Скорость ракет. Схема полета баллистической ракеты

Ракеты не нуждаются для своего движения в опоре, какой представляется земля для автомобиля, вода для корабля или воздух для самолета. Ракета движется, выбрасывая из сопла своего двигателя струю раскаленных газов — продуктов сгорания топлива, находящегося на борту.

Тяга ракеты зависит от величины массы газов, вырывающихся из сопла в единицу времени, и от их скорости. Выталкивая часть своей массы с большой скоростью, ракета тем самым отталкивается в противоположную сторону.

В случае если топлива на ракете достаточно, она может, постепенно разгоняясь, достичь скорости, превышающей скорость истечения газов из сопла двигателя. Правда, это возможно только в том случае, если будет сожжено топлива не менее 75% полного начального веса всей ракеты.

Так как ракета несет в себе горючее и окислитель, богатый кислородом, который необходим для сжигания горючего, то для работы двигателя нет необходимости в кислороде воздуха. Наоборот, воздух является некоторым препятствием для полета ракеты, так как сопротивляется быстрому движению ракеты и нагревает при этом ее корпус.

Поэтому запуск ракеты производят вертикально, чтобы пройти атмосферу по кратчайшему пути.

При вертикальном старте ракеты тяга ее двигателя должна быть больше веса всей ракеты, иначе она не сдвинется с места. Обычно тяга ракеты в 1,5—3 раза больше ее начального веса.

По сравнению с поршневым ракетный двигатель имеет огромные преимущества: его тяга не зависит ни от скорости, ни от высоты полета. Более того, тяга двигателя несколько возрастает с высотой благодаря отсутствию сопротивления воздуха струе газов, вылетающей из сопла двигателя.

Так как расход топлива очень велик, двигатель может работать лишь ограниченное время — несколько десятков секунд.

За это время необходимо набрать как можно большую скорость для разгона ракеты («броска»), который осуществляется двигателем. Поэтому участок разгона ракеты называют активным. Дальнейший полет ракеты происходит по инерции, и участок этого полета называют пассивным (рис. 11).

Рис. 11. Схема полета баллистической ракеты: 1 — старт; 2 — активный участок; 3 — искривление траектории; 4 — выключение двигателя; υ_к —конечная скорость на активном участке; θ_к —угол наклона траектории в конце активного участка; 5 — пассивный участок; 6 — вход в атмосферу

Длина пути ракеты на активном участке по сравнению с дальностью полета очень мала и для ракет дальнего действия составляет только 1—5%.

С точки зрения точности попадания ракеты очень большое значение имеют конечная скорость ракеты и направление ее полета в конце активного участка (υ_к и θ_к, рис. 11). Так, при дальности полета более 8000 км погрешность величиной в 3 км получается от несовпадения конечной скорости υ_к с расчетной на 0,01% (менее 1 м/сек) или угла бросания θ по сравнению с расчетным на 2".

По мере выгорания топлива на активном участке масса ракеты уменьшается, благодаря чему увеличивается ее разгон. Чем меньше конечный вес ракеты (пустой) по сравнению с начальным, тем больше топлива она несет и тем больше скорость полета в конце активного участка.

К. Э. Циолковский вывел формулу для определения скорости полета ракеты.

С учетом действия на ракету силы тяжести и сопротивления воздуха скорость ракеты при вертикальном старте можно определить по формуле

Как видно из формулы (4), конечная скорость ракеты зависит главным образом от двух величин — скорости истечения газов w и отношения масс полной и пустой ракеты (М_о/М_к); при этом решающее значение имеет скорость истечения газов, зависящая от вида топлива.

В принципе ракетные двигатели могут работать как на твердом, так и на жидком или газообразном топливе. Жидкие топлива (горючее + окислитель) имеют преимущество перед твердыми топливами, заключающееся в том, что при современном состоянии техники скорость истечения газов при жидком топливе несколько больше и имеется возможность регулировать тягу. Для подачи топлива в двигатель приходится, правда, затрачивать некоторую энергию.

Твердые топлива содержат в себе и горючее и окислитель.

Эксплуатационные преимущества твердого топлива, заключающиеся в надежности действия, простоте хранения, безопасности, отсутствии агрегатов подачи, стимулируют ученых к созданию новых видов твердого топлива с более высокими скоростями истечения газов.

Газообразные топлива имеют сравнительно высокие скорости истечения газов, но смесь их (например, водорода и кислорода, образующая так называемый гремучий газ) очень взрывоопасна. По сравнению с жидкими топливами газообразные топлива имеют еще тот недостаток, что в одинаковые по емкости баки их помещается по массе меньше.

