Ракеты-носители. Космодромы. С. Уманский (553620), страница 5
Текст из файла (страница 5)
ОБШИЕ СВЕЛЕНИЯ КАК УСТРОЕНА РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ Уь=ц 1п М /Мь, )15 Ракета — это летательный аппарат, движущийся за счет реактивной силы, возникающей при выбрасывании газов из двигателя. Но на этом принципе летают и самолеты, которые называются реактивными, а не ракетами.
В отличие от самолета, ракета несет в себе не только горючее, но и окислитель для его сжигания (кислород, фтор). Необязательно на борту иметь кислород в чистом виде. Он может находиться в соединении с другими элементами, например в виде азотной кислоты или пероксида водорода. Наличие на борту ракеты горючего и окислителя придаст ей необыкновенную возможность — полную независимость от высоты полета. У реактивных двигателей есть свой «потолок», выше которого они неспособны создавать необходимую силу тяги, так как в разреженном воздухе не хватает кислорода для сжигания горючего. А ракетные двигатели не имеют ограничений по высоте, так как для создания тяги используют окислитель, находящийся на борту ракеты. Современная космическая ракета представляет собой сложное сооружение, состоящее из тысяч деталей, каждая из которых выполняет предназначенную ей роль.
Сердцем космической ракеты является двигательная установка. Двигательная установка — это силовой агрегат, обеспечивающий разгон ракеты до заданной скорости, но ракете необходимо не только сообщить скорость, она должна во время полета управляться. Система управления космическим летательным аппаратом имеет свои «органы> восприятия окружающей среды. Эти средства делают его полностью автономным.
Наибольшее распространение получили системы, основанные на инерционных методах управления, т. е. на измерении линейных ускорений приборами, использующими свойство инерции материального тела (отсюда название «инерциальныеь), Идея инерциального метода управления была высказана еще в 1932 г. Большой практический вклад в создание отечественных систем управления был сделан коллективом ученых и специалистов, руководимых Н.
А. Пилюгиным (1908 — 1982). Современные системы управления способны выводить ракеты-носители на любые траектории и орбиты, приводить их точно к цели, осуществлять сближение и стыковку, производить посадку на небесные тела, управлять процессом возвращения к Земле, в том числе осуществлять беспилотную посадку крылатых кораблей. Бели двигательная установка называется сердцем ракеты, то система управления — ее голова и нервы. Помимо двигательной установки и системы управления полетом, в состав ракеты входит полезный груз— то, ради чего и запускается ракета. Характер полезного груза может быть различным в зависимости от назначения ракеты.
Но как вывести полезный груз на орбиту? Для этого потребуется большой запас топлива (горючего и окислителя), а значит, и ограниченное время работы двигателя. Выведение каждого лишнего килограмма массы космического аппарата на низкую околоземную орбиту требует при современном уровне технического совершенства средств выведения затрат 30 — 40 кг массы на Земле. Большие массоэнергетические затраты необходимы также для перевода космических аппаратов с низких околоземных орбит на высокие орбиты и на траектории полета к планетам Солнечной системы. Так, перевод одного килограмма массы с опорной круговой орбиты наклонением 51,0' и высотой 200 км на геостационарную орбиту (наклонение О, высота около 36 тыс. км) требует затрат около 7 кг массы.
Ракета-носитель стартует вертикально вверх. Вертикальный взлет упрощает проектирование и изготовление пусковой установки. Выбирая место старта, обычно учитывают несколько факторов: поблизости должны располагаться транспортные магистрали, по которым ракета или ее части доставляются к месту старта, но в то же время к космодрому должны прилегать «зоны отчужденияз, куда могут падать, не принося вреда, отработанные ступени ракеты-носителя.
Важны также энергетический и географический факторы. Известно, что при запуске в восточном направлении скорость ракеты-носителя складывается со скоростью вращения Земли, чем ближе космодром к экватору, тем экономичней вывод космического аппарата на орбиту. Более 90 лет назад (1903 г.) К. Э. Циолковский установил зависимость конечной скорости, которую может достичь ракета, от массы находящегося на ее борту топлива н скорости истечения продуктов ее сгорания (газов) из ракетного двигателя.
При приближенных расчетах он исходил из того, что сила тяжести и сопротивление воздушной среды отсутствуют. Найденную зависимость Циолковский выразил формулой: где УŠ— конечная скорость ракеты, т, е, та скорость, которую приобретает ракета после сгорания всего запасенного в ней топлива при условии разгона ее в «свободномь космическом пространстве, н — скорость истечения газов из ракетного двигателя, М„=М„+Мги (5) 1уд Егяги / Ре ™/с 1уд Егяги/ ~е (б) Г = шп Ч„п и 1п(1+х), (7) РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ. ОБШИЕ СВЕЛЕНИЯ Ме — начальная масса ракеты (стартовая масса), включающая массу конструкции, запаса топлива и полезного груза, Мь — конечная масса ракеты, т.
е.масса ракеты после израсходования топлива. Очевидно, что начальная масса ракеты равна: где М „— масса топлива. Отношение М /МК = х называется числом Циолковского. Далее формула (1) примет такой вид: Чь = и 1п (Мь+Мги, )/Мь = и 1п(1+М, /Мь). (2) Очевидно, что чем больше сгорело топлива, тем больше и, естественно, конечная скорость ракеты. Конечную скорость ракеты Че обычно называют характеристикой или идеальной скоростью, подчеркивая тем самым, что хотя в действительности она и не достигается, однако в некоторых идеальных условиях ее все же можно было бы получить.
