Por que os foguetes são feitos de vários estágios? Velocidade ideal de um foguete de vários estágios Layout do tanque externo.

Em sua próxima vídeo aula de astronomia, o professor falará sobre um foguete multiestágio, bem como sobre como escolher um local para um cosmódromo.

Foguete multiestágio

O foguete multiestágio é aeronaveconsistindo de dois ou mais foguetes conectados mecanicamente, chamados de estágios, que se separam em vôo. Um foguete de vários estágios pode atingir uma velocidade maior do que cada um de seus estágios separadamente. Um foguete composto permite um uso mais racional dos recursos devido ao fato de que em voo a fase que esgotou seu combustível é separada, e o restante do combustível do foguete não é gasto na aceleração do desenho da fase gasta, que se tornou desnecessária para a continuação do voo. Estruturalmente, os foguetes de múltiplos estágios são feitos com separação transversal ou longitudinal de estágios. Com a separação transversal, as etapas são colocadas uma sobre a outra e funcionam sequencialmente uma após a outra, ligando apenas após a separação da etapa anterior. Com separação longitudinal, o primeiro estágio consiste em vários mísseis idênticos (na prática, de 2 a 8), operando simultaneamente e localizados simetricamente em torno do corpo do segundo estágio, de modo que a resultante das forças de empuxo dos motores do primeiro estágio seja direcionada ao longo do eixo de simetria do segundo. Esse esquema permite que o motor do segundo estágio opere simultaneamente com os motores do primeiro, aumentando assim o empuxo total, o que é especialmente necessário durante a operação do primeiro estágio, quando o peso do foguete é máximo.

Espaço para cosmódromo

Um cosmódromo é uma área onde um complexo de estruturas está localizado, projetado para lançar espaçonaves ao espaço. O nome "cosmódromo" é dado por analogia com o campo de aviação para aeronaves. Normalmente, os espaçoporto ocupam uma grande área e estão localizados a uma distância de áreas densamente povoadas, de modo que as etapas que se separam durante o voo não prejudiquem áreas residenciais ou locais de lançamento vizinhos. O lugar mais vantajoso para o cosmódromo é no equador, para que o veículo lançador possa usar a energia de rotação da Terra em toda a extensão. Um veículo lançador quando lançado do equador pode economizar cerca de 10% de combustível em comparação com um foguete lançado de um cosmódromo localizado em latitudes médias. E também do equador é possível lançar em órbita com qualquer inclinação.

Layout com tanques de transporte

Esquema transiente

Layout do tanque externo

FOGUETES DE LÍQUIDO DE UM ESTÁGIO.

Muitos mísseis balísticos de longo alcance com propelente líquido e veículos de lançamento foram criados até hoje. Mas devemos começar com o mais simples e intuitivo. Portanto, vamos nos voltar para o mais antigo e atualmente apenas significado histórico Foguete alemão "V-2". É considerado o primeiro míssil balístico de propelente líquido.

A palavra "primeiro", no entanto, precisa de esclarecimento. Já no pré-guerra, nos anos 30, os princípios do projeto de um míssil balístico de propelente líquido eram bem conhecidos dos especialistas. Já havia (e principalmente na União Soviética) motores de foguete de propelente líquido bastante avançados. Sistemas giroscópicos para estabilizar mísseis já foram desenvolvidos e criados. As primeiras amostras de foguetes de propelente líquido projetados para estudar a estratosfera já foram testadas. Portanto, o foguete "V-2" não apareceu do nada. Mas foi o primeiro a entrar em produção em massa. Ela também foi a primeira a encontrar uso militar, quando, em um paroxismo de desespero, em 1943 o comando alemão

O peso de lançamento do foguete V-2 foi de aproximadamente 13 mc,e seu alcance era próximo a 300 km.Uma vista em corte do foguete é mostrada no pôster.

O corpo de um míssil balístico de propelente líquido é dividido ao longo de seu comprimento em vários compartimentos (Fig. 3.1): o compartimento de combustível (T.O), que inclui os tanques de combustível 1 e o oxidante 2; o compartimento da cauda (X. O) com o motor e o compartimento dos instrumentos (P. O), no qual a ogiva (B. Ch) está acoplada. O próprio conceito de “compartimento” está associado não apenas à finalidade funcional de alguma parte do foguete, mas, em primeiro lugar, à presença de conectores transversais, permitindo a montagem separada por agregado e posterior acoplamento. Em alguns tipos de mísseis, o compartimento de instrumentos como parte independente do casco está ausente, e os dispositivos de controle estão localizados bloco a bloco no espaço livre, levando em consideração a conveniência de abordagens e manutenção no início e o comprimento mínimo da rede de cabos.

Como todos os mísseis balísticos guiados, o V-2 está equipado com um sistema de estabilização automática. Dispositivos giroscópicos e outros blocos da máquina de estabilização estão localizados no compartimento do instrumento e montados em um painel em forma de cruz.

Os corpos executivos da máquina de estabilização são os lemes de jato de gás e de ar. Volantes a jato de gás 3 estão localizados no fluxo que flui da câmara 4 gases e são fixados com suas unidades - engrenagens de direção - em um anel de direção rígido 5 ... Quando os lemes são desviados, surge um momento que gira o foguete na direção desejada. Como os lemes a jato de gás operam em condições de temperatura extremamente adversas, eles foram feitos do material mais resistente ao calor - grafite. Lemes de ar 6 desempenham um papel auxiliar e dão efeito apenas em camadas densas da atmosfera e a uma velocidade de vôo suficientemente alta.

O foguete V-2 usa oxigênio líquido e álcool etílico como componentes do combustível. Como o problema agudo de resfriamento do motor não conseguia uma solução adequada naquele momento, os projetistas foram para a perda de empuxo específico, lastrando álcool etílico com água e reduzindo sua concentração para 75%. O fornecimento total de álcool a bordo do foguete é de 3,5 ge de oxigênio líquido é de 5 g.