Отношение масс полной и пустой ракеты (число Циолковского) также важнейший параметр на пути увеличения скорости ракеты. Но если скорость ракеты прямо пропорциональна скорости истечения газов, то изменение скорости ракеты в арифметической

прогрессии требует увеличения отношения масс М_о/М_к в геометрической прогрессии. Например, чтобы увеличить скорость ракеты в два раза, надо чтобы отношение М_о/М_к увеличилось в четыре раза. Чтобы скорость возросла в три раза, отношение М_о/М_к должно быть в девять раз больше.

Увеличение отношения М_о/М_к связано с большими конструктивными трудностями. Выясним, из чего складывается вес пустой ракеты. Во-первых, ракета должна нести какой-то полезный груз: кабину с подопытными животными или человеком, исследовательскую аппаратуру или заряд взрывчатого вещества. Во-вторых, ракета должна нести двигатель и все агрегаты подачи и дозирования топлива. Кроме того, на ракете обязательно должна быть аппаратура управления, топливные баки и достаточно прочный, с теплоизоляцией корпус, объединяющий все агрегаты в единое целое.

Ясно, что при столь многочисленном обязательном оборудовании чрезвычайно трудно создать ракету, в которой топлива было бы в восемь — десять раз больше веса самой ракеты.

Для примера определим скорость ракеты при вертикальном старте при следующих значениях параметров:

Такая ракета может взлететь вертикально вверх почти па 600 км или пролететь над Землей около 1600 км.

Однако для запуска искусственного спутника Земли необходима скорость почти вдвое больше этой — около 8000 м/сек.

Решение этой задачи стало возможным только благодаря идее, выдвинутой замечательным русским ученым К. Э. Циолковским. Самые совершенные современные топлива имеют пока немного большие скорости истечения. Да и увеличением отношения масс тоже нельзя достичь большого эффекта, так как для получения скорости ракеты, равной 8000 м/сек, следовало бы иметь М_о/М_к = 94. Это, конечно, невозможно.

Идея Циолковского заключается в том, что по мере выгорания топлива следует сбрасывать ставшие лишними агрегаты. Таким образом, полезная работа вылетающих газов будет расходоваться не на увеличение скорости этих бесполезных частей, а лишь на увеличение скорости частей, которые используются или будут использоваться.

Циолковский предложил применять составные ракеты, называемые сейчас многоступенчатыми. Многоступенчатые ракеты состоят из нескольких вполне самостоятельных ракет, скрепленных вместе чаще всего по схеме тандем, т. е. одна за другой. Первая ступень, наиболее массивная (рис. 12), начинает работать с земли, сообщая скорость не только себе, но и остальным ступеням, которые по отношению к ней являются полезной нагрузкой.

Рис. 12. Принципиальная схема многоступенчатой ракеты

По выгорании всего топлива первой ступени происходит автоматическое отделение ее и запуск двигателя второй ступени, которая начинает разгон-не с нулевой скорости, а с конечной скорости первой ступени. Так происходит до тех пор, пока не сгорит топливо последней ступени. Таким образом, конечная скорость многоступенчатой ракеты равна сумме скоростей составляющих ее ракет. Хотя в данном случае отношение масс М_о/М_к в каждой ступени будет меньшим, чем может быть достигнуто в одноступенчатой ракете, суммарный эффект получается весьма значительным.

Запуск искусственного спутника Земли может быть осуществлен с помощью многоступенчатой ракеты. Если отношение масс полной и пустой ракет для всех ступеней является величиной постоянной, а скорость истечения газов одинаковой, конечную скорость многоступенчатой ракеты можно получить из следующей формулы:

Следует иметь в виду, что значение коэффициента к для многоступенчатой ракеты обычно больше, чем для одноступенчатой, так как при подъеме на большие высоты сопротивление воздуха очень мало и влияние силы тяжести падает.

Рис. 13. Схема пакетной многоступенчатой ракет

Кроме многоступенчатых ракет, выполненных по схеме тандем, могут применяться ракеты, построенные по так называемой пакетной схеме (рис. 13). В этом случае первая ступень может состоять из нескольких самостоятельных ракет, прикрепленных по сторонам к ракете второй ступени. Такая схема обладает рядом преимуществ: компактностью, устойчивостью на стартовой позиции при ветре, возможностью использовать при старте тягу двигателей не только первой, но и второй ступени. Однако лобовое сопротивление такой ракеты относительно велико, а надежность отсоединения ракет первой ступени меньше.