatkan kepada 11.2 km/s, trajektori dari lengkung elips tertutup akan bertukar menjadi parabola terbuka dan roket akan meninggalkan sfera graviti bumi (lengkung V). Pada kelajuan yang lebih tinggi, pelepasan roket akan mengikuti hiperbola (VI). Ini adalah bagaimana trajektori roket berubah apabila kelajuan awal berubah, walaupun sudut lontaran kekal tidak berubah.

Jika anda mengekalkan kelajuan awal tetap dan hanya menukar sudut lontaran, maka trajektori roket akan mengalami perubahan yang tidak kurang ketara.

Biarkan, sebagai contoh, kelajuan awal bersamaan dengan V 0 = 8 km/j Jika roket dilancarkan secara menegak ke atas (sudut lontaran Θ 0 = 90°), maka secara teorinya ia akan naik ke ketinggian. sama dengan jejari Bumi, dan akan kembali ke Bumi tidak jauh dari permulaan (VII). Pada Θ 0 = 30° roket akan terbang sepanjang trajektori elips yang telah kita pertimbangkan (lengkung III). Akhirnya, pada Θ 0 = 0° (pelancaran selari dengan ufuk), roket akan bertukar menjadi satelit Bumi dengan orbit bulat (lengkung I).

Contoh-contoh ini menunjukkan bahawa hanya dengan menukar sudut lontaran, julat peluru berpandu pada kelajuan awal yang sama iaitu 8 km/s boleh mempunyai julat dari sifar hingga infiniti.

Pada sudut manakah peluru berpandu itu akan memulakan penerbangan balistiknya? Ini bergantung pada program kawalan yang diberikan kepada roket. Anda boleh, sebagai contoh, untuk setiap kelajuan awal memilih sudut lontaran yang paling berfaedah (optimum), di mana julat penerbangan akan menjadi yang terbaik. Apabila kelajuan awal bertambah, sudut ini berkurangan. Nilai anggaran julat, ketinggian dan masa penerbangan yang terhasil ditunjukkan dalam jadual. 4.

Jadual 4

Jika sudut lontaran boleh diubah sewenang-wenangnya, maka perubahan dalam kelajuan awal adalah terhad, dan meningkatkannya untuk setiap 1 km/saat dikaitkan dengan masalah teknikal yang besar.

K. E. Tsiolkovsky memberikan formula yang membolehkan seseorang menentukan kelajuan * ideal roket pada akhir pecutan enjinnya:

V mula = V sumber ln G mula /G akhir,

di mana Vid ialah kelajuan ideal roket di hujung bahagian aktif;

Sumber V ialah kelajuan aliran gas dari muncung jet enjin;

G awal - berat awal roket;

G con - berat akhir roket;

ln - tanda logaritma semula jadi.

Kami berkenalan dengan kelajuan aliran gas dari muncung enjin roket di bahagian sebelumnya. Untuk bahan api cecair yang diberikan dalam jadual. 3, kelajuan ini dihadkan kepada 2200 - 2600 m/s (atau 2.2 - 2.6 km/sec), dan untuk bahan api pepejal - kepada 1.6 - 2.0 km/sec.

G mula menandakan berat awal, iaitu, jumlah berat roket sebelum dilancarkan, dan G hujung ialah berat terakhirnya pada penghujung pecutan (selepas bahan api digunakan atau enjin dimatikan). Nisbah berat ini G mula / G akhir, termasuk dalam formula, dipanggil nombor Tsiolkovsky dan secara tidak langsung mencirikan berat bahan api yang digunakan untuk mempercepatkan roket. Jelas sekali daripada bilangan yang lebih besar Tsiolkovsky, semakin besar kelajuan roket akan berkembang dan, oleh itu, semakin jauh ia akan terbang (semua perkara lain adalah sama, bagaimanapun, nombor Tsiolkovsky, serta kelajuan aliran gas dari muncung, mempunyai batasannya).

Dalam Rajah. Rajah 23 menunjukkan keratan rentas roket satu peringkat biasa dan rajah beratnya. Selain tangki bahan api, roket itu mempunyai enjin, kawalan dan sistem, kulit, muatan, dan pelbagai elemen struktur dan peralatan tambahan. Oleh itu, berat akhir roket tidak boleh berkali-kali kurang daripada berat awalnya. Sebagai contoh, roket V-2 Jerman mempunyai berat 3.9 tan tanpa bahan api, dan 12.9 tan dengan bahan api Ini bermakna nombor Tsiolkovsky roket ini adalah sama dengan: 12.9/3.9 = 3.31. Pada tahap semasa pembangunan sains roket asing, sikap ini peluru berpandu asing mencapai nilai 5 - 7.

Mari kita hitung kelajuan ideal roket satu peringkat, mengambil V 0 = 2.6 km/saat. dan G mula / G tamat = 7,

V ID = 2.6 · ln 7 = 2.6 · 1.946 ≈ 5 km/saat.

