Многоступенчатая ракета

редактировать
«Второй этап» перенаправляется сюда. Чтобы узнать о других значениях, см. Раздел «Регулятор дайвинга», « Чтение» (законодательный орган) и « Театр на второй сцене». «Третий этап» перенаправляется сюда. Для альбома Boston см. Третий этап. Запуск ракеты многоступенчатого зондирования Black Brant 12. Второй этап Минитмен III ракеты

Многоступенчатая ракета, или шаг ракета является ракетой - носителем, который использует два или более ракетные ступени, каждый из которых содержат свои собственные двигатели и газ - вытеснитель. Тандем или последовательный этап устанавливается на верхней части другой стадии; параллельный этап прилагается вместе с другой стадии. В результате фактически две или более ракеты устанавливаются друг на друга или прикрепляются друг к другу. Двухступенчатые ракеты довольно распространены, но ракеты, состоящие из пяти отдельных ступеней, были успешно запущены.

Отбрасывая ступени, когда у них заканчивается топливо, масса оставшейся ракеты уменьшается. Каждую последующую ступень также можно оптимизировать для конкретных условий эксплуатации, например, для снижения атмосферного давления на больших высотах. Эта ступенчатая регулировка позволяет тяге остальных ступеней более легко разгонять ракету до конечной скорости и высоты.

В схемах последовательного или тандемного размещения первая ступень находится внизу и обычно является наибольшей, вторая ступень и последующие верхние ступени находятся над ней, обычно уменьшаясь в размере. В параллельных схемах ступени для помощи при запуске используются твердотопливные или жидкостные ракетные ускорители. Иногда их называют «стадией 0». В типичном случае срабатывают двигатели первой ступени и ускорители, чтобы продвинуть всю ракету вверх. Когда в ускорителях заканчивается топливо, они отделяются от остальной части ракеты (обычно с помощью небольшого заряда взрывчатого вещества или взрывных болтов ) и падают. Затем первая ступень догорает и отваливается. Остается ракета меньшего размера со второй ступенью внизу, которая затем запускается. Этот процесс, известный в ракетных кругах как ступенчатый, повторяется до тех пор, пока не будет достигнута желаемая конечная скорость. В некоторых случаях при последовательном включении верхняя ступень воспламеняется перед разделением - межступенчатое кольцо спроектировано с учетом этого, и тяга используется для того, чтобы помочь точно разделить два транспортных средства.

Для достижения орбитальной скорости требуется многоступенчатая ракета. Разыскиваются конструкции с одноступенчатым выводом на орбиту, но они еще не продемонстрированы.

СОДЕРЖАНИЕ

  • 1 Производительность
  • 2 Выбор и размер компонентов
  • 3 Оптимальная постановка и ограниченная постановка
    • 3.1 Оптимально
    • 3.2 Ограниченный
  • 4 Тандем против параллельной конструкции ступеней
  • 5 верхних ступеней
  • 6 Сборка
  • 7 Пассивирование и космический мусор
  • 8 История и развитие
  • 9 События разлуки
  • 10 Трехступенчатый на орбиту
    • 10.1 Примеры систем с тремя ступенями вывода на орбиту
    • 10.2 Примеры двух ступеней с бустерами
  • 11 Четыре ступени на орбиту
    • 11.1 Примеры систем с четырьмя ступенями вывода на орбиту [ необходима цитата ]
    • 11.2 Примеры трех ступеней с ускорителями [ необходима ссылка ]
  • 12 внеземных ракет
  • 13 См. Также
  • 14 Ссылки

Представление

Рисунки в разрезе, показывающие три многоступенчатые ракеты Аполлон-11, разделение первой ступени Сатурна V Второй этап опускают на первой стадии Сатурн V ракеты Схема второй ступени и как она вписывается в полную ракету

Причина, по которой требуются многоступенчатые ракеты, заключается в том, что законы физики накладывают ограничение на максимальную скорость, достижимую ракетой с заданным соотношением массы топлива и массы. Это соотношение задается классическим уравнением ракеты :