Os principais elementos do motor, localizados no compartimento da cauda, \u200b\u200bsão a câmara 4 e unidade de bomba turbo (THA) 7,projetado para fornecer componentes de combustível para a câmara de combustão.

A unidade turbobomba consiste em duas bombas centrífugas - álcool e oxigênio, montadas em um eixo comum com uma turbina a gás. A turbina é acionada pelos produtos de decomposição do peróxido de hidrogênio (vapor d'água + oxigênio), que se formam no denominado gerador de vapor e gás (PGG)(não visível na figura). O peróxido de hidrogênio é alimentado ao reator SGG do tanque 3 e se decompõe na presença de um catalisador - solução aquosa permanganato de sódio fornecido do tanque 9. Esses componentes são deslocados dos tanques pelo ar comprimido contido nos cilindros 10. Assim, o funcionamento do sistema de propulsão é proporcionado por um total de quatro componentes - dois principais e dois auxiliares para geração de vapor e gás. Obviamente, não se deve esquecer o ar comprimido, cujo fornecimento é necessário para o fornecimento de componentes auxiliares e para o funcionamento da automação pneumática.

Os elementos listados são uma câmera, THA,tanques de componentes auxiliares, cilindros com ar comprimido - junto com dutos de abastecimento, válvulas e outros acessórios são montados no quadro de reação 11 e formam um bloco de energia comum, que é chamado de motor de foguete de propelente líquido (LRE).

Ao montar o foguete, a estrutura do motor é encaixada na estrutura traseira 12 e é fechado por uma concha reforçada de parede fina - o corpo do compartimento da cauda, \u200b\u200bequipado com quatro estabilizadores.

O impulso do foguete V-2 na Terra é de 25 mc,e no vazio - cerca de 30 tf.Se este impulso for dividido pelo fluxo de peso total, consistindo em 50 kgf / sálcool, 75 kgf / soxigênio e 1,7 kgf / speróxido de hidrogênio e permanganato, temos o impulso específico de 198 e 237 unidades na Terra e no vazio, respectivamente. De acordo com os conceitos modernos, esse empuxo específico para motores líquidos é, obviamente, considerado muito baixo.

Vamos nos voltar para o chamado circuito de força. É difícil encontrar uma definição curta e clara para este conceito, de significado bastante claro. O circuito de força é uma solução de projeto baseada em considerações de resistência e rigidez de toda a estrutura, sua capacidade de suportar as cargas que atuam no foguete como um todo.

Uma analogia pode ser traçada. Em animais superiores, o circuito de força é esquelético. Os ossos do esqueleto são os principais elementos de suporte de carga que sustentam o corpo e prendem sobre si todos os esforços musculares. Mas o diagrama do esqueleto não é o único. A concha do lagostim, do caranguejo e de outras criaturas semelhantes pode ser considerada não apenas um meio de proteção, mas também um elemento do esquema geral de energia. Esse esquema deve ser chamado de esquema de shell. Com um conhecimento mais profundo da biologia, é possível encontrar exemplos de outros circuitos de energia na natureza. Mas agora estamos falando sobre o esquema de energia do projeto do foguete.

No local de lançamento do foguete V-2, o empuxo do motor é transmitido para o quadro de força traseiro 12. O foguete se move com aceleração e uma força de compressão axial surge em todas as seções transversais do casco localizadas acima do quadro de força. A questão é quais elementos do casco devem percebê-lo - tanques, reforços longitudinais, uma estrutura especial, ou talvez o suficiente em

para criar maior pressão nos tanques, e então a estrutura adquirirá capacidade de carga como um pneu de carro bem inflado. A solução para este problema está na escolha do circuito de potência.

O foguete "V-2" adotou o esquema do corpo de força externo e tanques de popa. Corpo de poder 13 é uma concha de aço com um conjunto transversal longitudinal de elementos de reforço. Os reforços longitudinais são chamados longarinas,e os mais poderosos deles são mastros.Elementos de anel transversal são chamados quadros.Para facilitar a instalação, o corpo do foguete possui um conector aparafusado longitudinal.

Tanque de oxigênio inferior 2 repousa na mesma estrutura de energia 12, ao qual, como já foi mencionado, o quadro do motor com uma carenagem de cauda é anexado. O tanque de álcool está suspenso do quadro elétrico frontal 14, com o qual o compartimento do instrumento também se junta.

Assim, no foguete V-2, os tanques de combustível desempenham apenas o papel de contêineres e não estão incluídos no circuito de força, e o principal elemento de força é o corpo do foguete. Mas não é calculado apenas para o carregamento do site de lançamento. Também é importante garantir a força do foguete ao se aproximar do alvo, e essa circunstância merece uma discussão especial.

Após o desligamento do motor, os lemes a jato de gás não podem cumprir suas funções, e como o desligamento é realizado já em grande altitude, onde praticamente não há atmosfera, os lemes de ar e o estabilizador de cauda também perdem completamente a eficácia. Portanto, após desligar o motor, o foguete fica sem orientação. O vôo ocorre no modo de rotação indefinida em torno do centro de massa. Ao entrar nas camadas relativamente densas da atmosfera, a cauda estabilizadororienta o foguete ao longo do vôo, e na seção final da trajetória, ele se move com a cabeça para frente, desacelerando um pouco no ar, mas mantendo a velocidade de 650-750 no momento do encontro com o alvo m / seg.

O processo de estabilização está associado à ocorrência de grandes cargas aerodinâmicas no casco e na cauda. Este é um vôo não controlado com ângulos de ataque variando em ± 180 °. A carcaça se aquece e momentos fletores significativos surgem nas seções transversais do corpo, que são usados \u200b\u200bprincipalmente para cálculos de resistência.

