Баллистические ракеты



Скачать 150.39 Kb.
Дата07.05.2016
Размер150.39 Kb.

Содержание

Баллистические ракеты . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .2
Боевые ракеты . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2
Ракеты-носители . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 4
Космические ракеты . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 6
Двигатели баллистических ракет . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 8
жидкостные двигатели . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 9
твердотопливные двигатели . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 14


Баллистические ракеты


Баллистическая ракета – ракета, полёт которой происходит по баллистической траектории. Баллистическая ракета, в отличие от крылатой ракеты, не имеет несущих поверхностей, предназначенных для создания аэродинамической подъёмной силы при полёте в атмосфере. В некоторых случаях баллистические ракеты снабжаются стабилизаторами для обеспечения аэродинамической устойчивости в полёте. К баллистическим ракетам относятся боевые ракеты различных типов (включая межконтинентальные), ракеты-носители и космические ракеты.

Боевые ракеты


Боевые ракеты доставляют средства поражения к цели. По конструктивным признакам боевые ракеты. делят на баллистические ракеты и крылатые ракеты, на управляемые и неуправляемые; по назначению — на противотанковые управляемые, тактические, оперативно-тактические и стратегические (называемые также межконтинентальными).

Боевые ракеты составляют ракетное оружие. Ракетное оружие – система, в которой средства поражения доставляются до цели с помощью управляемых или неуправляемых ракет; представляет собой комплекс, включающий ракету с ядерным или обычным зарядом, пусковую установку, средства наведения на цель, проверочно-пусковое оборудование, средства управления полётом ракеты, транспортные средства и другие необходимые устройства. Ракетное оружие состоит на вооружении армий и флотов различных государств. Предназначено для поражения противника на суше, на море и в воздухе. Основные свойства ракетного оружия: большая дальность и высокие скорости полёта ракет, позволяющие преодолеть расстояние в несколько тыс. км за несколько десятков минут; способность доставлять к цели заряды взрывчатого вещества огромной разрушительной силы; большая точность поражения целей, манёвренность на траектории полёта и малая уязвимость, высокая степень боевой готовности.

В зависимости от места старта и нахождения цели ракеты делятся на классы: «земля — земля» (запускаются с поверхности земли или моря для поражения наземных и морских целей); «земля — воздух» (запускаются с поверхности земли или моря для поражения целей на различных высотах, в том числе боевых частей баллистических управляемых ракет); «воздух — земля» (запускаются с самолётов для поражения наземных и морских целей); «воздух — воздух» (запускаются с самолётов для поражения воздушных целей). Каждый класс ракет делится на подклассы. Ракеты могут нести ядерные или обычные заряды.

  Ракетное оружие по своему назначению, классу применяемых ракет, мощности зарядов и выполняемым задачам принято делить на стратегическое, оперативно-тактическое и тактическое.




Ракеты-носители


Ракета-носитель – многоступенчатая (2—4 ступени) баллистическая ракета для выведения в космос искусственных спутников Земли, автоматических межпланетных станций, космических кораблей, орбитальных станций и др. полезных грузов. В зависимости от энергетических характеристик и способности выводить на орбиту искусственного спутника полезный груз определённой массы ракета-носители можно условно разделить на следующие классы: лёгкие (до 500 кг), средние (до 10 т), тяжёлые (до 100 т), сверхтяжёлые (свыше 100 т). Большинство ракета-носителей создано на основе межконтинентальных баллистических ракет или баллистических ракет средней дальности.

  На первых ступенях ракета-носителей в качестве компонентов топлива, как правило, используются керосин и жидкий кислород, например «Восток» (СССР), «Атлас-Аджена» (США). Жидкостные ракетные двигатели верхних ступеней ракета-носителей обычно работают на высококипящих компонентах топлива, например ракета-носитель «Космос» (СССР), «Атлас-Аджена», «Титан-2» (США), а также на жидких водороде и кислороде, например «Атлас-Центавр», «Сатурн-5» (США).

  Отличительная особенность последних ступеней некоторых ракета-носителей — возможность многократного включения их двигателей, что позволяет осуществлять манёвры для изменения высоты и наклонения орбиты, а также старта полезного груза с орбиты искусственного спутника. Наряду с использованием жидкостных ракетных двигателей как основных двигателей большинства ракета-носителей, на некоторых из них применяются так называемые стартовые твердотопливные ракетные двигатели, которые крепятся к корпусу 1-й ступени, например «Торад-Аджена» (США).

