книги из ГПНТБ / Москаленко Г.М. Инженерные методы проектирования в ракетодинамике

Примером ракет последовательной схемы могут служить аме­

ных спутников Земли. Использованная пакетная схема получила название «простейшего пакета». Эту схему не совсем правильно

27

иногда относят к полутораступенчатым. Весовой анализ показы­ вает, что несброшенная на 1-й ступени часть баков имеет неболь­ шой вес и схема близка к оптимальной, что характерно для «па­ кетов».

пени

На раннем этапе развития ракетной техники рассматрива­ лись также ракеты с телескопическим расположением ступеней. Однако такие ракеты не получили распространения из-за труд­ ностей разделения ступеней в полете. На базе изучения их было найдено инженерное решение, заменившее телескопический уско­ ритель на ускоритель пакетной схемы.

2В

Классификация ракет по конструкции отсеков

Современная одноступенчатая ракета состоит из головного, промежуточного, приборного, топливного и двигательного отсеков.

Головной отсек обычно представляет тот полезный груз, ради которого создается ракета. Его конструкция индивидуальна и

соединительными звеньями между другими отсеками и на общую конструкцию ракеты практически не имеют влияния.

Приборные отсеки на ракетах располагают по-разному. Они могут быть в верхней или нижней части ракеты или располо­ жены в гаргроте вдоль по образующей двигательного и топлив­ ного отсеков, как это имеет место на ракете «Атлас» (СШ А). На больших ракетах-носителях приборы, ввиду их малого отно­ сительного веса и объема, не нуждаются в отдельном отсеке и

29

располагаются в свободных местах верхней части топливных от­ секов.

Топливные отсеки представляют собой большие емкости, пред­ назначенные для размещения в них топливных компонентов. Конструкция топливных отсеков, ввиду больших своих габари­

тов, в значительной мере влияет на конструкцию ракеты в целом.

Двигательный отсек представ­ ляет собой нижнюю, среднюю или верхнюю часть ракеты (ступени), в которой расположен ракетный двигатель и связанные с ним установки, системы и агрегаты. Поскольку двигатель может на­ ходиться вне корпуса ракеты или наоборот может быть утоплен

вбаке (зенитные ракеты), то

термин «двигательный отсек», в дальнейшем оставим как услов­ ный, при помощи которого удоб­ но говорить о конструктивных особенностях ракеты, связанных с наличием различных типов дви­ гательных установок, их крепле­ нием, эксплуатацией, расположе­ нием и т. д.

Независимо от ступенчатости различают ракеты с несущими,

подвесными и смешанной конструкции топливными отсеками

(топливными баками). Несущими баки (топливные отсеки) на­ зываются потому, что они, будучи одновременно и корпусом ра­ кеты, воспринимают (несут) общий комплекс нагрузок, дейст­ вующих в полете. У ракет с подвесными баками эти нагрузки (за исключением нагрузок от давления в баках) воспринимают­ ся несущим корпусом.

Различают также ракеты с телескопическими топливными баками (бак в баке). Из-за опасности взаимопроникновения компонентов через большую омываемую поверхность внутренне­ го (центрального) бака, конструкция телескопических топлив­ ных отсеков не нашла практического применения.

Конструкция топливных отсеков может быть выполнена в ви­ де пакетов (набора) несущих топливных баков, как это имеет место у американской ракеты «Сатурн-1» (см. рис. 11).

Конструкция топливных отсеков, состоящая из торовых ба­ ков, обычно имеет место для последних ступеней составных ра­ кет, однако, как показали проектно-конструкторские и научные изыскания фирмы Боинг, выполненные для центра Эймс (СШ А), применение торовых отсеков для сверхмощных ракет также мо­ жет быть успешным (рис. 12).

30

Возможные схемы топливных отсеков, по которым можно су­ дить о конструктивных особенностях ракеты, приведены на схе­ ме (рис. 13).

В зависимости от конструктивных особенностей двигатель­ ного отсека различают ракеты с двигательными отсеками, рас­ положенными в нижней части ракеты, в верхней части ракеты и в средней ее части. Двигательные отсеки могут быть нагружен­ ными (несущий корпус воспринимает нагрузки от реакции стар­ тового стола) или ненагруженными (корпус является капотом двигательной установки). Влияние двигательной установки на конструктивно-силовую схему ракеты удобно проследить по схе­ ме, представленной на рис. 14.