À primeira vista, não parece claro se é realmente necessário nos preocuparmos com a resistência do foguete na fase final da trajetória. O foguete quase voou e a ação parece estar cumprida. Mesmo se o casco for destruído, a ogiva ainda atingirá o alvo, os fusíveis irão explodir e o efeito destrutivo do míssil será assegurado.

Esta abordagem, entretanto, não é aceitável. Não há garantias de que a destruição do casco não danificará a ogiva em si, e esses danos, combinados com o superaquecimento local, resultam em uma explosão prematura da trajetória. Além disso, em condições de falha estrutural, o processo de movimento subsequente é obviamente imprevisível. Até mesmo um foguete útil e não destrutivo obtém alguma mudança indefinida no vetor de velocidade na seção atmosférica de vôo livre. As forças aerodinâmicas podem levar o foguete para longe da trajetória calculada. Além dos erros inevitáveis \u200b\u200bpara o site de lançamento, novos erros não contabilizados aparecem. O foguete cai com um underhoot, vôo, cai para a direita ou esquerda do alvo. A dispersão ocorre, o que aumenta acentuadamente devido às condições incertas de entrada na atmosfera. Se aceitarmos a destruição do casco e, consequentemente, com a perda de estabilização e velocidade, então a incerteza prolongada do movimento levará a um aumento inaceitável da dispersão. Algo semelhante acontece ao que vemos quando seguimos a trajetória das folhas que se desfazem: a mesma incerteza na trajetória e a mesma perda de velocidade. A propósito, a redução da velocidade no alvo para um míssil de combate como "V-2"também indesejável. A energia cinética da massa do foguete e a energia da explosão dos restos dos componentes do combustível para este tipo de arma deram um aumento bastante tangível na ação de combate de uma tonelada de explosivos localizada na cabeça do foguete.

Portanto, o corpo do foguete deve ser forte o suficiente em todas as partes da trajetória. E se agora, sem nos aprofundarmos nos detalhes, dermos uma olhada crítica no foguete V-2 como um todo, então podemos concluir que é o circuito de força que é o ponto mais fraco deste projeto, uma vez que a necessidade de reforço excessivo do casco reduz significativamente as características de peso do foguete. Portanto, é necessário buscar outra solução construtiva.

Ao analisar o circuito de força, naturalmente, surge o pensamento de abandonar o corpo de suporte e atribuir funções de força às paredes dos tanques, possivelmente fortalecendo-os adicionalmente e apoiando-os com moderada pressão interna. Mas esta solução só é adequada para uma área ativa. Quanto à estabilização do ferimento ao retornar ao trecho atmosférico da trajetória, o veículo deverá ser abandonado e a ogiva desmontável.

Assim, nasce um circuito de força com tanques portadores. Os tanques de combustível devem atender às condições de resistência apenas sob cargas reguladas e predeterminadas e condições térmicas da seção ativa. Depois que o motor é desligado, a seção do cabeçote, equipada com seu próprio estabilizador aerodinâmico, é separada. A partir desse momento, o corpo do foguete com o sistema de propulsão já desligado e a ogiva voam praticamente ao longo de uma trajetória comum, separadamente e sem uma determinada orientação angular. Ao entrar nas camadas densas da atmosfera, o corpo, que possui alta resistência aerodinâmica, começa a ficar para trás, desaba e suas partes caem antes de atingir o alvo. A ogiva se estabiliza, mantém uma velocidade relativamente alta e lança uma ogiva em um determinado ponto. Com tal esquema, fica claro que a energia cinética da massa do foguete não está incluída no efeito ação de combate... No entanto, a redução do peso total da estrutura torna possível compensar essa perda aumentando a carga útil. No caso de uma transição para uma ogiva nuclear, a energia cinética da massa do foguete não importa.

Agora vamos ver o que ganhamos e o que perdemos; quais são os ativos e passivos na transição para o esquema de tanques de transporte e uma cabeça destacável. Obviamente, o ativo deve ser registrado como a ausência de um corpo de força e a ausência de um estabilizador de cauda, \u200b\u200bcuja necessidade não é mais necessária. No ativo deve ser registrada a possibilidade de transição do aço para ligas mais leves de alumínio-magnésio: a seção atmosférica do lançamento do foguete passa a uma velocidade relativamente baixa, e o aquecimento do corpo é pequeno. Finalmente, há mais uma circunstância importante. As cargas calculadas na seção ativa têm um grau de confiabilidade bastante alto; eles são regulados por condições de incubação precisamente mantidas. Quanto à entrada na atmosfera, para esta seção os caminhos de carga são determinados com menos precisão. A confiança nas cargas calculadas da seção ativa permite reduzir o fator de segurança atribuído, o que dá uma redução de peso adicional para um míssil com uma ogiva destacável.

O passivo deverá fazer algum aumento no peso dos tanques; eles precisam ser fortalecidos. Pode ser necessário registrar o peso adicional dos sistemas de pressurização do tanque de ar comprimido e combustível aqui. O peso do novo estabilizador de ogiva também será registrado como um passivo. Mas, é claro, esse estabilizador pesa muito menos do que o antigo projetado para o foguete como um todo. E, finalmente, alguns rudimentos na forma dos chamados pilares podem permanecer do antigo estabilizador. Eles têm duas tarefas. Os pilares fornecem algum efeito de estabilização, o que torna possível simplificar um pouco as condições de operação da estabilização automática. Além disso, os postes permitem que você mova os lemes de ar, se houver, para longe do casco, para um fluxo aerodinâmico livre e “sem sombra”.

Naturalmente, em tais argumentos a favor e contra, não se deve contentar-se apenas com declarações especulativas. Uma análise detalhada do projeto, estimativas numéricas e cálculos são necessários. E este cálculo indica as vantagens indiscutíveis de peso do novo circuito de força.

