<<
>>

2. ОСНОВЫ ДИНАМИКИ МЕЖПЛАНЕТНОГО КОРАБЛЯ

Как уже известно, для того чтобы ракета смогла преодолеть силу земного тяготения и улететь -в мировое пространство, она должна развить скорость 11 200 м/сек.

В 1903 г. Циолковский впервые доказал, что скорость полета ракетного корабля зависит от скорости извержения отработанных газов и отношения начального веса корабля к конечному, так называемого отношения масс.

Вели обозначить буквой V скорость ракеты, а буквой С —■ постоянную скорость истечения газов из сопла двигателя, то формула, выведенная Циолковским, примет следующий вид: V = 2,3 С lg , где Мн— масса ракеты

в момент старта (начальная масса), а Мк — масса ракеты при полностью израсходованном топливе (конечная масса).

В дальнейшём отношение масс ракетного корабля обозначается буквой R.

График формулы Циолковского, помещенный на стр. 17, наглядно показывает, что скорость ракеты в кон-

О 2000 4000 6000 8000 ЮСОО 1СЛ00 15QCO 1Ыл.О

Скорость истечения газов; в м/сек

Зависимость скорости ракеты от скорости истечения газов и

отношения масс. Пунктирная линия соответствует скорости отрыва на поверхности Земли

це работы двигателя будет тем больше, чем больше скорость истечения газов и отношение начального веса ракеты к весу ракеты к концу расходования топлива.

Рассматривая график, можно убедиться, что для получения максимальной скорости ракеты в конце работы двигателя гораздо выгоднее увеличивать скорость истечения газов, чем отношения масс, т. е. запас топлива.

Остановимся на таком примере. Современная ракета развивает скорость полета до 2500 м/сек при скорости истечения газов 2000 м/сек и отношении масс, равном 3,5.

Для увеличения скорости полета этой ракеты в 2 раза, т.

е. до 5000 м/сек, необходимо повысить скорость истечения газов только в 2 раза, до 4000 м/сек. А для такого же увеличения скорости ракеты без изменения скорости истечения газов требуется увеличение отношения масс в 3,5 раза, до R — 12.

Очевидно наиболее рациональным способом повышения конечной скорости ракеты является увеличение скорости истечения продуктов сгорания топлива.

*

Скорость истечения газов в значительной степени зависит от физических и химических свойств ракетного топлива.

Оно, как правило, состоит из смеси двух жидких веществ: горючего, в качестве которого могут применяться различные углеводороды (бензин, керосин), спирты и жидкий водород, и окислителя, которым обычно бывают или различные кислородосодержащие соединения (перекись водорода, азотная кислота), или жидкий кислород.

Лучшим ТОПЛИВЮМ, дающим наибольшую скорость истечения, является смесь жидкого кислорода с жидким водородом. Однако эта смесь имеет очень низкий по сравнению с другими смесями удельный вес. Для ее хранения в ракете потребуются огромные резервуары, в три раза большие, чем для кислородно-спиртовой смеси. Увеличение веса топливных резервуаров и уменьшение отношения масс повлекут за собой уменьшение конечной скорости полета ракеты. Поэтому при выборе топливной смеси нужно учитывать не только ее тепловые качества, но и удельный вес.

Циолковский предвидел применение в ракетных двигателях так называемых эндотермических окислителей, которые, выделяя при своем разложении кислород и большое количество тепла, способствуют увеличению скорости истечения.

В современной ракетной технике уже нашло широкое применение одно из таких эндотермических соединений— перекись водорода, один килограмм которой способен при разложении на кислород и водяной пар выделить около 360 кал. тепла.

Еще более высокими энергетическими качествами обладает другое эндотермическое вещество, предложенное Циолковским в 1914 г. — озон, молекулы которого состоят из трех атомов кислорода. Он превосходит по своим тепловым качествам все окислители, так как при разложении его молекул на обычные двухатомные выделяется дополнительное тепло.

Скорость истечения продуктов реакции смеси толуола с озоном почти на 300 м/сек большая, чем смеси толуола с кислородом.

В настоящее время проводятся энергичные исследования в области изыскания новых видов топлива, дающих еще более высокие скорости истечения.