Заметим, что речь идет не об абсолютном запасе топлива, а об отношении массы топлива к массе полезного груза и конструкции ракеты. Отсюда следует: чтобы ракета смогла достичь возможно большей скорости полета, ее создатели должны стремиться сделать ракету как можно легче, чтобы возможно большая доля начальной массы приходилась на топливо и полезный груз. С учетом силы притяжения и сопротивления воздушной среды конечная скорость ракеты определяется выражением: 'ЧЕг = А и 2,3 1п Мо/М~ (3) где А — некоторый коэффициент, больший единицы, 1и = 2,3 1и Х (Х вЂ” некоторое число).
У современных ракет относительная масса топлива достигает 90% ее начальной массы. Если 90% массы ракеты приходится на топливо, то это значит, что на все остальное, а именно на полезный груз, органы управления двигателя, баки и все прочие элементы конструкции, приходится только 10% полной массы.
Следовательно, оболочка ракеты должна быть очень легкой и вместе с тем достаточно прочной, чтобы выдержать возникающие в полете нагрузки. Нетрудно подсчитать максимально возможную скорость полета ракеты. Возьмем для примера отношение масс, равное десяти, при скорости истечения газов 3000 — 3500 м/с. Максимально достижимая скорость соответственно будет 8,5 и 10,35 км/с. Сила тяги двигателя связана со скоростью истечения газов формулой: где à — сила тяги (Н), и — скорость истечения газов (м/с), ш — масса, расходуемая в единицу времени (секундный расход массы) (кг/с).
Таким образом, увеличение скорости истечения газов и увеличение скорости расходования рабочего тела повышают силу тяги. Совершенство двигателя и эффективность его работы характеризуются удельным импульсом тяги 1 . Удельный импульс тяги — величина, которая определяется отношением силы тяги к массе топлива, расходуемого в секунду ( в системе СИ): в технической системе единиц: Полученные секунды никак не связаны с временем работы ракетного двигателя. Скорость истечения газов из сопла ракетного двигателя зависит от их температуры и молекулярной массы. Чем выше температура, тем больше скорость.
Напротив, продукты сгорания должны иметь как можно меньшую молекулярную массу: с ее уменьшением скорость истечения возрастает. С этой точки зрения наилучшим горючим считают жидкий водород. Он обладает большой теплотой сгорания (обеспечнвает высокую температуру продуктов сгорания) и самой низкой молекулярной массой из всех веществ на Земле. Так, если скорость истечения газов взять равной 3500 м/с, тогда двигатель, в котором в каждую секунду сгорает, допустим, 100 кг топлива, разовьет силу тяги Г = 100 кг/с х 3500 м/с = 350 000 Н. При этом удельный импульс тяги составит 3500 Н'с/кг. Так как сила тяги современных ракетных двигателей огромна (сотни и тысячи Ньютонов), то и запасы топлива необходимы большие.
Циолковский нашел простое, гениальное решение, казалось, неразрешимой задачи — организовать полет так, чтобы уже в полете освобождаться от тех частей ракеты, которые стали ненужными. По идее Циолковского, ракета должна состоять из ряда связанных самостоятельных ракет. Этот ракетный поезд работает следующим образом. При взлете включаются двигатели самой мощной 1 ступени, которая уносит все сооружение на большую высоту и сообщает ему большую скорость. Когда все топливо в этой ступени будет израсходовано, она сбрасывается и в то же время начинают работать двигатели П ступени, которые продолжают увеличивать скорость всего поезда, пока и во П ступени не кончится топливо. После этого она также отделяется и включается двигатель П1 ступени, который сообщает оставшейся части ракеты заданную скорость и выводит ее на расчетную высоту.
Для многоступенчатой ракеты формула Циолковского примет следующий вид: где и — число ступеней ракеты. 3 Е 2 и СХЕМЛ ВЫВЕЛЕНИЯ ИСКУССТВЕННОГО СПУТНИКЛ ЗЕМЛИ НЛ ОРЬИТУ 1 иу~ л кпи ниии (и анин, 1ьни ~в Лн р и ~ 1у~инк! ~ ~ ~н~ ' ~ пн ~к~к ~ кивннн~ ~Ни< ки и'нн икп ынк иин 1рпкынно 1ки~ки ~к р н1 ~ ~уп~1кп кор н к1~мЕн к ынн павии> ип ~ ка ~пынп иии«Внпы и ~ 1уигии ыиукк кын п1екык и ус пинк~ни 'н Пн.ркпи ~1унн ии пкы кнн ~сник коки ни ккн кн ~ ук ~ н КЛК УСТЕОЕНЛ РЛКГТЛ-НОСИТЕЛЬ 1В~ РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ Если же учитывать действие сил тяжести и сопротивления воздуха, то окончательная формула для скорости, которую приобретает многоступенчатая ракета, будет: Чв А и н 1п(1 + х).
(8) Рассмотрим теперь характерные особенности составных частей ракеты. Принято считать низкими орбиты со средней высотой, меньше 5875 км. На этих орбитах спутники имеют периоды обращения вокруг Земли меныпе 225 минут. Высокие орбиты — средняя высота больше 5875 км. Переходные орбиты — это орбиты с высокими апогеем и низким перигеем для вывода объекта на геофункциональную орбиту. Идеальная геостационарная орбита имеет радиус 42164 км (средняя высота — 35785 км)и лежит в экваториальной плоскости.
Полный оборот находящийся на этой высоте спутник совершает за 23 часа 56 минут 4 секунды (1436 мин.). Геосинхронная орбита в отличие от геостационарной может иметь любое наклонение (рис. 4). На круговой орбите высотой в 200 км время жизни неуправляемого спутника равно нескольким дням, а на орбите высотой 600 км — от 25 до 30 лет. На высотах около 1000 км — двум тысячелетиям.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