As considerações acima se aplicam apenas a foguetes com um sistema de alimentação de turbo-bomba. Se o fornecimento de componentes for realizado alta pressãocriado nos tanques de combustível (tal fornecimento é chamado de deslocamento), a lógica do circuito de força muda um pouco.

No caso de alimentação positiva, os tanques de combustível são projetados principalmente para pressão interna e, satisfazendo a condição de resistência à pressão, tais tanques, como regra, satisfazem automaticamente os requisitos de resistência e temperatura em todos os modos de voo. Portanto, foi escrito para eles e para sua espécie serem portadores. Tanques suspensos com alimentação de deslocamento seriam um absurdo óbvio.

Um tanque projetado para uma alta pressão interna da alimentação positiva, como regra, também satisfaz a condição de resistência do corpo ao entrar na atmosfera. Portanto, a separação da ogiva para tal foguete não é necessária, mas o corpo deve ser equipado com um estabilizador de cauda.

A ideia de uma ogiva destacável foi implementada pela primeira vez em 1949 em um dos primeiros mísseis balísticos russos, o R-2. Com base nisso, uma modificação geofísica do foguete, B2A, foi criada um pouco mais tarde. O projeto do míssil B2A é uma versão híbrida curiosa e instrutiva dos antigos e novos esquemas de energia nascentes e merece discussão como um exemplo do desenvolvimento do pensamento do projeto.

O foguete tem apenas um tanque de transporte - a frente, tanque de álcool e tanque de oxigênio é colocado em uma carcaça de força leve, projetada apenas para as cargas da seção ativa. Cabeça destacável 2 equipado com seu próprio estabilizador de cauda 3, representando uma concha reforçada na forma de um cone truncado. Na versão geofísica, o estabilizador 3 a ogiva recuperada tem um mecanismo para abrir as abas do freio 4, que reduzem a velocidade de queda da parte da cabeça para 100-150 m / s,após o qual o pára-quedas abre. A Figura 2 mostra a ogiva após o pouso. A almofada do nariz amassada é visível 1 e abas abertas 4, parcialmente derretido ao frear na atmosfera.

A estrutura final do estabilizador de cabeça é fixada com travas especiais na estrutura de suporte localizada na parte superior do tanque de álcool. Após o comando para separar, as fechaduras são abertas e a parte da cabeça recebe um pequeno impulso do empurrador da mola.

Compartimento de instrumento 8 possui escotilhas de travamento de desbloqueio livre com lacre e não está localizado na parte superior, mas na parte inferior do foguete, o que proporciona certa comodidade para a realização de operações de pré-lançamento.

Considerando o foguete B2A em mais detalhes, pode-se notar suas outras características. Mas este não é o ponto principal. Uma característica marcante e ao mesmo tempo muito instrutiva desse projeto é a inconsistência lógica entre o princípio de uma ogiva destacável e a presença de um estabilizador de cauda. No local de lançamento, a orientação do foguete é fornecida por uma estabilização automática. Quanto à estabilização aerodinâmica ao entrar nas camadas densas da atmosfera, a cauda não pode ajudar em nada aqui, já que o casco não tem a resistência necessária para isso.

Claro, seria ingênuo acreditar que os designers não viram ou não entenderam isso. O design, para simplificar, tornou-se comum, frequentemente encontrado na prática da engenharia. compromisso técnico - concessão a circunstâncias temporárias. Já se acumulou experiência na criação de mísseis com esquema estabilizador e tanques de popa. O sistema elaborado de jato de gás e lemes de ar era confiável e não causava medo, e a estabilização automática não exigia reajustes graves, o que teria sido inevitável na transição para novas formas aerodinâmicas. Portanto, em um ambiente em que as discussões teóricas ainda estavam em andamento, o que ameaça a transição para um esquema aerodinamicamente instável não estabilizante, era mais fácil, sem esperar a criação de novos sistemas de controle comprovados, insistir no antigo. Tendo perdido algo em termos de peso, ficou mais fácil se firmar em certas posições já conquistadas. No caminho para a implementação real do esquema com tanques transportadores, era necessário encontrar algo entre o desejo de atingir a meta o mais rápido possível e o perigo de refinamento experimental prolongado, entre a mudança inevitável da produção e o uso de equipamentos de oficina já existentes, entre o risco de falha e previsão razoável. Do contrário, uma série de falhas durante os lançamentos, nada excluídas, podem comprometer a ideia em seus próprios fundamentos e alimentar a persistente desconfiança dos novo esquemanão importa o quão promissor e lógico possa ser.

E mais um, não tão importante, mas curioso aspecto psicológico. O projeto do foguete B2A naquela época não parecia incomum. A força do hábito de ver a cauda de todos os pequenos e grandes mísseis que existiam antes mantinha um observador externo a ilusão de rotina, e o aparecimento do míssil não provocou críticas prematuras e irrestritas ao projeto como um todo. O mesmo pode ser dito para o projeto do tanque de oxigênio. O uso de oxigênio líquido, naquela época, era foco de divergência, devido à preocupação com o baixo ponto de ebulição desse componente do combustível. A presença de isolamento térmico do tanque de oxigênio no foguete B2A tranquilizou muitos e não sobrecarregou o já suficiente círculo de preocupações enfrentado pelo projetista-chefe. Era necessário mostrar que o tanque de álcool de transporte desempenha regularmente funções de potência, que a ogiva é separada com sucesso e atinge o alvo com segurança, e os dispositivos de automação e controle localizados perto do motor, apesar do nível de vibração aumentado, são capazes de funcionar tão bem como funcionavam enquanto no compartimento principal.

A transição para um novo esquema de energia estava naturalmente associada à solução simultânea de uma série de outras questões fundamentais. Isso dizia respeito, em primeiro lugar, ao design do motor. O motor RD-101 montado em um foguete B2A forneceu 37 e 41,3 mfterra e impulso vazio ou 214 e 242 unidades de impulso específico na superfície da Terra e no vazio, respectivamente. Isso foi conseguido aumentando a concentração de álcool para 92%, aumentando a pressão na câmara e expandindo ainda mais a seção de saída do bico.