Для этой цели весьма перспективно применение твердых веществ в качестве добавок к обычным топливам. Опыты показали, что в результате окисления твердых добавок выделяется большое количество тепла, которое способствует увеличению скорости истечения газов. Так, например, добавка 10% бериллия к смеси керосина и азотной кислоты увеличивает скорость истечения газов более чем на 30% (табл. 2).

Таблица 2

Влияние твердых присадок на скорость истечения продуктов

сгорания

1 Топливо

1

Теплопро-

изводи-

дельность,

ккал/кг

I Увеличение скорости истечения в процентах
Керосин + азотная кислота . . . Керосин + азотная кислота + 3,6% 1440 -
бериллия ...............................................

Керосин + азотная кислота + 7,2%

1790 11,0
бериллия ...............................................

Керосин + азотная кислота + 10%

2130 21,5
бериллия ............................................... 2480 31,0

Еще лучших результатов можно добиться при использовании чистых металлических топлив. Так, при сжигании бериллия в кислороде теоретическая скорость истечения газов достигает почти 7000 м/сек (табл. 3).

Теоретическая Увеличение
Топливо скорость скорости
истечения, истечения в
м/сек процентах
Водород .....................................................
5100 _
Магний........................................................ 5530 8.3
Алюминий.................................................... 5600 9,7
Бериллий ..................................................... 6900 35,3
Таблица 3

Скорости истечения газов при сгорании металлических топлив

в кислороде

id

Огромные перспективы перед человечеством открывает возможность применения в ракетных двигателях энергии распада ядер—атомной энергии. Об этом мечтали космонавты еще на заре развития ракетной техники.

Один из первых исследователей, занимавшийся проблемой межпланетных перелетов, французский ученый Эсно-Пельтри еще в 1913 г. писал: «Межпланетные путешествия будут осуществлены без риска, когда мы будем располагать внутриатомной энергией... Нужно, чтобы все было готово к тому дню, когда физики представят в распоряжение человечества могущественную энергию, существование которой мы предвидим».

Ядерное топливо может освободить лишь часть заключенной в нем энергии, всего около 1%. Но даже и при столь малой эффективности ядерного топлива выделяющаяся энергия чрезвычайно велика: энергия распада 1 кг урана эквивалентна энергии, полученной при сгорании 2000 г угля или при взрыве 20 000 т тола. Однако ядерные превращения имеют весьма досадную особенность: разлетающиеся с огромной скоростью во время распада атомного ядра частицы не могут быть использованы непосредственно для создания реактивного потока материи, движущего ракету.

Объясним это на следующем примере.

Ракета (рис. 6), движение которой создается реакцией вылетающих частиц деления ядер — осколков ядер и нейтронов, может развить значительную скорость полета только в том случае, если поток частиц распада ядер будет достаточно мощным. Однако опыты показали, что средний пробег осколков ядер, образующихся в толще активного металла, даже в воздухе не превышает 25 мм. Следовательно, они будут оставаться в металле и не окажут реактивного воздействия на ракету. Только из тонкого торцового слоя активного металла через сопло будут вылетать осколки ядер и нейтроны. Но количество их окажется настолько малым, что образующаяся реактивная сила не сможет сообщить ракете сколько-нибудь значительного ускорения. Поэтому такой принцип действия атомной ракеты реально не осуществим.

Будущие атомные ракетные двигатели должны иметь, кроме ядерного горючего, еще некоторое количество так

называемой «инертной», т. е. не' способной к ядерным реакциям, массы. Проходя через двигатель, она поглотит выделяемую ядерным топливом энергию, разгонится в сопле и выбросится затем из ракеты, сообщив ей необходимую силу реакции. Количество выбрасываемой инертной массы и скорость струи газов, зависят главным образом от температуры, которую можно допустить в атомном реакторе, и молекулярного веса инертного вещества. Значительное повышение температуры в реакторе (свыше 3000° С) в настоящее время невозможно из-за ограниченной теплостойкости материалов, из которых он может быть изготовлен. Это же в свою очередь, ограничивая скорость, которую выделившаяся энергия может сообщить выбрасываемой в сопло массе инертного вещества, уменьшает эффективность атомного двигателя (табл. 4).