Δ v знак равно v е пер ( м 0 м ж ) {\ displaystyle \ Delta v = v _ {\ text {e}} \ ln \ left ({\ frac {m_ {0}} {m_ {f}}} \ right)}

куда:

Δ v   {\ displaystyle \ Delta v \}- дельта-v транспортного средства (изменение скорости плюс потери из-за силы тяжести и сопротивления атмосферы);
м 0 {\ displaystyle m_ {0}}- начальная общая (мокрая) масса, равная конечной (сухой) массе плюс пропеллент ;
м ж {\ displaystyle m_ {f}} - конечная (сухая) масса после израсходования топлива;
v е {\ displaystyle v _ {\ text {e}}}эффективная скорость выхлопа (определяется топливом, конструкцией двигателя и состоянием дроссельной заслонки);
пер {\ displaystyle \ ln}- функция натурального логарифма.

Дельта v, необходимая для достижения низкой околоземной орбиты (или требуемой скорости достаточно тяжелой суборбитальной полезной нагрузки), требует большего соотношения влажной и сухой массы, чем реально может быть достигнуто на одной ступени ракеты. Многоступенчатая ракета преодолевает этот предел, разбивая дельта-v на фракции. Поскольку каждая нижняя ступень опускается и срабатывает следующая ступень, остальная часть ракеты все еще движется со скоростью, близкой к скорости выгорания. Сухая масса каждой нижней ступени включает пропеллент в верхних ступенях, и каждая последующая верхняя ступень уменьшила свою сухую массу за счет отбрасывания бесполезной сухой массы отработанных нижних ступеней.

Еще одно преимущество состоит в том, что на каждой ступени может использоваться ракетный двигатель разного типа, каждый из которых настроен на свои конкретные условия эксплуатации. Таким образом, двигатели нижней ступени предназначены для использования при атмосферном давлении, в то время как верхние ступени могут использовать двигатели, подходящие для условий, близких к вакууму. Нижние ступени, как правило, требуют большей конструкции, чем верхние, поскольку они должны нести собственный вес плюс вес ступеней над ними. Оптимизация конструкции каждой ступени снижает вес всего транспортного средства и обеспечивает дополнительное преимущество.

Преимущество каскадирования достигается за счет подъемных двигателей нижних ступеней, которые еще не используются, а также из-за того, что вся ракета становится более сложной и труднее построить, чем одноступенчатый. Кроме того, каждое событие ступени является возможной точкой отказа при запуске из-за отказа разделения, отказа зажигания или столкновения ступеней. Тем не менее, экономия настолько велика, что каждая ракета, когда-либо использовавшаяся для доставки полезной нагрузки на орбиту, имела какой-то промежуточный этап.

Одним из наиболее распространенных показателей эффективности ракеты является ее удельный импульс, который определяется как тяга, приходящаяся на расход топлива (в секунду):

я s п {\ displaystyle I _ {\ mathrm {sp}}} знак равно   Т d м d т грамм 0 {\ displaystyle \ {\ frac {T} {{\ frac {dm} {dt}} g _ {\ mathrm {0}}}}}

При преобразовании уравнения таким образом, чтобы тяга рассчитывалась с учетом других факторов, мы имеем:

Т знак равно я s п грамм 0 d м d т {\ displaystyle T = I _ {\ mathrm {sp}} g _ {\ mathrm {0}} {\ frac {dm} {dt}}}

Эти уравнения показывают, что более высокий удельный импульс означает более эффективный ракетный двигатель, способный работать в течение более длительных периодов времени. Что касается ступеней, то начальные ступени ракеты обычно имеют более низкую удельную импульсную мощность, что позволяет обменять эффективность на превосходную тягу, чтобы быстро продвинуть ракету на большую высоту. Более поздние ступени ракеты обычно имеют более высокий удельный импульс, потому что транспортное средство находится дальше за пределами атмосферы, и выхлопным газам нет необходимости расширяться против такого высокого атмосферного давления.