Os criadores do motor abandonaram o catalisador líquido para a decomposição do peróxido de hidrogênio. Foi substituído por um catalisador sólido pré-instalado na cavidade de trabalho do gerador de vapor e gás. Assim, o número de componentes líquidos diminuiu de quatro, como era o caso do "V-2", para três. Havia também um novo, que logo se tornou tradicional, um cilindro de toro para peróxido de hidrogênio, que se encaixa convenientemente no layout do foguete. Algumas outras inovações também foram iniciadas, e não faz sentido listá-las aqui.

Naturalmente, o foguete B2A como uma opção de transição de um esquema de energia para outro não poderia e não deveria ter sido reproduzido em formas subseqüentes modernizadas. Era necessário implementar totalmente a ideia de transportar tanques e uma ogiva destacável, o que foi feito por S.P.Korolev em desenvolvimentos subsequentes.

As primeiras amostras de foguetes com tanques de transporte foram testadas e trabalhadas no início dos anos 50. Depois disso, algumas modificações foram feitas. Então, em particular, o foguete meteorológico B5V (míssil de combate R-5) apareceu. Hoje, um protótipo de míssil balístico com tanques de apoio ocupa um lugar de destaque como uma exposição histórica em frente à entrada do Museu do Exército Soviético em Moscou.

Ao mudar para um novo esquema modernizado, a fim de aumentar a faixa, o peso inicial foi aumentado e o modo de operação do motor foi forçado. A transição para o esquema de tanques de suporte de carga, é claro, um nível mais alto de tecnologia e um estudo cuidadoso do projeto tornou possível trazer o fator de qualidade de peso α k para 0,127 (em vez de 0,25 para "V-2") com um peso final relativo µ k ~ 0,16.

O sistema de controle passou pelo processamento mais sério no foguete B5B. Afinal, foi o primeiro foguete aerodinamicamente instável, equipado com uma cauda muito pequena e lemes de ar. No mesmo foguete, uma plataforma de giroscópio e um novo princípio de desligamento funcional do motor foram usados \u200b\u200bpela primeira vez.

O foguete V5B ainda usava 92% de álcool etílico e oxigênio líquido como combustível. O teste do foguete mostrou que a falta de isolamento térmico na superfície lateral do tanque de oxigênio não acarreta consequências desagradáveis. Um ligeiro aumento da evaporação de oxigênio durante a preparação de pré-lançamento é facilmente compensado por make-up, isto é, por reabastecimento automático de oxigênio imediatamente antes do início. Esta operação é necessária em geral para todos os foguetes que usam componentes de combustível de baixo ponto de ebulição.

Assim, após o foguete B5B, o projeto dos tanques de apoio e da ogiva destacável tornou-se realidade. Todos os modernos mísseis balísticos de propelente líquido de longo alcance e seus veículos de lançamento estão agora sendo criados apenas com base neste esquema de energia. Foi o seu desenvolvimento com base na tecnologia moderna e nas incontáveis \u200b\u200bmelhorias de design que deu origem a uma imagem generalizada da máquina que simboliza com justiça o ápice do progresso tecnológico do nosso tempo.

O míssil B5B agora pode ser visto de forma tão crítica quanto o V-2 era na época de sua criação. Embora mantendo o layout geral e os princípios básicos do circuito de força, é possível uma maior redução de peso e um aumento nas características principais, e as maneiras de resolver este problema são facilmente vistas e compreendidas usando exemplos de projetos posteriores.

Na fig. 3.3 mostra uma versão de estágio único do míssil balístico americano Thor; também é feito de acordo com a configuração típica dos tanques de transporte e tem uma cabeça destacável. O peso total dos componentes do combustível (oxigênio + querosene) é 45 mfcom peso líquido da estrutura (sem cabeça) 3,6 tf.Isso significa o seguinte. Se levarmos condicionalmente o peso total dos resíduos de combustível 0,4 mc,então, para o que nos é familiar, o coeficiente de qualidade de ponderação α k, obtemos o valor 0,082. Supondo um peso da cabeça de aproximadamente 2 mc,obtemos o parâmetro µ K \u003d 0,12. Também pode ser estabelecido que, com um impulso de vazio específico de combustível oxigênio-querosene igual a 300 unidades, o alcance deste foguete é de 3000 km.

No centro de pesos elevados mísseis modernos, em particular, este aqui, há um estudo aprofundado de muitos elementos, que seriam muito difíceis de enumerar, mas alguns, bastante gerais e típicos, podem ser indicados.

Paredes do tanque de combustível 1 e 2 tem um design waffle. É uma cápsula de parede fina feita de liga de alumínio de alta resistência com reforços transversais longitudinais frequentemente localizados, que desempenham o mesmo papel que a unidade de força no corpo do foguete V-2, mas com qualidade de peso superior. A estrutura de wafer atualmente difundida é geralmente feita por moagem mecânica. Em alguns casos, entretanto, a moagem química também é usada. Shell blank com espessura original h 0sofre um ataque ácido cuidadosamente controlado na parte da superfície onde é necessário retirar o excesso de metal (o resto da superfície é pré-envernizado). Espessura restante após ataque químico hdeve assegurar a estanqueidade e a resistência do painel formado a uma dada pressão interna, e as nervuras longitudinais e transversais conferem maior rigidez à flexão à casca, o que determina a estabilidade da estrutura sob compressão axial. A regularidade da distribuição das nervuras longitudinais e transversais é deliberadamente violada na zona das costuras soldadas, que, como sabe, têm uma resistência ligeiramente reduzida em comparação com a chapa laminada, bem como nas extremidades da casca, onde os fundos ainda não foram soldados. Nestes locais, a espessura da peça permanece inalterada.