Таблица 4

Скорости истечения газов при использовании атомной энергии и различных рабочих веществ

Молеку

лярный

вес

Скорость истечения газов, м/сек Отношение веса рабочего вещества к весу ядерно- го горючего
Водород (молекулярный) .
.
2 10 250 1 042 000
Гелий.................................... ....... . 4 6^60 2 930 000
Вода (перегретый пар) . . ; 18 3 700 7 600000
Азот (молекулярный) . . . 28 2 720 14 580000
Воздух .......................................... 28,92 2 670 15100 000

Таким образом, скорость реактивной струи в атомнореактивном двигателе, даже при использовании в качестве инертной массы самого легкбго газа — водорода, вряд ли превысит в 10 250 м/сек.

4 Зак, 1443

бднако скорость истечения реййтивйой водородной струи может быть повышена при взлете и на начальном участке пути ракеты в плотных слоях атмосферы. В этом случае струя водорода, прошедшая первую часть двига* теля — атомный реактор, может «дожигаться» при выходе из него за счет использования атмосферного кислорода в качестве окислителя.

Подсчеты показывают, что при термодинамическом способе использования внутриатомной энергии в межпланетном корабле ядерное топливо оказывается всего в два-три раза эффективнее лучших химических топлив (табл. 5).

\ Таблица 5

Отношения масс, необходимые для осуществления межпланетных

перелетов
Отношение масс
Перелет Химическое

топливо

Ядерное

топливо

2100 м сек 4000 м-, сек 6100 mi сек 7000

м/сек

10000

м/сек

15 250 м/сек
Отрыв от Земли . . . 692 26,3 7,7 6,5 3,72 2,37
Земля—Луна—Земля с посадкой на Луне . . 55630 241 36Д 26,3 9,9 4,51
Земля—Марс—Земля с посадкой на Марсе . 69200 1160 82 56,2 16,8 6,36
Земля—Венера—Земля с посадкой на Венере 10580 458 263 50 13,1

Дальнейшее увеличение скорости истечения может быть получено путем применения газообразных веществ с еще меньшим молекулярным весом (например, атомного водорода), а также при условии открытия учеными принципиально новых путей использования ядерной энергии для целей космических сообщений.

$ $

&

Исследования, проведенные многими учеными, показали, что ни одно из существующих химических топлив

Рис. 7. Одна из возможных схем соединения ступеней ракеты

на Земле не заключает в себе количество энергии, необходимое для полета в мировое пространство. Это объясняется невозможностью получить в настоящее время в одиночной ракете отношение масс более 4,5, в то время как для отрыва от Земли, даже при использовании в качестве топлива металлического бериллия, необходимо отношение масс около 6. Некоторое повышение этой цифры возможно при применении сбрасываемых топливных баков. Но и в этом случае отношение масс оказывается недостаточным для преодоления земного тяготения.

Наиболее эффективный путь повышения отношения масс в ракетоплане открыл наш соотечественник Циолковский. Он предложил вместо одиночных ракет громадных размеров создавать «ракетные поезда» из двух-трех ракет (рис. 7). После взлета такого составного космического корабля нижняя, отработавшая уже ракета отделяется и падает вниз, уменьшая конечный вес ракетного поезда. В этот момент включается в работу двигатель следующей ракеты, и скорость поезда значительно увеличивается, так как верхней ракете не приходится тащить за собой громадную пустую оболочку нижней.

После выгорания второй ракеты она отделяется и в действие вступает третья, которая и достигает уже космической скорости. В простейшем случае, при изготовлении составного ракетного корабля из ракет с одинаковыми отношениями масс, конечное отношение масс всего корабля равно отношению масс отдельной ракеты, возве-

ДёНноМу в степень, равную общему числу ракет. Следовательно, многоступенчатый ракетоплан, состоящий из не-

Рис. 8. Составные и многоступенчатые ракеты: а — с последовательным расположением ступеней; б — с коаксиальным расположением ступеней; в — со смешанным расположением ступеней

скольких ракет, будет иметь конечное отношение масс во много раз больше, чем одиночная ракета. Если принять для одиночной ракеты уже достигнутое сейчас отношение масс R — 3,2, то трехступенчатая ракета будет иметь его равным 3,23 == 33. Она сможет развить космическую скорость и покинуть Землю даже при использовании существующих сейчас ракетных топлив, дающих скорость истечения порядка 4000 м/сек, так как для отрыва от Земли требуется отношение маос, равное примерно 30.

Расположение ступеней в составных ракетах может быть последовательным, коаксиальным или смешанным (рис. 8).

