А.2. Некоторые элементы ракетной техники

Для всех двигателей общей характеристикой является удельный расход топлива, который определяется весом топлива в килограммах, расходуемого за час времени для получения килограмма тяги.

Если пойти дальше и рассматривать количество топлива, расходуемого в секунду, что более соответствует быстрому расходу топлива в ракетном двигателе, мы подойдем в конечном итоге к понятию «удельный импульс» («удельная тяга»). Расход топлива и достигнутая тяга имеют общую единицу измерения - килограмм, а удельный импульс топлива, представляющий их отношение, соответственно по сокращении общей единицы измерения будет иметь размерность в секундах. Например, удельная тяга, равная 300 сек, в полной форме выражается, как 300 кг/сек/кг (т. е. 300 кг на срезе сопла тяги от каждого килограмма топлива за секунду горения).

Отсюда становится ясно, что хотя удельная тяга измеряется секундами, она не имеет ничего общего с временем горения. Время горения определяется общим количеством имеющегося на борту ракеты и сгоревшего топлива. Например, если за одну секунду сгорает 225 кг топлива, а удельный импульс топлива составляет 300 сек, то двигатель в каждый момент времени горения развивает тягу 6750 кг. Если запас топлива составляет 30 т, время горения равно 2 мин. Таким образом, в связи с большим расходом топлива во время горения масса ракеты быстро изменяется. Эта убывающая масса ракеты разгоняется за время горения топлива под воздействием постоянной тяги, равной 6750 кг. Соответственно ускорение ракеты будет нарастать не постоянно. Максимальная скорость ракеты, достигаемая в момент выгорания топлива, пропорциональна постоянной тяге двигателей и соответственно пропорциональна удельному импульсу топлива. Если использовать более высококалорийное топливо, удельный импульс которого будет не 300, а 400 сек, то при прочих равных условиях скорость в момент выгорания топлива будет на ¹/₃ большей. По этой причине основной удельный импульс можно считать показателем, характеризующим основные свойства ракеты.

Есть и другая причина считать удельный импульс основной характеристикой ракеты. Если необходимая скорость достигается в момент выгорания топлива, то простым уве­личением удельной тяги можно соответственно уменьшить общий вес ракеты за счет запаса топлива, а следовательно, увеличить полезную нагрузку. Эта зависимость показана на рис. А.1.

В настоящее время ракетная техника располагает химическими топливами, удельный импульс которых, по всей Вероятности, не превышает 300 сек. Следовательно, в соответствии с рис. А.1, более 80% общего веса современных ракет составляет топливо. Термодинамический предел удельного импульса для химических топлив равен 400 сек и достигается при применении в качестве горючего жидкого водорода; для достижения более высокого удельного импульса необходимо применять двигательные установки иного типа. Ядерная двигательная установка может реализовать удельный импульс от 500 до 1500 сек; ионные реактивные двигатели будущего с очень высокой скоростью истечения частиц очень малой массы способны развить удельный импульс от 2000 до 10 000 сек.

. В области двигательных установок, очевидно, необходимо создание высокоэнергетических электроядерных двигателей мегаваттпой мощности. Такая возможность представляется только в далеком будущем. В настоящее время для получения мегаваттной мощности вес установки должен составлять более 10 т.

Предшествующие расчеты касались одноступенчатых ракет. Во многоступенчатых ракетах первые более мощные ступени отделяются после выполнения полезных функций, так как в противном случае их лишний вес будет мешать дальнейшему приращению скорости. Идеальный пример непрерывного ступенчатого принципа работы являет горящая сигарета при условии постоянного удаления пепла. На практике непрерывное отделение израсходованных ступеней потребует, согласованно с расходом топлива уменьшать вес конструкции самих двигателей и топливных баков, но это пока невозможно. В качестве примера значения рассмотрим приведенную ниже таблицу. Из нее следует, что отношение стартового веса ракеты к конечному весу полезной нагрузки уменьшается по мере увеличения числа ступеней при удельной тяге, равной 300 сек, и скорости в момент выгорания топлива, равной второй космической.

Из таблицы видно, что, как только число ступеней превышает четыре, выигрыш будет незначительным, но даже эти незначительные преимущества на практике не реализуются в связи с увеличением веса механизмов разделения ступеней.