Existem outras maneiras de fazer designs de wafer. No entanto, paramos deliberadamente na moagem química para mostrar a que custo, no sentido literal e figurado, esses indicadores de peso da estrutura que são inerentes à tecnologia de foguetes moderna são alcançados.

Foguete "Thor" tem um compartimento traseiro reduzido e leve Z,no final do qual dois motores de controle são montados. A rejeição das superfícies de controle de jato de gás está naturalmente associada à sua alta resistência dinâmica do gás no jato de gases que saem. O uso de motores de controle complica um pouco o projeto, mas oferece um ganho significativo no empuxo específico.

Pelo que foi dito, não se deve ficar com a impressão de que as câmeras de controle apareceram pela primeira vez neste míssil balístico. Tal sistema de corpos de controle de energia foi usado em várias versões antes, em particular, em um foguete do sistema Vostok ou Soyuz, que são discutidos abaixo. A versão de estágio único do míssil Thor é considerada aqui apenas como um exemplo da próxima geração de mísseis balísticos após o míssil B5B.

Quase todos os mísseis balísticos também têm motores de propelente sólido de travagem. 6. Esta também não é a última novidade. A tarefa dos motores-freio é retardar o corpo do foguete e retirá-lo da ogiva durante sua separação; a saber - o corpo, sem dar velocidade adicional à parte da cabeça.

O desligamento de um motor líquido não é instantâneo. Depois que as válvulas das linhas de combustível são fechadas, a combustão e a evaporação dos componentes restantes continuam na câmara pelas próximas frações de segundo. Como resultado, o foguete recebe um pequeno impulso adicional, chamado depois do efeito... Ao calcular o intervalo, uma alteração é introduzida nele. No entanto, isso é definitivamente impossível de fazer, uma vez que o impulso do efeito colateral não possuiestabilidade e varia de caso para caso, que é uma das causas significativas da dispersão do alcance. Para reduzir essa dissipação, são utilizados motores freio. O momento de sua ativação é coordenado com o comando para desligar o motor líquido de modo que o impulso do efeito colateral seja principalmente compensado.

Será instrutivo comparar as proporções geométricas dos mísseis B5B e Thor. O foguete B5B é mais alongado. A proporção entre comprimento e diâmetro (o assim chamado alongamento de foguete)muito mais por ele do que pelo foguete Thor; cerca de 14 versus 8. A diferença nos alongamentos também dá origem a várias preocupações. Com o aumento do alongamento, a frequência das vibrações transversais naturais do foguete, como um feixe elástico, diminui, e isso obriga a contar com as perturbações que entram na entrada do sistema de estabilização como resultado de deslocamentos angulares durante a flexão do corpo. Em outras palavras, a estabilização de uma curvatura ao invés de um foguete rígido deve ser garantida. Em alguns casos, isso causa sérias dificuldades,

Com um pequeno alongamento do foguete, este problema é naturalmente removido, mas outro incômodo surge - o papel das perturbações das oscilações transversais do líquido nos tanques aumenta, e se a seleção adequada dos parâmetros da máquina de estabilização falhar em combatê-los, é necessário definir tanquespartições que limitam a mobilidade do fluido. A figura mostra parcialmente os nós 7 para montagem de amortecedores de vibração no tanque de combustível. Naturalmente, esta decisão leva a uma deterioração nas características de peso do foguete.

O foguete Thor não deve ser considerado um modelo de excelência. Ao mesmo tempo, os designers poderiam, provavelmente, opor seus próprios contra-argumentos a quaisquer observações críticas sobre seu layout. Usando o foguete B2A como exemplo, já vimos que uma crítica bem fundamentada a uma solução de design só pode ser feita levando em consideração as condições específicas de design e produção e, o mais importante, as tarefas promissoras que os criadores da nova máquina se propuseram. E o foguete Thor é apenas um deles, com base no qual é possível criar foguetes e sistemas espaciais.

A invenção se refere a sistemas de transporte espacial reutilizáveis. O foguete proposto contém um casco axissimétrico com uma carga útil, um sistema de propulsão de cruzeiro e amortecedores de decolagem e aterrissagem. Entre as escoras dos referidos amortecedores e o bocal do motor de cruzeiro, é instalado um escudo térmico, feito na forma de um compartimento oco de parede fina feito de material resistente ao calor. O resultado técnico da invenção é minimizar as cargas dinâmicas de gás e térmicas nos amortecedores do motor de propulsão operacional durante os lançamentos e pousos do veículo lançador e, como resultado, garantir a confiabilidade necessária dos amortecedores com uso repetido (até 50 vezes) do foguete. 1 doente.

Autores da patente:
Vavilin Alexander Vasilievich (RU)
Usolkin Yury Yurievich (RU)
Fetisov Vyacheslav Alexandrovich (RU)

Detentores da patente RU 2309088:

Empresa Federal Estadual Unitária "State Rocket Center" KB im. Acadêmico V.P. Makeeva "(RU)

A invenção se refere a foguetes e tecnologia espacial, em particular a sistemas de transporte espacial reutilizáveis \u200b\u200b(MTKS) de uma nova geração do tipo "Foguete orbital espacial - um transportador de veículo de estágio único" ("CROWN") com cinquenta cem vezes seu uso sem grandes reparos, que é uma alternativa possível para cruzeiro sistemas reutilizáveis \u200b\u200bcomo "Space Shuttle" e "Buran".

O sistema KORONA é projetado para injetar cargas úteis (espaçonaves (SC) e SC com estágios superiores (RB) em órbitas baixas da Terra na faixa de altitude de 200 a 500 km com uma inclinação igual ou próxima à inclinação orbital da espaçonave sendo lançada.