При выборе идеального ракетного двигателя для использования в качестве начальной ступени ракеты-носителя полезным показателем характеристик, который следует изучить, является отношение тяги к массе, которое рассчитывается по формуле:

Т W р знак равно Т м грамм 0 {\ displaystyle TWR = {\ frac {T} {mg _ {\ mathrm {0}}}}}

Обычная тяговооруженность ракеты-носителя находится в диапазоне от 1,3 до 2,0. Другой показатель производительности, который следует учитывать при проектировании каждой ступени ракеты в миссии, - это время горения, то есть время, в течение которого ракетный двигатель проработает, прежде чем он исчерпает все свое топливо. Для большинства незавершенных ступеней тягу и удельный импульс можно считать постоянными, что позволяет записать уравнение времени горения в виде:

Δ т знак равно я s п грамм 0 Т × ( м 0 - м ж ) {\ displaystyle \ Delta {t} = {\ frac {I _ {\ mathrm {sp}} g _ {\ mathrm {0}}} {T}} \ times (m _ {\ mathrm {0}} -m _ {\ mathrm {f}})}

Где и - соответственно начальная и конечная массы ступени ракеты. В сочетании со временем выгорания высота и скорость выгорания получаются с использованием тех же значений и находятся по этим двум уравнениям: м 0 {\ Displaystyle м _ {\ mathrm {0}}} м ж {\ Displaystyle м _ {\ mathrm {f}}}

час б о знак равно я s п грамм 0 м е × ( м ж   л п ( м ж / м 0 ) + м 0 - м ж ) {\ displaystyle h _ {\ mathrm {bo}} = {\ frac {I _ {\ mathrm {sp}} g _ {\ mathrm {0}}} {m _ {\ mathrm {e}}}} \ times (m _ {\ mathrm {f}} ~ \ mathrm {ln} (m _ {\ mathrm {f}} / m _ {\ mathrm {0}}) + m _ {\ mathrm {0}} -m _ {\ mathrm {f}})}
v б о знак равно я s п грамм 0 м 0 м ж - грамм 0 м е ( м 0 - м ж ) {\ displaystyle v _ {\ mathrm {bo}} = {\ frac {I _ {\ mathrm {sp}} g _ {\ mathrm {0}} m _ {\ mathrm {0}}} {m _ {\ mathrm {f}} }} - {\ frac {g _ {\ mathrm {0}}} {m _ {\ mathrm {e}}}} (m _ {\ mathrm {0}} -m _ {\ mathrm {f}})}

При решении задачи расчета общей скорости или времени выгорания для всей ракетной системы общая процедура для этого выглядит следующим образом:

  1. Разделите расчеты задачи на количество этапов, в которые входит ракетная система.
  2. Рассчитайте начальную и конечную массу для каждого отдельного этапа.
  3. Рассчитайте скорость выгорания и просуммируйте ее с начальной скоростью для каждой отдельной стадии. Предполагая, что каждая стадия происходит сразу после предыдущей, скорость выгорания становится начальной скоростью для следующей стадии.
  4. Повторяйте предыдущие два шага до тех пор, пока время и / или скорость перегорания не будут рассчитаны для последней стадии.

Важно отметить, что время выгорания не определяет конец движения ступени ракеты, так как транспортное средство все еще будет иметь скорость, которая позволит ему двигаться по инерции вверх в течение короткого промежутка времени, пока ускорение силы тяжести планеты постепенно не изменится. это вниз. Скорость и высоту ракеты после сгорания можно легко смоделировать, используя основные физические уравнения движения.

