(Л21) 4.5. Будова і політ ракети
4.5.1. Загальні відомості
Ракета – це літальний апарат, що важчий за повітря, для створення піднімальної сили якого використовується реактивний принцип. Основоположником теорії реактивного польоту є К.Е.Ціолковський (1857-1935 рр.), який не тільки сформулював основні положення теорії руху ракет, але і показав їх роль в освоєнні космічного простору. К.Е.Ціолковському належить ідея застосування багатоступінчатих рідинних ракет для отримання необхідних значень космічних швидкостей.
Велике значення для розвитку ракетної техніки мали теоретичні роботи І.В.Мещерського (1859-1935гг.) з механіки тіл змінної маси. Пріоритет перших інженерних розробок з ракетної техніки належить Ф.А.Цандеру (1887-1933 рр.). Роботи перших ентузіастів показали принадність і складність проблеми космічних польотів. Знадобилося ще майже три десятки років, щоб їхня мрія була втілена. Радянські вчені й інженери створили міжконтинентальну балістичну ракету, 4 жовтня 1957 року першими в світі запустили штучний супутник Землі, а 12 квітня 1961 року всьому світу стало відомо ім'я радянського космонавта Ю.А.Гагаріна, що зробив вперше в історії людства космічний політ на кораблі-супутнику “Восток”. Радянські космонавти першими зробили тріумфальні польоти в космосі, відкривши нову космічну еру в історії Землі.
Історія розвитку вітчизняних ракетних конструкцій пов'язана з ім'ям уродженця Житомирської області, чудового конструктора космічних кораблів академіка С.П.Корольова. На початку 30-х років разом з іншими прихильниками ідей К.Е.Ціолковського – Ф.А.Цандером, М.К.Тихонравовим, Ю.А.Побєдоносцевим – він почав працювати в дослідно-конструкторській групі ГІРД. Перші ракетоплани і крилаті ракети, побудовані під керівництвом і при участі С.П.Корольова, успішно пройшли випробування в 1935-1939 рр. Після Великої Вітчизняної війни С.П.Корольов став творцем наддалеких міжконтинентальних багатоступінчатих балістичних ракет і ракетно-космічних систем.
4.5.2. Будова ракети
При вивченні силових установок літальних апаратів ми розглядали принцип дії реактивного двигуна (рис. 3.51) і відзначали, що реактивні двигуни поділяються на ракетні та повітряно-реактивні. Повітряно-реактивні двигуни для забезпечення горіння палива отримують кисень з навколишнього атмосферного повітря. В ракетних двигунах потік газу для створення реактивної сили утворюється з продуктів згоряння палива і окислювача, що знаходяться на борту самого ЛА. Тому ракетні двигуни не потребують атмосферного кисню, можуть працювати в безповітряному просторі і є поки що єдиним типом двигунів, за допомогою яких можна здійснювати політ за межами атмосфери. Ракетні двигуни за видом палива поділяються на ракетні двигуни на твердому паливі (РДТП) і рідинні ракетні двигуни (РРД).
Конструктивне виконання ракети істотно залежить від типу використовуваного в ній двигуна. Спочатку з'явилися ракети на твердому паливі. Під час другої світової війни були розроблені ракети на рідкому паливі, а пізніше – комбіновані ракети, що працюють на твердому паливі та рідкому окислювачі.
Конструкція ракети з двигуном на твердому паливі за роки свого існування не зазнала істотних змін. Ракета з двигуном на твердому паливі (рис. 4.15) складається з труби 1, вихідного сопла 2, палива 3 і корисного вантажу або бойової частини 4. Твердим паливом може служити бездимний нітрогліцеринівий порох, каучук, асфальт, органічна смола. Окислювачами є перхлорат амонію, літію або калію.
Рис. 4.15. Конструкція ракети з РДТП.
Основною конструктивною частиною ракети на твердому паливі є її двигун, принципова схема виконання якого наведена на рис. 4.16.
Рис. 4.16. Принципова схема РДТП:
1 – камера згоряння; 2 – вихідне сопло; 3 – порохові шашки (паливо);
4 – запобіжні ґрати; 5 – запальний пристрій (піропатрон).
Рівномірне горіння палива в ракетних двигунах на твердому паливі є основною вимогою до таких двигунів. Однак виконати цю вимогу досить важко, тому що горіння відбувається досить інтенсивно і протягом короткого проміжку часу. Велику небезпеку представляє руйнування порохового заряду. При руйнуванні заряду відбувається збільшення його поверхні, що прискорює процес згоряння. Це у свою чергу підвищує температуру, що приводить до ще більш швидкого горіння. Збільшений внаслідок цього тиск може викликати розрив камери. Інша небезпека, пов'язана з руйнуванням заряду, полягає в тому, що незгорілі шматочки порохової шашки, що зруйнувалася, можуть закупорити сопловий отвір, викликати стрибок тиску і привести знову-таки до розриву камери згоряння.
Основний недолік ракетних двигунів на твердому паливі – малий час роботи – усувається з переходом від твердого палива до рідкого, що транспортується в баках літального апарату. В цьому випадку час роботи двигуна визначається запасом палива в баках.
Рідинно-ракетний двигун (рис. 4.17) працює за тим же принципом, що і ракетний двигун на твердому паливі. Відмінність складається лише в тому, що в камеру згоряння рідинного ракетного двигуна через спеціальні форсунки безперервно подаються рідкі компоненти палива (паливо і окислювач).