Последовательное расположение ступеней (а) применяется в настоящее время в высотных ракетах, используемых для исследования верхних слоев атмосферы;

коаксиальное (б) и смешанное (в) предполагается применять в космических кораблях будущего.

Больших успехов можно добиться, применив в многоступенчатых ракетах атомный реактивный двигатель со скоростью истечения до 15 000 м/сек (табл. 6). Уже двух- [1] [2]

Таблица 6

Сравнительные характеристики одиночной и двухступенчатой ракет с атомными реактивными двигателями

Двухступенчатая ракета
Характеристики Одиночная ракета ракетоплан 8 целом 1-я

ступень

2-я

ступень

Полный вес, т................................. 133 133 1331 18,2
Вес ступени, т . .... 114,8 18,2
Вес конструкции, т ... . 33,2 33,3 27,6 5,7
Полезный вес, г............................... 1,4 1,4 18,2 1,4
Отношение масс............................. 4 9,3 - 2,9 3,2
Отношение полного веса к полезному весу........................................... 9,5 95 7,3 13
Скорость истечения газов из атомного реактора, м,/сек . 8500 _ 8500 8500
Скорость, развиваемая ракетами, м/сек......................................... 11750 18 900 9030 9370

1 В полный вес ступени включается вес данной ступени и всех последующих.

рискует, вылетев за пределы Земли, никогда больше на нее не вернуться или же разбиться при посадке на любую планету.

Чтобы яснее представить себе, на что затратится энергия при межпланетных перелетах, рассмотрим пример вычисления запаса топлива, необходимого для перелета с Земли на Луну.

Для преодоления притяжения Земли ракете необходимо на высоте 1600 км развить скорость отрыва 10 000 м/сек. Но при подъеме под действием силы земного тяготения ракета потеряет часть скорости, равную 2800 м/сек. Следовательно, для компенсации этой потери, а также для преодоления сопротивления земной атмосферы на корабле должен быть дополнительный запас топлива.

Во время посадки на поверхность Луны космическому кораблю для преодоления лунного притяжения придется снова расходовать топливо, так как при отсутствии атмосферы торможение ракетоплана возможно только с помощью двигателя. На это потребуется расход топлива, соответствующий скорости отрыва на поверхности Луны — 2300 м/сек. Для возвращения нужно предусмотреть расход топлива на преодоление лунного притяжения.

Посадка межпланетного корабля на Землю также требует расхода топлива, так как затормозить корабль только путем использования воздушного сопротивления земной атмосферы невозможно.

Таким образом, для осуществления перелета с Земли на Луну и обратно требуется запас топлива, который более чем вдвое превысит теоретически необходимый для отрыва ракеты от Земли.

Запас топлива, нужный космическому кораблю для осуществления перелета по соответствующему маршруту, определяется величиной отношений масс.

В табл. 5 приведены данные расчетов отношений масс, требующихся для осуществления различных космических полетов, при использовании двух видов топлива— химического и ядерного.

Марс и Венера для химической ракеты практически недостижимы, так как требуемое отношение масс превышает технические возможности ближайшего будущего.

При использовании в качестве ракетного двигателя атомного реактора с предельной скоростью истечения газа в 15250 м/сек открываются широкие возможности для осуществления межпланетных перелетов на ближайшие к нам небесные тела — Луну, Марс, Венеру. Для полетов же к Юпитеру и другим далеким планетам солнечной системы требуется такое огромное отношение масс, которое, вероятно, будет достигнуто только в весьма отдаленное время.

Однако уже сейчас имеется возможность, не ожидая создания атомной ракеты, приступить к осуществлению первых космических полетов на ракетах, использующих самое обыкновенное химическое топливо.

Для этой цели К. Э. Циолковский предложил создать промежуточную станцию межпланетных перелетов—искусственный спутник Земли, который, будучи сооружен в мировом пространстве, обращался бы вокруг нее, подобно Луне, на высоте нескольких сот километров.

Такой искусственный спутник мог бы значительно облегчить осуществление межпланетных перелетов, так как, во-первых, он располагался бы за пределами земной атмосферы и, следовательно, стартующему с него ракетоплану не приходилось бы преодолевать громадное сопротивление воздуха; во-вторых, находясь в ослабленном поле земного тяготения, он обладал бы значительной скоростью движения, и поэтому взлетающему космическому кораблю необходимо было бы затратить на преодоление земного притяжения минимальное количество топлива; в-третьих, искусственный спутник мог бы служить пересадочной и заправочной станцией, на которой космические ракеты пополняли бы запасы горючего для дальнейших полетов.