Sabe-se que, no início, o foguete está localizado no dispositivo de lançamento, enquanto está na posição vertical e repousa sobre quatro suportes do compartimento da cauda, \u200b\u200bque é acionado pelo peso de um foguete totalmente abastecido e cargas de vento que criam um momento de capotamento, que, quando aplicados simultaneamente, são os mais perigosos para a resistência compartimento da cauda do foguete (ver, por exemplo, I.N.Pentsak. A teoria de vôo e o design de mísseis balísticos. - M.: Mashinostroenie, 1974, p. 112, Fig. 5.22, p. 217, Fig. 11.8, p. 219) ... A carga de estacionamento de um foguete totalmente carregado é distribuída para todos os suportes.

Uma das questões fundamentais do MTKS proposto é o desenvolvimento de amortecedores de decolagem e aterrissagem (VPA).

O trabalho realizado no State Missile Center (SRC) no projeto KORONA mostrou que o caso mais desfavorável de carregamento de um WPA é um pouso de foguete.

A carga no VPA quando o foguete totalmente abastecido está estacionado é distribuída para todos os suportes, enquanto durante o pouso, com um alto grau de probabilidade, devido ao desvio permissível da posição vertical do corpo do foguete, é possível implementar o caso quando a carga cair sobre um suporte. Levando em consideração a presença de velocidade vertical, esta carga é comparável ou até maior que a carga no estacionamento.

Esta circunstância possibilitou a decisão de não utilizar uma plataforma de lançamento especial, transferindo as funções de potência desta para o RPA do foguete, o que simplifica enormemente as facilidades de lançamento para sistemas do tipo KORONA e, consequentemente, reduz o custo de sua construção.

O análogo mais próximo da invenção proposta é um foguete de decolagem e pouso vertical KORONA reutilizável de estágio único, contendo um casco axissimétrico com uma carga útil, um sistema de propulsão e amortecedores de decolagem e aterrissagem (ver A.V. Vavilin, Yu.Yu. Usolkin "Sobre possíveis formas de desenvolvimento de sistemas reutilizáveis \u200b\u200bde transporte espacial (MTKS) ", tecnologia RK, coleção científica e técnica, série XIY, edição 1 (48), parte P, cálculo, pesquisa experimental e projeto de mísseis balísticos com lançamento subaquático, Miass, 2002 ., página 121, figura 1, página 129, figura 2).

A desvantagem do projeto de foguete analógico é que seu VPA está localizado na zona de efeitos gasodinâmicos e térmicos da chama emergindo do bocal central do sistema de propulsão de cruzeiro (MDU) durante o lançamento e pouso repetidos do foguete, como resultado do qual a operação confiável da estrutura de um VPA no recurso necessário não é garantida sua utilização (até cem voos com 20% de reserva de recursos).

O resultado técnico ao usar um veículo lançador de decolagem e pouso vertical reutilizável de estágio único é fornecer a confiabilidade do projeto necessária de um VPA com uso cinquentenário do veículo lançador, minimizando as cargas gasodinâmicas e térmicas no VPA do MDU operacional durante vários lançamentos e pousos do foguete.

A essência da invenção reside no fato de que no foguete de decolagem e pouso vertical reutilizável de estágio único conhecido contendo um alojamento axissimétrico com uma carga útil, um sistema de propulsão e amortecedores de decolagem e aterrissagem, um escudo térmico é instalado entre os suportes dos amortecedores de decolagem e aterrissagem e o bocal do motor principal ...

Em comparação com o foguete analógico mais próximo, o foguete de decolagem e pouso vertical reutilizável de estágio único proposto tem as melhores capacidades funcionais e operacionais, porque fornece a confiabilidade de projeto necessária de um VPA (não inferior a 0,9994) para uma determinada vida útil de um veículo de lançamento (até cem lançamentos), isolando (usando um escudo térmico) os racks de VPA das cargas gasodinâmicas e térmicas de um MDU operacional em um determinado recurso (até cem) voos do veículo lançador durante seus múltiplos lançamentos e pousos.

Para esclarecer a essência técnica da invenção, um diagrama do veículo lançador proposto com um corpo axissimétrico 1, um bico 2 de um sistema de propulsão de cruzeiro, escoras de um amortecedor de decolagem e pouso 3 e um escudo térmico 4 de um compartimento oco de parede fina feito de material resistente ao calor é mostrado, o que isola os suportes do amortecedor de decolagem e aterrissagem do amortecedor dinâmico de gás e pouso o efeito térmico da chama do bocal central do sistema de propulsão de cruzeiro durante a decolagem e pouso do foguete.

Assim, o foguete de decolagem e aterrissagem vertical reutilizável proposto tem capacidades funcionais e operacionais mais amplas em comparação com seu análogo mais próximo, aumentando a confiabilidade de um amortecedor de decolagem e aterrissagem para um determinado recurso de voo do veículo lançador, no qual este amortecedor de decolagem e aterrissagem está localizado.

Foguete de decolagem e pouso vertical reutilizável de estágio único contendo um corpo axissimétrico com uma carga útil, um sistema de propulsão e amortecedores de decolagem e aterrissagem, caracterizado por um escudo térmico feito na forma de um corpo oco ser instalado nele entre as escoras dos amortecedores de decolagem e aterrissagem e o bocal do motor principal um compartimento de paredes finas feito de material resistente ao calor.

O desenvolvimento de um sistema de aterragem - o número de apoios e a sua disposição, desde que a sua massa seja minimizada, é uma tarefa muito difícil ...

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Qual é o dispositivo de um foguete multiestágio Vamos analisar usando o exemplo clássico de um foguete para vôo espacial, descrito nas obras de Tsiolkovsky, o fundador dos foguetes. Foi ele quem primeiro publicou a ideia fundamental de fabricar um foguete de vários estágios.

O princípio do foguete.

Para vencer a gravidade, um foguete precisa de um grande suprimento de combustível, e quanto mais combustível consumirmos, mais massa será obtida. Portanto, para reduzir a massa do foguete, eles são construídos no princípio de estágios múltiplos. Cada estágio pode ser pensado como um foguete separado com seu próprio motor de foguete e combustível para o vôo.

