Главная страница >  Хронология 

Ракетное топливо и масса ракеты

ЗНАЧЕНИЯ ОТНОСИТЕЛЬНЫХ МАСС РАКЕТЫ (ПО ОБЕРТУ) Максимальная скорость ракеты, м/сек Величина относительной массы при эффективной скорости истечения 1000 м/ceк2000 м/cек3000 м/сек4000 м/сек5000 м/сек 5001,641,291,181,131,10 10002,721,641,391,291,22 20007,392,721,941,641,49 300020,004,482,722,111,82 400054,507,393,782,722,22 500014812,25,293,492,72 600040520,07 394,483.32 7000108933,010,255,764,06 8000298754,514,357,394,95 9000806089,620,009,506,0610 0002 103148,727,9512,207,39 11 0006.104243,539,0015,759,02 12 00016,3.104402,054,6020,0011,00 13 00044,4.104662,076,1025,8013,47 14 00012.1051091,0106,3033,2016,42 1500032,9 . 1051805,0148,7042,7020,00

РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО, МАССА РАКЕТЫ И ТРАЕКТОРИИ ПОЛЕТОВ

ОТНОСИТЕЛЬНАЯ МАССА МНОГОСТУПЕНЧАТОЙ РАКЕТЫ

Примечание. Значения относительных масс определены по формуле (см ранее).

где М0 / М1 - идеальная относительная масса трехступенчатой ракеты; M'0 / M'1 - относительная масса ракеты первой ступени; M"0 / M 1 - относительная масса ракеты второй ступени; M '0 / M'''1 - относительная масса ракеты третьей ступени.

Идеальная относительная масса трехступенчатой ракеты может быть определена из выражения

где V3 - скорость третьей ступени трехступенчатой ракеты; V', V'', V''' - скорости, сообщенные ракете двигателями каждой ступени соответственно.

Скорость третьей ступени трехступенчатой ракеты определяется как сумма скоростей, сообщенных двигателем каждой ступени:

Идеальная относительная масса рассматриваемой трехступенчатой ракеты будет равна:

Пример. Допустим, что относительные массы каждой ракеты, составляющей трехступенчатую ракету, равны и составляют 4, Также примем, что конечная масса М1 каждой ступени равна начальной массе М0 следующей ступени. Конечная масса третьей ступени М'''1 = 1 т. Массы ракет, составляющих трехступенчатую ракету, представлены ниже: СтупеньМассы М0M1 Первая ступень22432 Вторая ступень284 Третья ступень41

ХАРАКТЕРИСТИКИ РАКЕТНЫХ ТОПЛИВ ПО ЗЕНГЕРУ Горючее Теоретические скорости истечения, м/сек * Окислители: перекись водородаазотная кислотакислородозонфтор Водород 4630 / 3990 4570 / 4210 5640 / 5210 6095 / 5710 6500 / 6300 Октан 4190 / 3690 3810 / 3600 4610 / 4450 5090 / 4930 4920 / 4820 Углерод 3860 / 3580 3540 / 3460 4320 / 4245 4790 / 4720 3975 / 3940 Этиловый спирт 3980 / 3580 3700 / 3480 4400 / 4200 4840 / 4650 4750 / 4620 Метиловый спирт 3900 / 3480 3640 / 3360 4245 / 3990 4640 / 4420 4650 / 4480 Анилин 3980 / 3640 3710 / 3550 4470 / 4370 4765 / 4680 4570 / 4490 Виниловый эфир 3990 / 3650 3740 / 3560 4445 / 4320 4890 / 4780 4520 / 4420 Гидразингидрат 3960/ 3530 3760 / 3430 4280 / 3970 4610/ 4330 5610 / 5450

Следовательно, если идеальная относительная масса этой трехступенчатой ракеты равна 64,0, стартовый вес ракеты составляет 224 +28+4, то есть 256 т, а каждая ступень развивает скорость 1,4 с, то скорость третьей ступени будет равна 1,4 + 1,4 + 1,4, то есть 4,2 с. Принимав одинаковую для всех ступеней скорость истечения с = 2100 м/сек, получим окончательную скорость-8820 м/сек, что даже превышает скорость, необходимуи для достижения ракетой космической станции.