Dari meja 4 menunjukkan bahawa peluru berpandu seperti itu mampu mencapai jarak kira-kira 3,200 km. Walau bagaimanapun, kelajuan sebenar akan kurang daripada 5 km/saat. kerana enjin menghabiskan tenaganya bukan sahaja untuk mempercepatkan roket, tetapi juga untuk mengatasi rintangan udara, untuk mengatasi daya graviti. Kelajuan sebenar roket hanya 75 - 80% daripada yang ideal. Akibatnya, ia akan mempunyai kelajuan awal kira-kira 4 km/s dan julat tidak lebih daripada 1800 km *.

* (Julat diberikan dalam jadual. 4 diberikan lebih kurang, kerana beberapa faktor tidak diambil kira semasa mengiranya. Sebagai contoh, bahagian trajektori yang terletak dalam lapisan atmosfera yang padat dan pengaruh putaran Bumi tidak diambil kira. Apabila menembak ke arah timur, jarak penerbangan peluru berpandu balistik lebih besar, kerana kelajuan putaran Bumi itu sendiri ditambah kepada kelajuannya berbanding dengan Bumi.)

Untuk mencipta peluru berpandu balistik antara benua, lancarkan satelit Bumi buatan dan kapal angkasa, dan lebih-lebih lagi untuk menghantar roket angkasa lepas ke Bulan dan planet, adalah perlu untuk memberikan kelajuan yang jauh lebih tinggi kepada kenderaan pelancaran. Oleh itu, untuk peluru berpandu dengan jarak 9000 - 13000 km, kelajuan awal kira-kira 7 km/saat diperlukan. Halaju pelepasan pertama yang mesti diberikan kepada roket supaya ia boleh menjadi satelit Bumi dengan ketinggian orbit yang rendah ialah, seperti yang diketahui, 8 km/s.

Untuk melarikan diri dari sfera graviti Bumi, roket mesti dipercepatkan ke halaju pelepasan kedua - 11.2 km/sec; untuk terbang mengelilingi Bulan (tanpa kembali ke Bumi) kelajuan lebih daripada 12 km/sec diperlukan. Layangan Marikh tanpa kembali ke Bumi boleh dicapai pada kelajuan awal kira-kira 14 km/s, dan dengan kembali ke orbit mengelilingi Bumi - kira-kira 27 km/s. Kelajuan 48 km/saat diperlukan untuk mengurangkan tempoh penerbangan ke Marikh dan kembali kepada tiga bulan. Meningkatkan kelajuan roket, seterusnya, memerlukan perbelanjaan bahan api yang semakin meningkat untuk pecutan.

Mari, sebagai contoh, kita membina roket seberat 1 kg tanpa bahan api. Jika kita mahu memberikannya kelajuan 3, 6, 9 dan 12 km/s, maka berapa banyak bahan api yang perlu diisi ke dalam roket dan dibakar semasa pecutan? Kuantiti yang diperlukan bahan api * ditunjukkan dalam jadual. 5.

* (Pada kelajuan ekzos 3 km/s.)

Jadual 5

Tidak dinafikan bahawa dalam badan roket, berat "kering" yang hanya 1 kg, kita akan dapat menampung 1.7 kg bahan api. Tetapi sangat diragui bahawa ia boleh memuatkan 6.4 kg daripadanya. Dan, jelas sekali, adalah mustahil untuk mengisinya dengan 19 atau 54 kg bahan api. Tangki yang ringkas tetapi agak tahan lasak yang boleh memuatkan jumlah bahan api sebegitu berat sudah jauh melebihi satu kilogram. Sebagai contoh, satu kanister dua puluh liter yang diketahui oleh pemandu mempunyai berat kira-kira 3 kg. Berat "kering" roket, sebagai tambahan kepada tangki, mesti termasuk berat enjin, struktur, muatan, dll.

Rakan senegara kita yang hebat K. E. Tsiolkovsky menemui satu lagi (dan setakat ini satu-satunya) cara untuk menyelesaikan masalah yang sukar seperti mencapai kelajuan yang diperlukan oleh roket dalam amalan hari ini. Laluan ini terdiri daripada mencipta roket berbilang peringkat.

Roket berbilang peringkat biasa ditunjukkan dalam Rajah. 24. Ia terdiri daripada muatan DAN beberapa peringkat boleh tanggal dengan loji kuasa dan bekalan bahan api dalam setiap satu. Enjin peringkat pertama memberikan kelajuan ν 1 kepada muatan, serta peringkat kedua dan ketiga (subroket kedua). Setelah bahan api habis, peringkat pertama memisahkan dari seluruh roket dan jatuh ke tanah, dan enjin peringkat kedua roket menyala. Di bawah pengaruh tujahannya, bahagian roket yang selebihnya (subroket ketiga) memperoleh kelajuan tambahan ν 2. Kemudian peringkat kedua, selepas menggunakan bahan apinya, juga memisahkan dari seluruh roket dan jatuh ke tanah. Pada masa ini, enjin peringkat ketiga dihidupkan dan memberikan kelajuan tambahan ν 3 kepada muatan.