Само собой разумеется, что ракеты больших размеров имеют определенные преимущества. Вес некоторых их компонентов (оборудование управления) не зависит от числа ступеней ракеты. Объем топливных баков пропорционален кубу линейных размеров, а их площадь и, следовательно, вес - квадрату линейных размеров.

Может показаться, что существуют другие потенциальные возможности усовершенствования конструкции ракет. В современных ракетах вес топлива примерно в девять раз больше веса конструкции ракеты (без полезной нагрузки). Предположим, что это соотношение можно увеличить до девятнадцати, используя более прочные и более легкие конструкции корпусов, двигателей и топливных баков. Получаемый при этом выигрыш будет эквивалентен увеличению удельного импульса топлива всего на 10% (с 300 до 330 сек). Очевидно, этим наиболее перспективным направлением исследований и разработок в этой области будет повышение мощности двигателей за счет увеличения удельных импульсов топлив.

А.3. Варианты систем

Основываясь на предшествующих доводах и расчетах, рассмотрим возможные пути разработки систем, необходимых для создания, обеспечения и эксплуатации лунных баз. В первом приближении это будет летательный аппарат, стартующий с Земли, совершающий посадку на Луну, снова стартующий с Луны и возвращающийся на Землю с полезным грузом.

Разбив эту систему на части, предположим прежде всего, что задача состоит в том, чтобы доставить с Земли на Луну один килограмм полезной нагрузки. Для этого можно использовать четырехступенчатую ракету, последняя ступень которой будет тормозной ступенью для обеспечения мягкой посадки на Луну. Сначала установим величину необходимого потенциала скорости ракеты для выполнения первой половины полета. Потенциал скорости равен максимальной скорости, достижимой при полном сгорании топлива. Поскольку четвертая ступень является тормозной, то ее топливо в данном случае в расчет не входит. Ниже приводятся примерные величины скоростей (в м/сек), достижимые на определенных этапах полета, которые в сумме дадут потенциал скорости.

Скорость преодоления силы земного притяжения (или вторую космическую скорость) можно рассматривать как скорость, которую достигает объект, падающий с очень далекого расстояния на поверхность Земли в условиях увеличивающейся силы земного притяжения. Полет ракеты к Луне по существу можно считать обратным такому падению. Затем, если ракета запускается в восточном направлении, то в зависимости от широты места старта получаем прирост скорости примерно 300 м/сек за счет вращения Земли. За период горения топлива ракета должна в процессе разгона преодолевать силу земного притяжения и сопротивление атмосферы. Обе эти слагающие потенциала скорости взаимосвязаны. Одна из них изменяется за счет другой в зависимости от угла наклона траектории при полете в атмосфере, но в сумме они составляют 1200 м/сек. И наконец, последняя, четвертая, ступень должна развить при торможении скорость 2440 м/сек, что соответствует скорости, необходимой для преодоления силы лунного тяготения. Для четырехступенчатой ракеты с такими скоростными характеристиками соотношение стартового веса и веса полезной нагрузки (для мягкой посадки на Луне) составляет 450 кг при удельной тяге, равной 300 сек.

Вторая часть поставленной задачи заключается в возвращении на Землю полезной нагрузки. Это означает, что трехступенчатая ракета, включающая в себя и то, что осталось от тормозной четвертой ступени, должна стартовать с Луны на Землю. Потенциал скоростей, необходимый для выполнения этой задачи, должен быть равен примерно 5500 м/сек, из которых 2440 м/сек составляет скорость, необходимая для преодоления силы лунного тяготения, остальная часть потенциала скоростей необходима для замедления ракеты от второй до первой космической скорости, которая гасится за счет торможения в атмосфере при посадке на Землю.

На этом этапе требования к теплорассеивающим материалам возрастают. На Луне отношение стартового веса ракеты к полезной нагрузке достигает 11 кг. Поэтому для возвращения на Землю полезной нагрузки весом 1 кг вес полезной нагрузки, доставленной на Луну, должен составлять 11 кг. Следовательно, общий вес ракеты, необходимый для возвращения с Луны полезной нагрузки в 1 кг, равен произведению стартового веса ракеты на Земле на стартовый вес ракеты на Луне, т. е. он составляет 1100 кг. Если же задача состоит в доставке на Луну и возвращении на Землю полезного груза весом в одну тонну (что соответствует полезному грузу, состоящему из небольшого экипажа и обо­рудования, необходимого для жизнеобеспечения), общий вес ракеты, стартующей с Земли, должен составлять 11 000 т, это будет громадная ракета.