O dispositivo dos estágios de um foguete espacial.

O primeiro estágio de um foguete espacial o maior, em um foguete para vôo, o espaço dos motores do 1º estágio pode ser de até 6 e quanto mais pesada a carga deve ser colocada no espaço, mais motores no primeiro estágio do foguete.

Na versão clássica, existem três deles, localizados simetricamente ao longo das bordas de um triângulo isósceles, por assim dizer, circundando o foguete ao longo do perímetro. Este estágio é o maior e mais poderoso, é ela quem arranca o foguete. Quando o combustível do primeiro estágio do foguete se esgota, todo o estágio é descartado.

Depois disso, o movimento do foguete é controlado pelos motores do segundo estágio. Às vezes são chamados de booster, porque é com a ajuda dos motores de segundo estágio que o foguete atinge a primeira velocidade espacial suficiente para entrar na órbita terrestre baixa.

Isso pode ser repetido várias vezes, com cada estágio do foguete pesando menos que o anterior, já que a gravidade da Terra diminui com a subida.

Quantas vezes esse processo se repete tantas etapas e o foguete espacial contém. O último estágio do foguete é destinado à manobra (motores de propulsão para correção de vôo estão disponíveis em cada estágio do foguete) e entrega da carga útil e dos astronautas ao seu destino.

Revisamos o dispositivo e princípio do foguete, foguetes balísticos de vários estágios, uma arma terrível carregando arma nuclear... Eles são capazes de destruir completamente a vida em todo o planeta e a si mesmo.

Mísseis balísticos multiestágios entrar na órbita da Terra baixa e de lá atingir alvos terrestres com ogivas separadas com cargas nucleares. Ao mesmo tempo, 20-25 minutos são suficientes para voar até o ponto mais distante.

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Foguete multiestágio

Um foguete no qual o veículo lançador inclui mais de um estágio. Um estágio é uma parte de um foguete que é destacado durante o vôo, incluindo unidades e sistemas que completaram seu funcionamento no momento da separação. O principal parte de um estágio é o sistema de propulsão (ver motor de foguete) de um estágio, cujo tempo de operação determina o tempo de operação de outros elementos do estágio.

Os sistemas de propulsão pertencentes a diferentes estágios podem funcionar tanto em série quanto em paralelo. Na operação sequencial, o sistema de propulsão do estágio seguinte é ativado após a conclusão do sistema de propulsão do estágio anterior. Em operação paralela, os sistemas de propulsão de estágios adjacentes trabalham juntos, mas o sistema de propulsão do estágio anterior completa sua operação e é separado antes que o trabalho do estágio seguinte seja concluído. Os números dos estágios são determinados na ordem em que são separados do foguete.

O protótipo dos foguetes de vários estágios são foguetes compostos, que não deveriam separar sequencialmente as partes gastas. Foguetes compostos foram mencionados pela primeira vez no século 16 no trabalho "On Pyrotechnics" (Veneza, 1540) do cientista e engenheiro italiano Vannoccio Biringuccio (1480-1539).

No século 17, o cientista polonês-bielorrusso-lituano Kazimir Seminovich (Seminavichus) (1600-1651) em seu livro "A Grande Arte da Artilharia" (Amsterdã, 1650), que por 150 anos foi o trabalho científico fundamental sobre artilharia e pirotecnia, apresenta desenhos de vários estágios mísseis. É Semenovich, de acordo com muitos especialistas, o primeiro inventor de um foguete de vários estágios.

A primeira patente em 1911 para um foguete de múltiplos estágios foi recebida pelo engenheiro belga Andre Bing. O foguete de Bing se moveu devido à detonação sucessiva de contas de pólvora. Em 1913, o cientista americano Robert Goddard tornou-se o proprietário da patente. O projeto do foguete de Godard prevê uma separação sequencial de estágios.

No início do século 20, vários cientistas famosos estavam envolvidos no estudo de foguetes de vários estágios. A contribuição mais significativa para a ideia de criação e uso prático de foguetes de vários estágios foi feita por K.E. Tsiolkovsky (1857-1935), que delineou seus pontos de vista nas obras "Foguetes espaciais" (1927) e "A maior velocidade de um foguete" (1935). Ideias de K.E. Tsiolkovsky foram amplamente adotados e implementados.

Nas Forças de Mísseis Estratégicos, o primeiro foguete multiestágio colocado em serviço em 1960 foi o foguete R-7 (ver Foguete propósito estratégico) Sistemas de propulsão de dois estágios de foguete, colocados em paralelo, usando oxigênio líquido e querosene como propelentes, garantiram a entrega de 5400 kg. carga útil para um alcance de até 8.000 km. Era impossível obter os mesmos resultados com um foguete de estágio único. Além disso, na prática, verificou-se que ao mudar de um projeto de foguete de estágio único para um de dois estágios, é possível alcançar um aumento múltiplo no alcance com um aumento menos significativo na massa inicial.

Esta vantagem foi claramente manifestada na criação de um míssil de médio alcance R-14 de estágio único e um de dois estágios míssil intercontinental P-16. Com a semelhança das principais características de energia, o alcance de vôo do míssil R-16 é 2,5 vezes maior que o do míssil R-14, enquanto seu peso de lançamento é apenas 1,6 vezes maior.

Ao criar mísseis modernos, a escolha do número de estágios é determinada por muitos fatores, a saber, as características de energia dos propelentes, as propriedades dos materiais estruturais, a perfeição do design das unidades e sistemas de foguetes, etc. Também é levado em consideração que o design de um foguete com um menor número de estágios é mais simples, seu custo é menor e mais curta. A análise do projeto dos mísseis modernos revela a dependência do número de estágios do tipo de combustível e autonomia de vôo.