При сравнении одной ракеты с другой непрактично напрямую сравнивать определенную характеристику ракеты с такой же характеристикой другой, потому что их индивидуальные атрибуты часто не независимы друг от друга. По этой причине безразмерные отношения были разработаны для обеспечения более значимого сравнения ракет. Первый - это отношение начальной массы к конечной, то есть отношение полной начальной массы ступени ракеты к конечной массе ступени ракеты после того, как все топливо израсходовано. Уравнение для этого отношения:

η знак равно м E + м п + м п L м E + м п L {\ displaystyle \ eta = {\ frac {m _ {\ mathrm {E}} + m _ {\ mathrm {p}} + m _ {\ mathrm {PL}}} {m _ {\ mathrm {E}} + m _ {\ mathrm {PL}}}}}

Где масса пустого ступени, масса топлива и масса полезной нагрузки. Вторая безразмерная величина производительности - это структурное соотношение, которое представляет собой соотношение между пустой массой ступени и объединенной пустой массой и массой топлива, как показано в этом уравнении: м E {\ displaystyle m _ {\ mathrm {E}}} м п {\ Displaystyle м _ {\ mathrm {p}}} м п L {\ displaystyle m _ {\ mathrm {PL}}}

ϵ знак равно м E м E + м п {\ displaystyle \ epsilon = {\ frac {m _ {\ mathrm {E}}} {m _ {\ mathrm {E}} + m _ {\ mathrm {P}}}}}

Последней важной безразмерной величиной производительности является коэффициент полезной нагрузки, который представляет собой соотношение между массой полезной нагрузки и общей массой пустой ступени ракеты и топлива:

λ знак равно м п L м E + м п {\ displaystyle \ lambda = {\ frac {m _ {\ mathrm {PL}}} {m _ {\ mathrm {E}} + m _ {\ mathrm {P}}}}}

Сравнив три уравнения для безразмерных величин, легко увидеть, что они не независимы друг от друга, и на самом деле начальное отношение масс к конечному можно переписать в терминах конструктивного отношения и отношения полезной нагрузки:

η знак равно 1 + λ ϵ + λ {\ displaystyle \ eta = {\ frac {1+ \ lambda} {\ epsilon + \ lambda}}}

Эти коэффициенты производительности также можно использовать в качестве справочных данных о том, насколько эффективной будет ракетная система при выполнении оптимизаций и сравнении различных конфигураций для миссии.

Выбор и размер компонентов

Семья Сатурн многоступенчатых ракет, несущих Аполлон космических аппаратов

Для начального определения размеров ракеты можно использовать уравнения для получения количества топлива, необходимого для ракеты, на основе удельного импульса двигателя и общего импульса, необходимого в Н * с. Уравнение:

м п знак равно я т о т / ( грамм * я s п ) {\ displaystyle m _ {\ mathrm {p}} = I _ {\ mathrm {tot}} / (g * I _ {\ mathrm {sp}})}

где g - гравитационная постоянная Земли. Это также позволяет рассчитать объем хранилища, необходимый для топлива, если плотность топлива известна, что почти всегда имеет место при проектировании ступени ракеты. Объем получается при делении массы пороха на его плотность. Помимо необходимого топлива, также должна быть определена масса самой конструкции ракеты, что требует учета массы требуемых двигателей, электроники, инструментов, силового оборудования и т. Д. Это известные величины для типичного готового оборудования, которое следует рассматривать на средних и поздних стадиях проектирования, но для предварительного и концептуального проектирования можно применить более простой подход. Предполагая, что один двигатель для ступени ракеты обеспечивает весь общий импульс для этого конкретного сегмента, массовая доля может использоваться для определения массы системы. Масса оборудования для передачи ступеней, такого как инициаторы и предохранительные устройства, очень мала для сравнения и может считаться незначительной.

Для современных твердотопливных ракетных двигателей будет безопасным и разумным предположением, что от 91 до 94 процентов общей массы составляет топливо. Также важно отметить, что существует небольшой процент «остаточного» топлива, которое останется застрявшим и непригодным для использования внутри бака, и его также следует учитывать при определении количества топлива для ракеты. Обычная начальная оценка этого остаточного топлива составляет пять процентов. С помощью этого соотношения и рассчитанной массы топлива можно определить массу пустой ракеты. Определение размеров ракет с использованием жидкого двухкомпонентного топлива требует немного более сложного подхода, поскольку требуются два отдельных бака: один для топлива и один для окислителя. Отношение этих двух величин известно как соотношение компонентов смеси и определяется уравнением:

О / F знак равно м о Икс / м ж ты е л {\ Displaystyle O / F = м _ {\ mathrm {ox}} / m _ {\ mathrm {топливо}}}

Где масса окислителя, а масса топлива. Это соотношение смеси определяет не только размер каждого бака, но и удельный импульс ракеты. Определение идеального соотношения компонентов смеси - это баланс компромиссов между различными аспектами проектируемой ракеты, и он может варьироваться в зависимости от типа используемой комбинации топлива и окислителя. Например, соотношение смеси двухкомпонентного топлива можно отрегулировать так, чтобы оно могло не иметь оптимального удельного импульса, но в результате топливные баки были равного размера. Это позволило бы упростить и удешевить производство, упаковку, конфигурирование и интеграцию топливных систем с остальной частью ракеты и могло бы стать преимуществом, которое могло бы перевесить недостатки менее эффективной оценки удельного импульса. Но предположим, что определяющим ограничением для системы запуска является объем, и требуется топливо с низкой плотностью, такое как водород. Этот пример может быть решен путем использования соотношения богатой окислителем смеси, снижения эффективности и удельной импульсной мощности, но он будет соответствовать требованиям к меньшему объему резервуара. м о Икс {\ Displaystyle м _ {\ mathrm {бык}}} м ж ты е л {\ displaystyle m _ {\ mathrm {топливо}}}

Оптимальная постановка и ограниченная постановка

Оптимальный

Конечная цель оптимального этапа - максимизировать коэффициент полезной нагрузки (см. Коэффициенты под характеристиками), что означает, что наибольший объем полезной нагрузки переносится до требуемой скорости выгорания с использованием наименьшего количества массы, не являющейся полезной нагрузкой, которая включает в себя все остальное. Вот несколько простых правил и рекомендаций, которым нужно следовать, чтобы достичь оптимальной постановки:

  1. Начальные стадии должны иметь более низкие, а более поздние / заключительные стадии - более высокие. я s п {\ displaystyle I_ {sp}} я s п {\ displaystyle I_ {sp}}
  2. Ступени с более низкими значениями должны давать больше ΔV. я s п {\ displaystyle I_ {sp}}
  3. Следующий этап всегда меньше предыдущего.
  4. Подобные ступени должны обеспечивать одинаковую ΔV.

Коэффициент полезной нагрузки может быть рассчитан для каждой отдельной ступени, и при последовательном умножении будет получен общий коэффициент полезной нагрузки всей системы. Важно отметить, что при вычислении коэффициента полезной нагрузки для отдельных ступеней полезная нагрузка включает в себя массу всех ступеней после текущей. Общий коэффициент полезной нагрузки:

λ знак равно я знак равно 1 п λ я {\ Displaystyle \ лямбда = \ прод _ {я = 1} ^ {п} \ лямбда _ {я}}

Где n - количество ступеней ракетной системы. Подобные этапы, дающие одинаковое соотношение полезной нагрузки, упрощают это уравнение, однако это редко является идеальным решением для максимизации коэффициента полезной нагрузки, и требования ΔV, возможно, придется разделить неравномерно, как это предлагается в рекомендациях 1 и 2, приведенных выше. Два общих метода определения этого идеального разделения ΔV между этапами - это либо технический алгоритм, который генерирует аналитическое решение, которое может быть реализовано с помощью программы, либо простой метод проб и ошибок. При использовании метода проб и ошибок лучше всего начать с заключительного этапа, вычисляя начальную массу, которая становится полезной нагрузкой для предыдущего этапа. Оттуда легко продвигаться до начальной стадии таким же образом, определяя размеры всех ступеней ракетной системы.

Ограниченный

Ограниченная ступенчатая установка ракеты основана на упрощенном предположении, что каждая ступень ракетной системы имеет одинаковый удельный импульс, конструктивное отношение и коэффициент полезной нагрузки, с той лишь разницей, что общая масса каждой ступени увеличения меньше, чем у предыдущей ступени.. Хотя это предположение не может быть идеальным подходом к созданию эффективной или оптимальной системы, оно значительно упрощает уравнения для определения скоростей выгорания, времени выгорания, высоты выгорания и массы каждой ступени. Это позволит лучше подойти к концептуальному проектированию в ситуации, когда базовое понимание поведения системы предпочтительнее подробного и точного проектирования. Одна важная концепция, которую следует понимать при ограничении ступенчатой ​​работы ракеты, заключается в том, как на скорость выгорания влияет количество ступеней, которые разделяют ракетную систему. Увеличение количества ступеней ракеты при сохранении постоянных удельного импульса, соотношения полезной нагрузки и конструктивных соотношений всегда будет давать более высокую скорость выгорания, чем те же системы, в которых используется меньше ступеней. Однако закон убывающей отдачи очевиден в том, что каждое приращение количества ступеней дает меньшее улучшение скорости выгорания, чем предыдущее приращение. Скорость выгорания постепенно сходится к асимптотическому значению по мере того, как количество стадий увеличивается до очень большого числа. Помимо уменьшения отдачи от повышения скорости выгорания, основная причина, по которой в реальных ракетах редко используется более трех ступеней, заключается в увеличении веса и сложности системы для каждой добавленной ступени, что в конечном итоге приводит к более высокой стоимости развертывания.

Тандем против параллельной конструкции ступеней

Ракетная система, которая реализует тандемную ступень, означает, что каждая отдельная ступень работает по порядку одна за другой. Ракета вырывается из предыдущей ступени, затем начинает последовательно прожигать следующую ступень. С другой стороны, ракета, которая реализует параллельную постановку, имеет две или более разных ступеней, которые активны одновременно. Например, у космического челнока есть два твердотопливных ракетных ускорителя, которые работают одновременно. После запуска ускорители воспламеняются, и в конце этапа два ускорителя выбрасываются, а внешний топливный бак остается для другого этапа. Большинство количественных подходов к проектированию характеристик ракетной системы сосредоточены на тандемной постановке, но этот подход можно легко изменить, включив в нее параллельную постановку. Для начала следует четко определить различные стадии ракеты. Продолжая предыдущий пример, конец первой ступени, которую иногда называют «ступенью 0», может быть определен как момент, когда боковые ускорители отделяются от основной ракеты. Исходя из этого, конечную массу первой ступени можно считать суммой пустой массы первой ступени, массы второй ступени (основной ракеты и оставшегося несгоревшего топлива) и массы полезной нагрузки.

Верхние ступени

Высотные и ограниченные в космосе верхние ступени предназначены для работы при небольшом атмосферном давлении или без него. Это позволяет использовать камеры сгорания с низким давлением и сопла двигателя с оптимальной степенью вакуумного расширения. Некоторые верхние ступени, особенно те, которые используют гиперголические пропелленты, такие как вторая ступень Delta-K или Ariane 5 ES, питаются под давлением, что устраняет необходимость в сложных турбонасосах. Другие верхние ступени, такие как Centaur или DCSS, использование жидкого водорода расширитель цикла двигателей, или газовый генератор цикла двигателей, таких как Ariane 5 ЭКА HM-7B или S-IVB «с J-2. Этим этапам обычно поручено завершить орбитальную инжекцию и разогнать полезные нагрузки на более высокие энергетические орбиты, такие как GTO, или на космическую скорость. Верхние ступени, такие как « Фрегат», используемые в основном для доставки грузов с низкой околоземной орбиты на ГТО или за ее пределы, иногда называют космическими буксирами.

сборка

Каждая отдельная ступень обычно собирается на своей производственной площадке и отправляется на стартовую площадку; термин сборка транспортного средства относится к стыковке всех ступеней ракеты и полезной нагрузки космического корабля в единую сборку, известную как космический корабль. Одноступенчатые аппараты ( суборбитальные ) и многоступенчатые аппараты меньшего размера обычно могут быть собраны непосредственно на стартовой площадке, подняв ступени и космический корабль вертикально на место с помощью крана.

Обычно это нецелесообразно для больших космических аппаратов, которые собираются с площадки и перемещаются на место на стартовой площадке различными способами. Пилотируемый аппарат НАСА « Аполлон / Сатурн V» и космический корабль «Шаттл» были собраны вертикально на мобильных пусковых платформах с прикрепленными к ним пусковыми шлангокабелями в здании сборки транспортных средств, а затем специальный гусеничный транспортер переместил весь стек транспортных средств на стартовую площадку в вертикальное положение. Напротив, такие транспортные средства, как российская ракета «Союз» и SpaceX Falcon 9, собираются горизонтально в технологическом ангаре, транспортируются горизонтально, а затем поднимаются вертикально на площадку.

Пассивация и космический мусор

Отработавшие верхние ступени ракет-носителей являются значительным источником космического мусора, остающегося на орбите в нерабочем состоянии в течение многих лет после использования, а иногда и больших полей обломков, образовавшихся в результате разрушения единственной верхней ступени во время нахождения на орбите.

После 1990-х отработанные разгонные ступени обычно пассивируются после завершения их использования в качестве ракеты-носителя, чтобы минимизировать риски, пока ступень остается заброшенной на орбите. Пассивирование означает удаление любых источников накопленной энергии, оставшихся в транспортном средстве, например, путем слива топлива или разряда аккумуляторов.

Многие первые верхние ступени, как в советских, так и в американских космических программах, не были пассивированы после завершения миссии. Во время первоначальных попыток охарактеризовать проблему космического мусора стало очевидно, что значительная часть всего мусора возникла из-за разрушения верхних ступеней ракеты, особенно непассивированных верхних двигательных установок.

История и развитие

Иллюстрация и описание в китайском Хуолунцзине XIV века, написанные Цзяо Юем и Лю Боуэном, показывают самую старую известную многоступенчатую ракету; это был « огненный дракон, выходящий из воды » (火龙 出水, huǒ lóng chū shu), используемый в основном китайским флотом. Это была двухступенчатая ракета, у которой были ракеты-носители, которые в конечном итоге сгорали, но прежде, чем они это сделали, они автоматически зажгли несколько меньших ракетных стрел, выпущенных из передней части ракеты, которая имела форму головы дракона с открытый рот. Эта многоступенчатая ракета можно считать предком современной YingJi-62 ССКМ. Британский ученый и историк Джозеф Нидхэм указывает, что письменные материалы и изображения этой ракеты происходят из самого старого пласта Хуолунцзин, который можно датировать примерно 1300–1350 гг. Нашей эры (из части 1 книги, главы 3, стр. 23).

Другой пример ранней многоступенчатой ​​ракеты - это корейская разработка « Джухва» (走火). Он был предложен средневековым корейским инженером, ученым и изобретателем Чхве Музеоном и разработан Бюро огнестрельного оружия (火 㷁 道 監) в 14 веке. Ракета имела длину 15 и 13 см; диаметр был 2,2 см. К нему прикреплялась стрела длиной 110 см; экспериментальные записи показывают, что первые результаты были на расстоянии около 200 м. Есть записи, свидетельствующие о том, что Корея продолжала развивать эту технологию до тех пор, пока в 16 веке не появились сингиджон, или «волшебные машинные стрелы». Самые ранние эксперименты с многоступенчатыми ракетами в Европе были проведены в 1551 году австрийцем Конрадом Хаасом (1509–1576), хозяином арсенала города Германштадт, Трансильвания (ныне Сибиу / Германштадт, Румыния). Эта концепция была разработана независимо как минимум пятью людьми:

Первыми высокоскоростными многоступенчатыми ракетами были ракеты RTV-G-4 Bumper, испытанные на полигоне Уайт-Сэндс, а затем на мысе Канаверал с 1948 по 1950 год. Они состояли из ракеты V-2 и ракеты-зонда WAC капрал. Наибольшая высота, когда-либо достигнутая, составила 393 км, она была достигнута 24 февраля 1949 года в Уайт-Сэндс.