Oleh itu, dalam roket berbilang peringkat, muatan dipercepatkan berkali-kali. Jumlah kelajuan ideal roket tiga peringkat akan sama dengan jumlah tiga kelajuan ideal yang diperoleh daripada setiap peringkat:

V ID 3 = ν 1 + ν 2 + ν 3.

Jika kelajuan aliran gas dari enjin semua peringkat adalah sama dan selepas pemisahan setiap daripada mereka nisbah berat awal bahagian yang tinggal roket kepada yang terakhir tidak berubah, maka kelajuan meningkat ν 1 , ν 2 dan ν 3 akan sama antara satu sama lain. Kemudian kita boleh mengandaikan bahawa kelajuan roket yang terdiri daripada tiga (atau bahkan n) peringkat akan sama dengan tiga kali ganda (atau meningkat sebanyak n kali) kelajuan roket satu peringkat.

Malah, setiap peringkat roket berbilang peringkat boleh mengandungi enjin yang memberi kelajuan yang berbeza tamat tempoh; nisbah berat yang tetap mungkin tidak dapat dikekalkan; Rintangan udara berubah apabila kelajuan penerbangan berubah dan graviti Bumi berubah apabila anda menjauhinya. Oleh itu, kelajuan akhir roket berbilang peringkat tidak boleh ditentukan dengan hanya mendarabkan kelajuan roket satu peringkat dengan bilangan peringkat *. Tetapi tetap benar bahawa dengan menambah bilangan peringkat, kelajuan roket boleh ditingkatkan berkali-kali.

* (Ia juga harus diingat bahawa mungkin terdapat selang masa antara mematikan satu peringkat dan menghidupkan yang lain, semasa roket itu terbang dengan inersia.)

Di samping itu, roket berbilang peringkat boleh mencapai julat tertentu dengan muatan yang sama pada penggunaan bahan api keseluruhan dan berat pelancaran yang jauh lebih rendah daripada roket satu peringkat. Adakah minda manusia benar-benar berjaya memintas undang-undang alam? Tidak. Secara mudah, seseorang, setelah mempelajari undang-undang ini, boleh menjimatkan bahan api dan berat struktur semasa menyelesaikan tugas yang diberikan. Dalam roket satu peringkat, dari awal hingga akhir fasa aktif, kami mempercepatkan keseluruhan berat "kering"nya. Dalam roket berbilang peringkat kami tidak melakukan ini. Oleh itu, dalam roket tiga peringkat, peringkat kedua tidak lagi membazir bahan api untuk mempercepatkan berat "kering" peringkat pertama, kerana yang terakhir dibuang. Peringkat ketiga juga tidak membazir bahan api untuk mempercepatkan berat "kering" peringkat pertama dan kedua. Ia hanya mempercepatkan dirinya dan muatan. Peringkat ketiga (dan biasanya yang terakhir) tidak lagi boleh diputuskan sambungan dari kepala roket, kerana pecutan selanjutnya tidak diperlukan. Tetapi dalam banyak kes ia masih memisahkan. Oleh itu, pemisahan peringkat terakhir diamalkan dalam kenderaan pelancar satelit, roket angkasa dan peluru berpandu tempur seperti Atlas, Titan, Minuteman, Musytari, Polaris, dll.

Apabila peralatan saintifik diletakkan di kepala roket dilancarkan ke angkasa, pemisahan peringkat terakhir disediakan. Ini adalah perlu untuk berfungsi dengan betul peralatan. Apabila satelit dilancarkan, ia juga dirancang untuk berpisah dari peringkat akhir. Terima kasih kepada ini, rintangan dikurangkan dan ia boleh wujud masa yang lama. Apabila melancarkan peluru berpandu balistik tempur, peringkat terakhir dipisahkan dari kepala peledak, akibatnya ia menjadi lebih sukar untuk mengesan kepala peledak dan memukulnya dengan anti-peluru berpandu. Selain itu, peringkat terakhir dipisahkan semasa penurunan roket menjadi sasaran palsu. Jika, apabila kembali ke atmosfera, ia dirancang untuk mengawal hulu peledak atau menstabilkan penerbangannya, maka tanpa peringkat terakhir lebih mudah untuk mengawalnya, kerana ia mempunyai jisim yang lebih sedikit. Akhirnya, jika peringkat terakhir tidak dipisahkan dari kepala pertempuran, maka perlu untuk melindungi kedua-duanya daripada pemanasan dan pembakaran, yang tidak menguntungkan.

Sudah tentu, tugas mendapatkan kelajuan tinggi pergerakan akan diputuskan bukan sahaja oleh penciptaan roket berbilang peringkat. Kaedah ini juga mempunyai kelemahannya. Hakikatnya ialah dengan peningkatan bilangan peringkat, reka bentuk roket menjadi lebih rumit. Terdapat keperluan untuk mekanisme yang kompleks untuk memisahkan peringkat Oleh itu, saintis akan sentiasa berusaha untuk bilangan peringkat minimum, dan untuk ini, pertama sekali, adalah perlu untuk mempelajari cara mendapatkan kadar aliran produk atau produk pembakaran yang lebih tinggi dan lebih tinggi. daripada beberapa reaksi lain.