Классификация ракет по весу и габариту

На графике (рис. 15) представлены веса построенных и пер­ спективных ракет в функции времени их осуществления. Из гра­ фика видно, что большие веса характерны для космических ра­

В настоящее время наиболее распространенными являются ракеты на химических топливах. Принцип устройства и действия систем у таких ракет хорошо известен. При использовании жидких ракетных топлив можно ожидать увеличения удельной тяги до величины, равной 400—450 с на уровне моря. Для зна­ чений удельной тяги более 450 с должны быть разработаны ядер­ ные ракеты и более совершенные системы химического типа.

Исследование грузоподъемности химических ракет указыва­ ет на то, что отношение массы полезной нагрузки к стартовой массе ракеты не может превышать 0,014-0,02 для полетов, свя-

32

занных с выходом из гравитационного поля Земли, даже при использовании наилучших комбинаций горючего и окислителя.

Рис. 16. Рисунок космической ракеты по проекту фирмы Боинг (США) для

центра Эймса (NASA)

Несмотря на малые величины отношения массы полезной нагруз­ ки к '’тартовой массе ракеты, химические ракетные двигатели остаются в настоящее время единст­ венными двигателями, способными обеспечить полет с посадкой на по­ верхности планет солнечной системы.

Полеты ракет с экипажем к Луне и запуск зондов к ближайшим плане­ там осуществлены при помощи хими­ ческих ракет, хотя они и являются не экономичными с точки зрения массо­ вого расхода компонентов топлива.

Химические топлива используются также и в двигательных установках для осуществления полетов искусственных спутников.

Хотя в этом случае сами тяги невелики, двигатель должен рабо­ тать в течение длительных периодов времени. При помощи хими­ ческих ракетных двигателей можно осуществлять большую часть предусматриваемых маневров, но продолжительность их работы, вероятно, ограничивается — 100 ч вследствие чрезвычайно высо­ кого расхода топлива.

Самым большим преимуществом химических ракет в настоя­ щее время является то, что они уже существуют, работают и с их помощью можно осуществить большинство космических по­ летов ближайшего будущего.

Большой перспективой обладают ядерные двигательные си­ стемы. Они отличаются от химических двигательных систем тем, что рабочее тело нагревается не за счет собственной химической энергии, а за счет тепла, выделяющегося при ядерной реакции. Сравнительные схемы ракет на ядерном и химическом топливах показаны на рис. 17.

Ядерные теплообменные двигатели различаются активной зо­

следовательно, и скорости истечения рабочего тела могут быть достигнуты в ядерных реакторах с газообразной активной зоной.

По американским данным, ядерные теплообменные двигатели найдут применение на верхних ступенях больших ракет-носи­ телей.

По некоторым проектам зарубежных специалистов в ядерных двигательных системах для нагрева рабочего тела предполага­ ется использовать атомные взрывы (пульсирующие Я Р Д ), тер­ моядерный синтез, радиоактивный распад изотопов. Хотя при этом могут быть достигнуты высокие температуры и большие скорости истечения рабочего тела, тяга этих двигателей будет мала. Такие двигатели малой тяги будут эффективны в качестве маршевых двигателей.

Предполагают, что в ближайшем будущем удельная тяга ЯРД с твердой активной зоной достигнет 800 с и будет возра­ стать до предельного значения в 1000 с. ЯРД с газообразной ак­ тивной зоной и пульсирующие ЯРД в будущем могут иметь удельную тягу 2000 с с перспективой предельного увеличения до

3500 с [31.

На некоторых этапах развития механики полета главную роль играют двигатели. Переход от одного класса двигателей к качественно новому, более совершенному, позволяет осущест­ вить скачок в развитии механики полета.

В развитии механики полета пилотируемых космических ап­ паратов можно проследить некоторую аналогию с развитием авиации.

34

Вавиации переход от поршневого двигателя с винтом к ре­ активному позволил преодолеть звуковой барьер и существенно увеличить скорость полета.

