Искусственный спутник земли

Удельный расход топлива современных ракет равен примерно 5 кг/м∙сек, но он может быть снижен до 4,2 кг/м∙сек. Удельный вес двигателей при насосной системе подачи топлива может быть доведен до 1,0 кг/м∙сек. В ракете «Фау-2» удельный расход топлива составлял 4,7 кг/м∙сек, а удельный вес двигателя — 1,15 кг/м∙сек. В первых вариантах высотных ракет «Викинг» удельный вес топлива составлял 4,2 кг/м∙сек, а удельный вес двигателя — 0,95 кг/м∙сек. Дальнейшее улучшение жидкостных ракет вполне возможно. На испытательных стендах в настоящее время достигнут удельный расход топлива, равный 3,3 кг/м∙сек; проектируются ракеты с удельным весом двигателя 0,25 кг/м∙сек. При использовании атомного двигателя его удельный вес может быть снижен до 10^-7 кг/м∙сек.

При проектировании ракеты-носителя ИСЗ особое внимание обращается на ее аэродинамические качества для получения большой конечной скорости ракеты. Правда, с увеличением размеров ракеты уменьшается относительное количество энергии, которое приходится тратить на преодоление сопротивления воздуха.

Однако это обстоятельство не снимает вопроса об уменьшении сопротивления воздуха в целом, и поэтому производятся тщательные исследования по совершенствованию форм корпуса ракет.

При взлете, особенно при прохождении через плотные слои атмосферы, отдельные части ракеты испытывают значительное давление воздуха.

При проектировании формы корпуса ракеты это обстоятельство учитывается таким образом, чтобы давление воздуха на каждую отдельную часть было возможно наименьшим.

Важным вопросом для ракет-носителей является нагрев корпуса вследствие трения о воздух[22], причем этот нагрев тем сильнее, чем выше скорость ракеты. Например, при скорости около 1 км/сек температура может достигнуть 400℃, а при увеличении скорости до орбитальной — 1000℃ и выше. Поэтому стремятся к такой скорости на первом участке полета, чтобы в результате нагрева не нарушилась прочность конструкции ракеты. Характер движения ракеты-носителя таков, что на малых высотах, где плотность воздуха велика, скорость ракеты еще незначительна, и корпус ракеты не успевает нагреться. По мере нарастания скорости до орбитальной ракета достигает больших высот с сильно разреженной атмосферой, где нагрев корпуса от трения о воздух уже не может быть большим.

Мы указывали, что в будущем космические корабли, предназначенные для полета на Луну или планеты солнечной системы, могут отправляться со специальных космических станций, практически находящихся за пределами атмосферы. Если такие космические корабли будут собираться на этих станциях, то их форма, в смысле аэродинамических качеств, значения иметь не будет, так как они в полете не будут испытывать никакого сопротивления.

Мы много раз подчеркивали, какое значение имеет вес ракеты. Поэтому при разработке конструкции ракеты-носителя ИСЗ конструкторы проектируют ее таким образом, чтобы каждая отдельная деталь, каждый винтик имел минимальный вес. Особое значение приобретает при этом создание новых легких и прочных материалов.

2. Разновидности ракет-носителей ИСЗ и основные их характеристики

Раньше упоминалось, что забросить спутник на орбиту могут только многоступенчатые ракеты. (Вероятнее всего трех- или четырехступенчатые). Такая конструкция может быть осуществлена по-разному: во-первых, это могут быть три последовательно соединенные ракеты (рис. 15), причем первая ступень будет самой большой как по размерам, так и по весу, а последняя — самой малой; во-вторых, это может быть несколько ракет, последовательно соединенных между собою, но хвостовая часть каждой из них будет заходить в носовую часть следующей ступени ракеты (см. рис. 16); в-третьих, ступени могут быть заключены одна в другой, как бы надеты друг на друга (см. рис. 17), наконец, в-четвертых, многоступенчатая ракета может представлять собой обойму из отдельных ракет, расположенных рядом друг с другом.

Рис. 15. Многоступенчатая ракета-носитель ИСЗ с последовательным расположением ступеней:

1 — полезная нагрузка; 2 — управление; 3 — третья ступень; 4 — вторая ступень; 5 — первая ступень

Рис. 16. Ракета-носитель ИСЗ с заходящими друг в друга ступенями

Рис. 17. Ракета-носитель ИСЗ с встроенными друг в друга ступенями:

1 — третья ступень ракеты; 2 — вторая ступень ракеты; 3 — первая ступень ракеты