Примечание. Максимальная теоретическая скорость истечения может быть достигнута при реакции чистого озона с чистым бериллием - 7310 м/сек . В сравнении с этой смесью все обычные взрывчатые вещества выглядят очень слабыми, их теоретические скорости истечения (м/сек) следующие: Нитроглицерин3880 Нитроцеллюлоза3660 Динамит3300 Двуосновные пороха3240 Пикриновая кислота2600

* - Первое значение — максимальная скорость, второе — минимальная.

Естественно, что ни одна из этих теоретических скоростей истечения не может быть получена в ракетном двигателе из за неполной реакции, теплопотерь и частично из-за того, что теоретические коэффициенты расширения не всегда могут быть достигнуты. Даже хорошо действующий современный ракетный двигатель может развить лишь 50% любой из скоростей, указанных в таблице.

При горении водорода с кислородом, при избытке водорода, скорость истечения может быть следующей (м/сек): 1 кг Н2+ 8 кг О25170 1 кг Н2+ 8 кг О2+ 0,5 кг Н25030 1 кг Н2+ 8 кг O2 + 1,0 кг Н24890 1 кг Н2+ 8 кг О2+ 1,5 кг Н24770 1 кг Н2+ 8 кг О2+ 2,0 кг Н24680 1 кг Н2+ 8 кг О2 + 2,5 кг Н24570 1 кг Н2+ 8 кг О2+ 3,0 кг Н24470

ПРОБЛЕМА «СИНЕРГИИ»

Кроме скорости истечения, очень важной характеристикой топлива или топливной смеси является удельный импульс, или тяга, развиваемая двигателем при сгорании 1 кг топлива в течение 1 сек. Следующее понятие - суммарный импульс, выражающийся произведением тяги на время работы двигателя.

Оберт выразил эту проблему формулой dA /dm = с·v·cos a, показывающей отношение между увеличением энергии ракеты dA и уменьшением ее массы dm. В этой формуле с — эффективная скорость истечения, v — максимальная скорость ракеты и а — угол между направлением движения ракеты и направлением силы тяги.

В любой момент горения топлива в ракетном двигателе часть общей энергии топлива сообщается ракете и часть— истекающим газам. Проблема передачи как можно большей энергии ракете и меньшей истекающим газам была названа профессором Обертом проблемой «синергии», решаемой путем выбора наиболее оптимального движения ракеты. Можно сказать, что понятие «синергия» эквивалентно понятию «коэффициент полезного действия».

Эффективная скорость истечения (с) должна быть максимально большой.

Опираясь на эту формулу, Оберт сделал следующие три вывода:

Чем выше скорость ракеты, тем интенсивнее возрастает ее энергия (dA).

2 Поскольку (cos a) возрастает с уменьшением угла, направление силы тяги и направление движения ракеты должны максимально совпадать.

При отсутствии сопротивления движению ракета должна набирать высоту с максимальным ускорением.

Отсюда вытекают следующие требования, которые должны предъявляться к ракетам:

Горизонтальная составляющая кривой подъема должна быть направлена на восток для использования вращения Земли.

Ракета не должна подниматься вертикально. Теоретически горизонтальный взлет был бы наилучшим, но он невозможен вследствие большого сопротивления воздуха.