Вкосмонавтике пилотируемые скоростные межпланетные по­ леты с приемлемой продолжительностью, не осуществимые в на­

типами двигателей для беспилотных полетов в пределах солнеч­ ной системы.

Комбинированная силовая установка, состоящая из ЯРД и ЭРД , обеспечит наилучшие характеристики корабля, предна­ значенного для пилотируемого полета к Марсу.

Электрические двигательные системы объединяют типы дви­ гателей, в которых разгон рабочего тела до определенной скоро­ сти истечения производится электрическим или магнитным спо­ собом. Необходимую электроэнергию дает ядерная (или солнеч­ ная) электростанция, находящаяся на борту ракеты (космиче­ ского летательного аппарата).

Вес ЯРД с твердой активной зоной и ЭРД с ядерным источ­ ником энергии определяется критической массой реактора.

В электрических двигателях рабочее тело нагревается до очень высоких температур в электрической дуге с помощью на­ гревательных элементов. Такие двигатели в принципе мало от­ личаются от химических и ядерных теплообменных двигателей.

Комбинированные ракеты предполагают использование ком­ бинированных силовых установок большой тяги. Из всех изве­ стных комбинированных силовых установок наиболее перспек­ тивной с точки зрения применения в ракетной технике является ракетно-прямоточная (РИ Д ), представляющая собой гибрид ракетного и прямоточного двигателей ИЗ].

Принцип работы РП Д заключается в том, что продукты не­ полного сгорания топлива, образующиеся при его сгорании в ка­ мере ракетного двигателя, используются в качестве горючего для прямоточного контура. Это горючее сжигается в воздухе, посту­ пающем в камеру сгорания в полете, в основном благодаря скоростному напору и частично эжектирующему действию высо­ конапорного потока газов, вытекающих из сопла ракетной ка­ меры, а на старте — целиком благодаря эжекции.

Особое место занимают ракетно-космические системы с плаз­ менными двигателями. Ввиду малого ресурса и малой реактив­ ной тяги их целесообразно применять в основном для коррек­ ции орбит и осуществления управления летательным аппаратом вокруг центра масс. Плазменный двигатель представляет собой комбинированную термоэлектрическую систему. По принципу работы и по характеристикам этот двигатель занимает промежу­ точное положение между чисто тепловыми реактивными двигате-

лямн (химическими или ядерными) и чисто электрическими дви­ гателями (ионными). Тяга плазменного двигателя создается бла­ годаря расширению горячей плазмы, источником тепла для кото­ рой является электрическая дуга. Максимально достижимая удельная тяга плазменного двигателя составляет 2500 с, а отно­ шение тяги к весу ~ ІО-3 [3].

Большой перспективой обладают ионные космические раке­ ты. Тяга ионного двигателя образуется вследствие ускоренного движения заряженных частиц в электрическом поле. Напряже­ ние и ток могут легко варьироваться, что позволяет изменять в широких пределах тягу и удельную тягу одного и того же дви­ гателя. Ионные ракеты являются перспективными для длитель­ ных космических полетов с малыми отношениями тяги к весу (10-4Ч-10-5) и высокими значениями удельных тяг (5 -103—- 25ІО3) с [3].

Классификация ракет по агрегатному состоянию топлив

Прежде всего различают жидкостные ракеты и ракеты на твердом топливе (твердотопливные). Жидкостные ракеты содер­ жат жидкие топливные компоненты; твердотопливные—твердые компоненты (рис. 18). Жидкостные ракеты могут содержать уни­ тарное топливо, топливо раздельной подачи и топливо с металли­ ческими добавками. Твердое топливо является простейшим при­ мером унитарного твердого топлива. Унитарные жидкие топлива представляют собой одно вещество (или раствор нескольких веществ), которое находится в подготовленном для сгорания (или разложения) виде. Такие смеси можно назвать жидкими порохами. ^

Жидкие топлива раздельной подачи, состоящие из горючего и окислителя, подаются в камеру сгорания раздельно и смеши­ ваются только в самой камере сгорания.

Задачи процессов распыла и смесеобразования у ракет этих типов значительно различаются между собой.

36