У камері згоряння паливо і окислювач перемішуються та згорають. Первинне займання паливної суміші проводиться від запального пристрою, якщо компоненти палива не утворять самозаймистої суміші. Продукти згоряння палива, маючи високу температуру (3000 оК і вище) і тиск (до 50-80 кг/см2 і більше), розширюються у вихідному соплі та витікають в атмосферу з дуже великими швидкостями. Сила реакції, що виникає при цьому, при невеликих розмірах двигуна, досягає дуже великих величин.
Рис. 4.17. Принципова схема РРД:
1 – насоси; 2 – камера згоряння; 3 – вихідне сопло;
4 – охолоджуюча оболонка; 5 – запальний пристрій.
Конструктивне виконання ракети з рідинним ракетним двигуном істотно залежить від системи подачі палива в її камеру згоряння. До складу системи подачі палива в камеру згоряння ракети входять три основні частини:
– баки, у яких розміщаються паливо і окислювач;
– агрегат для створення тиску подачі палива;
– гідропневматична система.
Назва системи подачі палива визначається типом агрегату, що створює тиск подачі. В теперішній час використовується газобалонна або насосна системи подачі.
Газобалонна система подачі палива
Одним із найбільш простих способів подачі компонентів палива є витіснення їх з паливних баків нейтральним газом (азотом) або повітрям високого тиску (рис. 4.18).
Рис. 4.18. Схема газобалонної подачі палива в РРД.
Газ високого тиску (250-300 атм), що знаходиться в балоні 1, поступає в газовий редуктор тиску 2, де його тиск знижується до необхідної величини. З редуктора газ надходить в паливні баки 3. Під дією тиску газу компоненти палива витісняються з баків і по трубопроводах поступають в камеру згоряння двигуна 5, розриваючи при запуску встановлені на трубопроводі мембрани 4.
Основний недолік балонної системи полягає в тому, що в ній баки знаходяться під тиском подачі компонентів, внаслідок чого вага баків, які повинні бути дуже міцними, виходить дуже великою. Крім того, балон зі стисненим газом також має вагу і об’єм газу, що витісняє компоненти.
Якщо ємності для компонентів великі, то вага баків, балонів і запасу газу досягає таких великих величин, що використовувати цю систему стає неможливим. Тому газобалонна подача застосовується в рідинних ракетних двигунах з невеликою тягою і малою тривалістю роботи, які в основному використовуються як стартові прискорювачі.
Насосна система подачі
Принципова схема насосної системи подачі наведена на рис. 4.19. Компоненти палива з баків 1 надходять до насосів 2 і далі подаються насосами в камеру згоряння 4. Для приведення насосів у рух служить турбіна 3. Зазвичай турбіна і насоси для обох компонентів палива монтуються на одному валу, і весь такий агрегат називається турбонасосним агрегатом (ТНА), а система подачі з турбонасосним агрегатом називається турбонасосною системою (ТНС).
Рис. 4.19. Схема насосної подачі палива в РРД.
Для приведення в дію турбонасосного агрегату необхідно мати робоче тіло – пар або газ певного тиску. Для отримання такого пару або газу встановлюється парогазогенератор 5. Дуже часто робоче тіло отримують з перекису водню.
У парогазогенераторі під дією каталізатора (перманганати лужних металів: калію, натрію, кальцію) перекис водню розкладається. Парогаз, що утворюється, (О2+Н2О) в пароподібному стані з температурою (400-500)°С і тиском (10-30) кг/см2 надходить в турбіну 3 і приводить її в дію. Перекис водню може подаватися в парогазогенератор як за рахунок стислого нейтрального газу, так і за рахунок насоса, що приводиться в обертання турбіною турбонасосного агрегату. В останньому випадку для запуску турбонасосного агрегату застосовують спеціальний пристрій (пусковий заряд), що забезпечує первісну подачу перекису водню в газогенератор.
Насосну подачу доцільно застосовувати на рідинних ракетних двигунах з великою тягою і великим часом роботи.
Рідинні реактивні двигуни набули поширення в авіаційній і космічній техніці. Завдяки наявності окислювача, ракети з рідинними ракетними двигунами можуть застосовуватися і в безповітряному просторі для здійснення космічних польотів.
Ракети з рідинними ракетними двигунами складніші за ракети на твердому паливі (рис. 4.20).
Рис. 4.20. Принципова схема ракети з РРД.
Ракета з насосною подачею рідкого палива має циліндричний корпус з конічною головною частиною, всередині якого розміщаються корисний вантаж (кабіна екіпажа і пасажирів або бойова частина) і обладнання 6; ракетний двигун 2, що складається з камери згоряння і реактивного сопла; баки з окислювачем 5 і паливом 4; турбонасосний агрегат 3, що забезпечує подачу палива та окислювача в камеру згоряння. На виході з реактивного сопла 1 установлені газодинамічні керма 8, що забезпечують керування ракетою за межами атмосфери. Для забезпечення стійкості й керованості при польоті в щільних шарах атмосфери передбачені стабілізатори 7 і аеродинамічні керма 9. Як рідке паливо застосовуються етиловий спирт або керосин, а як окислювач – рідкий кисень або азотна кислота.
Класифікація ракет різного призначення наведена на рис. 4.21.
Рис. 4.21. Класифікація ракет.