В 1947 году советский ракетный инженер и ученый Михаил Тихонравов разработал теорию параллельных ступеней, которую назвал «пакетными ракетами». В его схеме три параллельные ступени запускались с места старта, но все три двигателя питались от двух внешних ступеней до тех пор, пока они не опустели и не могли быть выброшены. Это более эффективно, чем последовательное включение, потому что двигатель второй ступени никогда не бывает просто мертвым грузом. В 1951 году советский инженер и ученый Дмитрий Охоцимский провел новаторское инженерное исследование общей последовательной и параллельной ступеней с перекачкой топлива между ступенями и без нее. Конструкция Р-7 «Семёрка» возникла в результате этого исследования. Трио ракетных двигателей, используемых в первой ступени американских ракет-носителей Atlas I и Atlas II, расположенных в ряд, использовало параллельное расположение аналогичным образом: внешняя пара ускорительных двигателей существовала как сбрасываемая пара, которая после их отключиться, отойти вместе с самой нижней конструкцией внешней юбки, оставив центральный маршевый двигатель для завершения работы двигателя первой ступени в направлении апогея или орбиты.

События разлуки

Разделение каждой части многоступенчатой ​​ракеты вносит дополнительный риск в успех стартовой миссии. Уменьшение количества событий разделения приводит к снижению сложности. События разделения происходят, когда ступени или накладные ускорители отделяются после использования, когда обтекатель полезной нагрузки отделяется до выхода на орбиту, или когда используется система аварийного выхода, которая отделяется после ранней фазы запуска. Пиротехнические крепления или пневматические системы, такие как Falcon 9 Full Thrust, обычно используются для разделения ступеней ракет.

Трехступенчатый на орбиту

Три стадии к орбите система запуска является широко используемой ракетой системы для достижения околоземной орбиты. В космическом корабле используются три отдельные ступени для последовательного обеспечения движения с целью достижения орбитальной скорости. Это промежуточное звено между четырехступенчатой ​​ракетой- носителем и двухступенчатой ​​ракетой- носителем.

Примеры трехступенчатых орбитальных систем

Примеры двух ступеней с бустерами

В других конструкциях (фактически, в большинстве современных средне- и тяжеловесных конструкций) все три ступени не встроены в основную стойку, вместо этого имеются накладные ускорители для «ступени-0» с двумя основными ступенями. В этих конструкциях ускорители и первая ступень срабатывают одновременно, а не последовательно, обеспечивая дополнительную начальную тягу для подъема полного веса пусковой установки и преодоления потерь силы тяжести и сопротивления атмосферы. Ракеты-носители сбрасываются на несколько минут полета для снижения веса.

Четыре ступени на орбиту

Четыре стадии к орбите система запуска является ракетной системой используется для достижения околоземной орбиты. В космическом корабле используются четыре отдельные ступени для последовательного обеспечения движения с целью достижения орбитальной скорости. Это промежуточное звено между пятиступенчатой ​​ракетой- носителем и трехступенчатой ​​ракетой- носителем.

Примеры систем с четырьмя ступенями на орбиту

Примеры трех ступеней с бустерами

В других конструкциях не все четыре ступени встроены в основной стек, вместо этого есть накладные бустеры для «ступени-0» с тремя основными ступенями. В этих конструкциях ускорители и первая ступень срабатывают одновременно, а не последовательно, обеспечивая дополнительную начальную тягу для подъема полного веса пусковой установки и преодоления потерь силы тяжести и сопротивления атмосферы. Ракеты-носители сбрасываются на несколько минут полета для снижения веса.

  • Длинный марш 5 (дополнительные бустеры и дополнительный третий этап)

Внеземные ракеты

Смотрите также

использованная литература

Последняя правка сделана 2023-03-20 03:56:40
Содержание доступно по лицензии CC BY-SA 3.0 (если не указано иное).
Обратная связь: support@alphapedia.ru
Соглашение
О проекте