Характеристика транспортных космических ракет, предложенных фон Брауном Наименование характеристикВариант ракеты первыйвторой Характеристики первой ступени Тяга двигателя12 800 т2560 т Стартовый вес6400 т1280 т Сухой вес700 т140 т Общий вес трехступенчатой ракеты к концу работы двигателя первой ступени1600 т320 т Вес топлива4800 т960 т Секундный расход топлива (т/сек)55,81 11,15 Эффективная скорость истечения2250 м/сек Продолжительность работы двигателя84 сек Высота отсечки двигателя40 км Скорость ракеты к концу работы двигателя2350 м/сек Горизонтальная дальность к концу работы двигателя50 км Угол наклона траектории к концу20°, 5 Дальность падения первой ступени304 км- Длина первой ступени29 м22,2 м Характеристики второй ступени Тяга двигателя1600 г320 т Стартовый вес900 т180 т Сухой вес70 т14 т Общий вес двух ступеней к концу работы двигателя второй ступени200 т40 т Вес топлива700 т140 т Секундный расход топлива5,6 т/сек1,12 т/сек Эффективная скорость истечения2800 м/сек Продолжительность работы двигателя124 сек Высота к концу работы двигателя64 км Скорость ракеты к концу работы двигателя6420 м/сек Горизонтальная дальность к концу работы двигателя534 км Угол наклона траектории к концу работы двигателя2, 5° Дальность падения второй ступени1459 км- Длина второй ступени14 м16,9 м Диаметр второй ступени20 м7,8 м Характеристики третьей ступени Тяга двигателя200 т40 т Стартовый вес130 т26 т Сухой вес без полезной нагрузки22 т2,1 т Сухой вес с полезной нагрузкой и резервом топлива78,5 т15,7 т Вес топлива для подъема51,5 т10,3 т Секундный расход топлива702 кг/сек141 кг/сек Эффективная скорость истечения2800 м/сек Время работы двигателя73 сек Высота конца активного участка траектории102 км Скорость в конце активного участка траектории8260 м/сек Горизонтальная дальность конца активного участка траектории1054 км Угол наклона траектории в конце активного участка0° Длина третьей ступени15 м2,9 м (без головной части, с грузом)

Этим условиям при наличии сопротивления воздуха наилучшим образом отвечает «синергическая» кривая, рассмотренная нами в главе XI.

Необходимые характеристики для осуществления маневра ракеты на орбите Наименование характеристикВариант ракеты первыйвторой Тяга двигателя200 т40 т Продолжительность работы двигателя17сек Вес третьей ступени к моменту выхода на орбиту космической станции78, 5 т15,7 т Вес третьей ступени после достижения орбитальной скорости космической станции66,6т13,3 т Грузоподъемность космического корабля (третьей ступени)25 т10 т

Эти характеристики обеспечивают выход третьей ступени на орбиту космической станции, удаленной от Земли на 1730 км и имеющей период обращения 2 часа. Для того чтобы космический корабль приравнял свою скорость к орбитальной скорости космической станции, составляющей 7,07 км/сек, необходимо увеличить его скорость еще на 460 м/сек.

Понижение скорости, необходимое для схода с орбиты космической станции и выхода на эллиптическую орбиту для входа в атмосферу, должно составлять 480 м/сек.

Необходимые характеристики для возвращения ракеты на Землю Наименование характеристикВариант ракеты первыйвторой Начальный вес32,2 т11,2 т Посадочный вес27 т9,4 т Тяга двигателя100 т1,0 т Общий расход топлива5,2 т1,8 т Время работы двигателя14,8 сек515 сек Секундный расход топлива351 кг/сек3,5 кг/сек Площадь крыльев368 кв. м129 кв. м Размах крыльев52 м25,4 м Посадочная скорость105 км/час Длина ракеты15 м13 м

* - Доктор Гоманн принял условно, что ракеты стартуют с Луны и что там есть запас топлива. Конечный вес космического корабля во всех случаях равен 6 т.

Варианты межпланетных полетов по Гоманну * Варианты полетовПродолжительность полета в суткахНачальная масса, m для скоростей истечения (м/сек) 30004000500010000 Земля- Луна4142036015331 Луна—Земля31512108 Луна-Венера1461236846,524 Луна—Марс25878027814244 Венера -Земля146251069027664 Марс-Земля25838218211041 Луна—Венера (с облетом)—Земля762106042324492 Луна — Марс (с облетом)—Земля9711720630352116 Луна — орбита Марса — орбита Венеры — Земля546122044624580 Луна—Венера—Земля**7621870601299101 Луна—Марс—Земля**9712432790410125


** - На планету (Венеру или Марс) с корабля опускается посадочная ракета с конечным весом 1 т и одним пассажиром, а сам корабль становится на время спутником данной планеты.





Далее:
КОСМОС НАЧИНАЕТСЯ... В АТМОСФЕРЕ.
Стромский И.В. «Космические порты мира».
.
Приложение.
Общие экономические перспективы.
Ускорение.
Гибель «Челленджера».
ОБЩЕЕВРОПЕЙСКИЙ НОСИТЕЛЬ - ОТ «ЕВРОПЫ» к «АРИАНУ».
Ю.Кондратюк «Завоевание межпланетных пространств».


Главная страница >  Хронология