Теперь предположим, что на Луне имеется горючее и после прилунения ракету можно заправить местным горючим. В этом случае для выполнения той же задачи (доставки туда и обратно полезного груза весом в одну тонну) общий вес ракеты, стартующей с Земли, должен составлять только 2000 т. Такая экономия показывает, что при проведении анализа систем, предназначенных для создания лунных баз, следует серьезно рассматривать вопрос транспортировки на Луну оборудования для добычи и производства там горючего.

Время полета к Луне в большой степени зависит от потенциала скорости, что можно видеть из таблицы.

Эти расчеты произведены исходя из условий жесткой посадки на Луне, что может быть допустимо для некоторых видов грузов ракет. Для пилотируемого космического корабля, чем больше время полета, тем большие требования предъявляются к оборудованию жизнеобеспечения, тем большая метеорная и радиационная опасность. Но сокра­щение времени полета требует более высокой максимальной скорости и соответственно увеличения стартового веса ракеты. Все эти факторы также должны быть учтены в анализеПриведенные расчеты не только приблизительны, но и недостаточны для уяснения всей проблемы. Рассмотрим для примера задачу наведения ракеты с Земли на видимую сторону Луны. Требования к точности очень высоки. Ошибка не должна превышать 12 м/сек по скорости и ¹/₄, градуса по углу. Очевидно, что в расчетах следует предусмотреть увеличение веса топлива, а следовательно, и общего веса ракеты, необходимого для коррекции траектории полета с помощью верньерных двигателей. Напомним, что величина промаха американского космического аппарата «Пионер IV», запущенного в сторону Луны, составляла 60 000 км.

Как уже говорилось, мы более подробно рассмотрим схему прямого полета Земля - Луна. Но как часть общего анализа следует разобрать некоторые другие варианты полета. Одним из них является запуск ракет на Луну с околоземной орбитальной платформы и возвращение на эту же платформу. Такая схема запуска показана на рис. А.2. Анализ этой системы будет более сложным, так как он требует всестороннего изучения методов создания таких космических платформ и расчета их стоимости.

Третья из возможных систем подразумевает создание двух платформ - одной на околоземной орбите, второй на окололунной орбите. В этом случае для полетов на платформы (как околоземную, так и окололунную) могут использоваться ракеты на химическом топливе[110]. Для полетов с одной платформы на другую будут применяться ракеты с ядерными двигателями. Наличие окололунной платформы упрощает проблему встречи ракет, летящих как с околоземной орбитальной платформы, так и с Луны. Ядерные ракеты будущего с удельным импульсом 1300 сек смогут иметь вес не более 4500 кг. Конечно, всесторонний анализ такой системы очень сложен, а реальные преимущества могут быть достигнуты только тогда, когда создание такой системы будет оправдано долгим сроком эксплуатации лунных баз. Хотя бы только по этой причине срок существования базы, как один из параметров расчета, следует выбрать достаточно большим, чтобы экономические преимущества системы стали очевидными.

Теперь можно просуммировать факторы, приведенные на рис. А.З, характеризующие состояние ракетной техники, которые должны быть учтены в анализе в качестве переменных величин, часть которых зависит от конструктивных особенностей системы.

Предположим, например, что ракеты в будущем будут иметь двигательные установки с более высокими удельными тягами. Реализация этих возможностей зависит, конечно, от уровня развития ракетной техники, который находится в прямой зависимости от уровня расходов на исследования и разработки в этой области. Поскольку в этом случае анализу подвергается динамическая система, в которой ракеты одного поколения будут вытесняться другими, более совершенными, то важно оценить экономические преимущества, достигаемые увеличением темпов исследований и разработок и расходов на них за счет сохранения в серийном производстве уже разработанных ракет.

В каждом поколении ракет имеется ряд расчетных величин, важных для анализа, которые можно варьировать. Например, время полета до Луны, количество людей, составляющих экипаж ракеты, вес несомого каждой ракетой груза. Для любого поколения ракет при любых выбранных технических характеристиках ракеты существует фактор стоимости на единицу, который, как показывает опыт, зависит от общего количества ракет данного поколения в выпускаемой серии. Это, в свою очередь, указывает на необходимость выбора при анализе систем между серийными ракетами и ракетами следующего поколения.

Поиск по сайту: