Введение

В прошлой части были по верхам сформулированы фундаментальные и общие законы физики, а также принципы, на которых основано ракетное движение и функционирование ракеты. В этой части я попробую конкретизировать, как они отражаются в устройстве ракеты.
Речь будет идти преимущественно про управляемые баллистические ракеты боевого назначения, но очень многие принципы и детали являются общими для широкого круга различных ракет.

Стоит вспомнить базовые понятия из предыдущей части:

Ракета – это летательный аппарат, приводимый в движение реактивным двигателем. Реактивный двигатель создаёт тягу за счет отбрасывания массы рабочего тела. Ракетный двигатель является подвидом реактивного, и отличается от него использованием только внутрибортовых запасов рабочего тела для создания тяги, тогда как, например, воздушно-реактивные также используют для работы забортный воздух. Именно это отличие позволяет ракетному двигателю работать в безвоздушном пространстве. Рабочее тело – вещество, за счёт отбрасывания которого возникает реактивная тяга.

Баллистическая ракета – это такая ракета, которая, после разгона на сравнительно коротком активном участке полёта (АУТ), большую часть полёта до цели совершает по невозмущенной баллистической траектории, «арке», – пассивном участке траектории (ПУТ).

Ракета с жидкостной двигательной установкой

Начну с представления некой общей абстрактной схемы одноступенчатой баллистической ракеты с жидкостным ракетным двигателем (ЖРД). Данный летательный аппарат состоит из последовательно-расположенных элементов: головной части ГЧ с полезной нагрузкой (в данном случае неотделяемая боевая часть БЧ), приборного отсека ПО, в котором располагается система управления СУ, топливного отсека ТО и хвостового отсека ХО с жидкостным ракетным двигателем ЖРД. В состав топливного отсека входят бак окислителя БО, межбаковый (сухой, т.е. без топлива) отсек МО, бак горючего БГ. В общем случае некоторые отсеки могут пропадать или же появляться отдельные специфичные, это рассмотрим как-нибудь потом.

К слову, можно заметить, что, даже для простой одноступенчатой (а, следовательно, и не большой дальности) ракеты, большую часть объёма занимает топливо. Для не знакомых с ракетной тематикой людей это порой неожиданное открытие.

С боевой частью всё в принципе понятно.

В приборном отсеке располагаются основные элементы системы управления. Вообще говоря, приборный отсек может располагаться в разных местах: как на условной ракете с рисунка прямо за БЧ, в межбаковом отсеке, иногда у хвостового отсека над агрегатами двигателя.

В хвостовом отсеке располагаются преимущественно агрегаты двигательной установки. Также зачастую ракета «стоит» задним торцом ХО на стартовом устройстве перед полётом.

Система управления (СУ) состоит из измерительных органов, системы обработки информации и выработки ответного сигнала, и систем доведения сигнала до органов управления ракеты. Совокупность измерительных органов и системы анализа поступающей с них информации для получения линейных и угловых координат и скоростей называется навигационной системой.

Про органы управления поговорим как-нибудь потом, но пока можно сказать, что, чаще всего, это либо отклоняемые аэродинамические поверхности (рули), либо тот или иной способ изменения направления тяги двигателя.

Ключевая задача баллистической ракеты – доставить с определённой точностью полезную нагрузку ПН (в нашем случае БЧ) на дальность вплоть до максимальной. Для этого, как было описано в предыдущей части, надо разогнать ПН до необходимой скорости и доставить на определённую высоту с конкретным углом бросания.

Жидкостная двигательная установка

Разгон ракеты осуществляет двигательная установка, состоящая из (в данном случае) жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) и системы подачи топлива (в которую входят и топливные баки). При этом, как правило, в состав многих ЖРД также принято включать как минимум существенную часть системы подачи. Такая вот конфликтность терминологии и ГОСТов.

ЖРД включает в себя одну (как в нашем случае) или несколько камер двигателя. Система подачи обеспечивает подачу окислителя и горючего в камеры двигателя под некоторым необходимым давлением. Конкретное устройство различных систем подачи пока оставим на потом.

Регулированием поступления жидких компонентов топлива обеспечивается управление двигателем. Для снижения тяги (дросселирования) поступление жидкого топлива уменьшают, для форсирования увеличивают, для полного выключения (отсечки) прекращают. Это можно обеспечить достаточно простыми механизмами, как например расходные шайбы и дроссели.

Каждая камера двигателя состоит из форсуночной головки, которая обеспечивает распыление топлива; камеры сгорания, которая обеспечивает перемешивание и сгорание топлива, и сопла Лаваля, которое обеспечивает разгон и истечение продуктов сгорания.

Тут же пора обговорить ещё один вопрос – что такое удельный импульс и как он связан со скоростью истечения. В книге “Основы техники ракетного полета” [1] Феодосьев предлагает умеренно-оригинальный способ вывода соотношения: берётся система из ракеты с двигателем, выбрасывающим продукты сгорания. Затем вводится статическая составляющая давления атмосферы P, которая равномерно действует по поверхности ракеты. Подчёркивается, что это, в какой-то степени, «фиктивное» давление, а реальное (неравномерное) распределение давлений по корпусу летящей ракеты предлагается считать результатом чисто-аэродинамического взаимодействия и вычислять, и учитывать отдельно.

По срезу сопла от системы отсекаются оставшиеся продукты сгорания, оставляя только ракету. По законам механики, при рассечении системы необходимо заменить тела соответствующими силовыми взаимодействиями – получается давление Pa (давление на срезе сопла, расчётное из термодинамики самого двигателя как отдельного узла) по всему срезу сопла.

Можно видеть, что должна возникнуть действующая вдоль ракеты сила Sa·Pa. Но в то же время на срез сопла не действует атмосферное давление (ведь раньше оно было закрыто факелом продуктов сгорания). Получается, есть нескомпенсированная составляющая от давления с другой (носовой) стороны ракеты. Из простейшей физики можно доказать, что проекция сил давления на направление не зависит от формы, а зависит только от давления и площади проекции – получается сила Sa·P, действующая в противоположном направлении. Для обобщения формулы будем писать атмосферное давление как барометрическое Ph, зависящее от текущей высоты.

В итоге получаем скорректированный вид формулы (из первой части цикла) для реактивной тяги двигателя:

Для более удобного использования вводится другая величина, удельный импульс Isp (м/с), равная отношению тяги к массовому расходу. Получается:

Выведенное соотношение, в адекватных условиях, верно для любых ракетных двигателей, не только жидкостных и не только химических.

Удельный импульс – одна из важнейших характеристик двигателя, мера эффективности использования топлива, по которой ведут их сравнения.

При этом, т.к. тяга зависела от атмосферного давления, получаем что удельный импульс зависит от высоты работы двигателя. Вводятся понятия об удельном импульсе и тяге на уровне моря (обычно сверху или снизу добавляется индекс 0), и в безвоздушном пространстве (или пустотный, индекс п или ∞ соответственно). Разница между параметрами на уровне моря и пустотными может составлять 10-30%.

К слову, важное дополнение. В разных местах можно встретить написание удельного импульса в двух разных единицах измерения – метрах в секунду м/с и секундах с. Откуда возникло это разделение? Первое является удельным импульсом тяги двигателя, а второе удельной тягой или (просто) удельным импульсом, и правильно для ЖРД (по ГОСТу) использовать только метры в секунду. Различия несущественные – одно (удельный импульс тяги) делит тягу на массовый расход (в кг), а второе (удельная тяга) на весовой расход (в килограмм-силах). В конечном итоге, численно получается разница в 9,81 раз, думаю, понятно откуда. К примеру 3000 м/с равноценно 305,8 с.

Ожидаемо, длинная фраза «удельный импульс тяги» в обиходе сократилась до просто «удельный импульс». И в то же время работало ещё два фактора: 1) человеку просто комфортнее и удобнее оперировать трёхзначными (для абсолютного большинства реальных двигателей) числами вместо четырёхзначных; 2) на западе, из-за необходимости увязывать метрическую систему континентальной Европы (и бывших немецких инженеров в частности) с имперской почти сразу закрепилась мера в секундах.

В конечном итоге, и термины смешались, и их употребления на практике вышли из обозначенных ранее рамок. Преподаватель ВУЗа, разумеется, будет «пытать» студента на эту тему, но в реальности даже в контексте жидкостных двигателей реальные инженеры нередко оперируют секундами, а для твердотопливных так это скорее стандарт.

Об аэродинамической устойчивости

На показанных ранее схемах ракет всегда были довольно массивные аэродинамические поверхности. Возможное объяснение из KSP, что это необходимо для обеспечения статической аэродинамической устойчивости в полёте (т.е. такого состояния, когда ракета, подобно дротику из дартса или воланчику, сама стремится сориентироваться по направлению движения), хоть формально и верно, но проистекает из неправильной логики.

Центр давлений – точка приложения аэродинамических сил к ракете. В верхнем случае сила будто грузик на подвесе вокруг центра масс стабилизирует ракету, и после малого отклонения она (ракета) возвращается в исходное положение. В среднем случае аэродинамические силы не влияют на положение ракеты, а в нижнем дестабилизируют его. В конечном итоге, когда центр давления позади центра масс, ракета статически-устойчива. Это достигается размещением стабилизаторов внизу ракеты.

Если же взглянуть на большую часть современных крупных (и боевых, и гражданских) ракет, то можно заметить, что почти все из них не будут иметь сколько-нибудь крупных аэродинамических поверхностей.

Ответ на кажущееся противоречие прост – реальные современные ракеты статически-неустойчивы, а стабильный полёт достигается активной работой органами управления (не только и не столько аэродинамическими), которые непрерывно парируют мельчайшие возникающие отклонения от заданной траектории.

Так почему же на нарисованных выше и реальных ранних ракетах нельзя было так же?

После окончания АУТ ракета с неотделяемой головной частью продолжает двигаться единым целым вплоть до самого конца траектории. При этом в безвоздушном пространстве уже не производится управление ориентацией ракеты, т.к. аэродинамические поверхности не эффективны, а маршевая ДУ не работает – ракета неконтролируемо вращается вокруг всех осей. Если продолжать полёт так до самого конца, то ракета будет испытывать огромные боковые нагрузки на тонкие стенки корпусов отсеков и баков в атмосфере. Такие нагрузки крайне пагубны для тонких оболочек. Подобно тому как смять пустую (и не закрытую) пластиковую бутылку (а именно на это более всего похожа ракета в конце полёта) гораздо проще давя на её боковые поверхности, чем вертикально вдоль её оси симметрии, так и на ракету будут действовать неблагоприятные для конструкции усилия.

Какие из этого выводы? Нужно либо игнорировать разрушение корпуса, либо его предотвратить. При неконтролируемом разрушении корпуса ракеты есть возможность что будет повреждена полезная нагрузка, а саму ракету забросит совсем уж далеко (сверх и так большой зоны разброса из-за «болтанки» ракеты при спуске). Это всё не нерешаемые вообще, но далеко не элементарные задачи. Значит надо бороться.

Можно укрепить стенки ракеты настолько, чтобы она не разрушалась даже от входа боком, используя большее число силовых элементов и/или увеличив толщину стенок. Это, конечно, возможно, и даже порой получается просто по ходу дела (например, самодельные ракеты разного рода повстанцев из толстостенных газовых баллонов), но крайне существенно утяжеляет ракету. К тому же опять пострадает точность.

Наконец можно сделать ракету статически устойчивой. Тогда аэродинамика сама сориентирует ракету наиболее благоприятным в плане нагружений способом. Однако это тоже не бесплатный вариант: придётся делать те самые массивные стабилизаторы, а сам корпус ракеты укреплять для входа в атмосферу, который жёстче, чем выход из неё на старте. Последнее обусловлено тем, что на старте ракета сперва медленно разгоняется в плотных слоях атмосферы и летит с высокой скоростью уже в разряженных слоях. При спуске же она «ударяется» об плотные слои с высокой скоростью.

Итак, стабилизаторы нужны были из-за неотделяемых головных частей и необходимости доставить всю ракету в целости до поверхности.

Это же и приводит к первой мысли о пути оптимизации ракеты – избавить её от «лишнего» груза в виде утяжелённой конструкции и массивных стабилизаторов, перейдя на отделяемую головную часть. Такой ракете достаточно пролететь активный участок, а затем отделить уже пассивно-стабилизируемую головную часть с БЧ. Таким образом появляется боевой блок (ББ) – автономная совокупность боевой части и (статически-стабильного) прочного корпуса с тепловой защитой, отделяющаяся от ракеты после окончания АУТ.

Ракета с твердотопливной двигательной установкой

Рассмотрим теперь твердотопливную одноступенчатую ракету с отделяемой головной частью.

Ключевые отличия ракетного двигателя твёрдого топлива (РДТТ) от жидкостного состоят в том, что, вместо подачи жидких компонентов для их сгорания в КС, используется твёрдый, способный к горению состав, заложенный внутри де-факто одной большой камеры сгорания. Из-за этого присутствует и специфичный механизм горения – вещество шашки непрерывно слоями испаряется и вступает в процесс горения. Это происходит до полного выгорания заряда или до падения давления в КС ниже необходимого для стабильного горения.

Принципиальные отличие РДТТ от ЖРД состоят в том, что топливо в течение всего времени работы двигателя находится в его корпусе, и возможность регулирования тяги воздействием на топливо практически отсутствует. Одновременно с этим сами процессы в камере сгорания РДТТ сложнее и имеют обратные связи. При этом двигательная установка составляет большую часть массы ракеты, и является основой её конструкции, что заставляет неразрывно связывать их разработку.

В остальном РДТТ подобен другим ракетным двигателям и точно так же использует сопло Лаваля (его несложно разглядеть на рисунке) для обеспечения высокой скорости истечения продуктов сгорания.

Твёрдое топливо обладает рядом качественных преимуществ перед жидким топливом:

• отсутствием необходимости процедур заправки и обслуживания топлива вообще (внутри срока хранения), и, как следствие, высокой постоянной готовностью к пуску;
• большей средней плотностью;
• простой и, следовательно, дешёвой и надёжной конструкцией двигателя.

Однако есть и недостатки:

• большая цена в сравнении с обычными сочетаниями жидкого;
• ограниченный срок хранения топлива;
• чувствительность к начальной температуре заряда;
• обычно меньший удельный импульс;
• сложность влияния на процесс горения и, как следствие, сложностью регулирования тяги.

Жидкостные и твердотопливные (оба химические) ракетные двигатели на данный момент являются двумя основными видами двигателей всех баллистических ракет. Более подробно конкретные проявления их соперничества рассмотрим позже. В целом, двигательным установкам стоит уделить отдельную статью, а скорее несколько.

Массовые характеристики

Возвращаясь к ракете в целом, масса ракеты складывается из массы БЧ/ББ (в нашем случае это же и полезная нагрузка ракеты ПН), массы СУ, массы баков, массы двигательной установки ДУ, массы прочих отсеков (по наличию хвостовой, межбаковый, переходный/соединительный; последний на нашей ракете представлен оболочкой приборного отсека) и массы топлива. Если исключить из массы полезную нагрузку, то получим массу самого ракетного блока (важна для оценки его совершенства и оценке возможностей при изменении массы ПН).

Как можно видеть из формул, ракетный блок – это совокупность всей ракеты без полезной нагрузки. Строго говоря СУ, а следовательно, и её масса, не всегда входят в состав ракетного блока.

Нельзя продолжить дальше, не описав численные показатели массового совершенства ракеты.
Сперва по Феодосьеву. Он вводит параметр относительной массы ракеты µ (и его конечное значение µк):

Естественным образом получается другая форма записи формулы Циолковского

Также вводится коэффициент массового (весового) совершенства α

Если µ – мера эффективности (или запаса энергии) ракеты в конкретной комплектности (т.е. сильно завязана на массе полезного груза), то α – мера эффективности самого ракетного блока. Можно увидеть это переписав формулу Циолковского с использованием этого коэффициента.

Для боевых твердотопливных ракет сложились очень похожие по смыслу, но отличные по формулировкам значения. Так µ стал относительным запасом топлива, т.е. фактически µ «военное» равняется единица минус µ конечное «гражданское».

И подобная трансформация произошла с коэффициентом α, теперь он привязывается к массе топлива.

В дальнейшем я буду уточнять какое из определений буду использовать, если это будет важно для контекста.

Также нередко (особенно в сравнениях разных ракет) вводят понятие об относительной массе полезной нагрузки µпн. Фактически, это обобщённый показатель энергомассового совершенства всей ракеты при прочих равных.

Он применяется в контексте сравнения и космических ракет-носителей, и боевых баллистических ракет.

Выводы

В данной части мы рассмотрели компоновки и составные узлы простейших одноступенчатых ракет, обговорили что такое жидкостной и твердотопливный ракетный двигатель и в самых общих чертах рассмотрели, как они устроены. Также мы ознакомились с понятиями удельного импульса, аэродинамической устойчивости, массовых и энергетических характеристик одноступенчатых ракет.

В следующей части перейдём к рассмотрению общего устройства и особенностей многоступенчатых ракет.

Автор: Антон Серебров.
Эксперт/редактор: Падалка Максим

Подписаться на рассылку

• По каким законам и почему давление жидкости распределяется так
• Плотина Гувера
• Близнецы парового века. Падун и завершение истории
• ПротеОМика — мантра биохимика, или история о том как белки управляют нами
• Близнецы парового века. Ангара