Значение искусственного спутника для межпланетных полетов можно подтвердить таким простым примером.

Допустим, два космических корабля, предназначенных для облета вокруг Луны, используют химическое топливо со скоростью истечения 4000 м/сек. Но один из них стартует с Земли, а другой—с ообиты искусственного спутника. В первом случае, при старте межпланетного корабля с Земли, требуется отношение масс около 16, в то время как при старте с искусственного спутника необходимое отношение масс составляет всего 2,2, т. е. в семь раз меньше!

Создание искусственного спутника Земли, служащего промежуточной станцией для дозаправки космических кораблей, может явиться первым этапом на пути завоевания мирового пространства, трамплином для прыжка в космос.

<< | >>
Источник: Ю. С. КРЮЧКОВ. КОРАБЛИ МЕЖПЛАНЕТНЫХ ПРОСТРАНСТВ. 1958

Еще по теме 2. ОСНОВЫ ДИНАМИКИ МЕЖПЛАНЕТНОГО КОРАБЛЯ:

  1. Ю. С. КРЮЧКОВ. КОРАБЛИ МЕЖПЛАНЕТНЫХ ПРОСТРАНСТВ, 1958
  2. КОРАБЛИ АРСЕНАЛЫ
  3. АРТИЛЛЕРИЯ НА БОРТУ КОРАБЛЕЙ
  4. ПОГРЕБАЛЬНЫЕ КОРАБЛИ
  5. Винтукей – для больших кораблей
  6. ЗИМОВКА КОРАБЛЕЙ В НИЖНЕМ НОВГОРОДЕ
  7. Космический корабль как экосистема
  8. ДЕЙСТВИЯ КОРАБЛЕЙ ПОСЛЕ ВЗЯТИЯ КАЗАНИ
  9. ДЕЙСТВИЯ КОРАБЛЕЙ ПРОТИВ КОНТРРЕВОЛЮЦИОННЫХ БАНД У ЛЕНКОРАНИ И АСТАРЫ
  10. БОИ У ИКСКОГО УСТЬЯ и УХОД КОРАБЛЕЙ ПРОТИВНИКА НА р. БЕЛУЮ
  11. ДЕЙСТВИЯ КОРАБЛЕЙ СЕВЕРНОГО ОТРЯДА ФЛОТИЛИИ ВЫШЕ ЦАРИЦЫНА
  12. ЗАХВАТ КОРАБЛЕЙ КАСПИЙСКОЙ ВОЕННОЙ ФЛОТИЛИИ КОНТРРЕВОЛЮЦИОННЫМ ЦЕНТРОКАСПИЕМ3
  13. ПЕРВЫЕ БОЕВЫЕ ДЕЙСТВИЯ КОРАБЛЕЙ КАСПИЙСКОЙ ВОЕННОЙ ФЛОТИЛИИ
  14. РАЗГР0М БЕЛОГВАРДЕЙЦЕВ В ПЕРИОД ПЕРВОГО НАСТУПЛЕНИЯ ИХ НА ЦАРИЦЫН И ДЕПСТВИЯ КОРАБЛЕЙ ФЛОТИЛИИ
  15. РАЗГРОМ БЕЛОГВАРДЕЙЦЕВ В ПЕРИОД ВТОРОГО НАСТУПЛЕНИЯ ИХ НА ЦАРИЦЫН И ДЕЙСТВИЯ КОРАБЛЕЙ ФЛОТИЛИИ
  16. Глава II Оборона Петербурга. — Приход первого купеческого корабля. — Приезд царской семьи.
  17. Зинченко В. П.. Психологические основы педагогики (Психолого-педагогические основы построения системы развивающего обучения Д. Б. Эльконина — В. В. Давыдова): Учеб. пособие. — М.: Гардарики, — 431 с., 2002
  18. Раздел V, в котором говорится о силе на море, совершенно необходимой французскому королевству, и описаны различные области применения больших кораблей и галер
  19. ДИНАМИКА НАУКИ В ЗАПАДНОЕВРОПЕЙСКОЙ КУЛЬТУРЕ