  Ракета-носители могут выводить на круговую геоцентрическую орбиту полезный груз массой от нескольких кг до нескольких десятков т и сообщать ему необходимую скорость. Все ракета-носители характеризуются сравнительно малой массой и большими запасами топлива (масса топлива 85—90% от стартовой массы ракеты). Стартовая масса ракета-носителей составляет от нескольких десятков до нескольких тыс. т. Продолжительность активного участка некоторых ракета-носителей свыше 17 мин. Полёт проходит в большом диапазоне высот.

Полет ракета-носителей состоит из чередования активных и пассивных участков.

Активный участок полёта космического летательного аппарата – участок полёта с работающими ракетными двигателями. Активный участок в большинстве случаев заканчивается выходом на заданную орбиту и отделением космического объекта от ракеты-носителя. Когда расположение места старта не позволяет вывести космический летательный аппарат сразу на заданную орбиту, полёт состоит из нескольких активных участков, чередующихся с пассивными участками, на которых ракетные двигатели не работают. Продолжительность активного участка для современных ракет-носителей обычно не превышает 10 —15 мин; протяжённость их существенно меньше, чем участков орбитального полёта.

Пассивный участок полёта космического аппарата – участок, на котором движение космического летательного аппарата происходит при выключенных двигателях ракеты. Движение на пассивном участке происходит под действием притяжения Земли, Луны, Солнца, планет, сопротивления верхних разреженных слоев атмосферы и т. д.

Космические ракеты


Космическая ракета – предназначена для запуска автоматических или пилотируемых аппаратов в космическое пространство искусственных спутников Земли и к другим небесным телам. Современная космическая ракета – многоступенчатая баллистическая ракета (ракета-носитель), несущая полезный груз (космический объект). В случае дальних полетов космическая ракета обычно выводится на орбиту искусственный спутник Земли с последующим стартом с этой орбиты.

Ракеты-носители (космические ракеты) являются средством достижения необходимой скорости для осуществления космического полёта космических летательных аппаратов, которые можно разделить на 2 основные группы: а) околоземные орбитальные космические летательные аппараты, движущиеся по геоцентрическим орбитам, не выходя за пределы сферы действия Земли (ИСЗ); б) межпланетные космические летательные аппараты, которые в полёте выходят за пределы сферы действия Земли и входят в сферу действия Солнца, планет или их естественных спутников. При этом различают автоматические космические летательные аппараты (автоматические ИСЗ, искусственные спутники Луны — ИСЛ, Марса — ИСМ, Солнца — ИСС и т. п., автоматические межпланетные станции — АМС) и пилотируемые (космические корабли-спутники, обитаемые орбитальные станции, межпланетные космические корабли). Большая часть указанных типов космических летательных аппаратов уже создана; ведётся разработка межпланетных кораблей для полёта и высадки на другие планеты, транспортных космических кораблей многократного использования и др.

  Полёт космических летательных аппаратов делится на следующие участки: выведения — космическому летательному аппарату сообщается необходимая космическая скорость в заданном направлении; орбитальный, на котором его движение происходит в основном по инерции, по законам небесной механики; участок посадки. В ряде случаев космический летательный аппарат снабжаются ракетными двигателями, позволяющими на орбитальном участке изменять (корректировать) траекторию движения или тормозить космический летательный аппарат при посадке. Для современных космических летательных аппаратов, использующих химические ракетные двигатели, протяжённость участков полёта с работающими двигателями (выведение, коррекция, торможение) значительно меньше, чем участков орбитального полёта.

Двигатели баллистических ракет


Ракетный двигатель для своей работы использует только вещества и источники энергии, имеющиеся в запасе на перемещающемся аппарате (летательном, наземном, подводном). В отличие от воздушно-реактивных двигателей, для работы ракетного двигателя не требуется окружающая среда (воздух, вода). В зависимости от вида энергии, преобразующейся в ракетном двигателе в кинетическую энергию реактивной струи, различают химические (термохимические) ракетные двигатели (ХРД), ядерные ракетные двигатели (ЯРД), электрические ракетные двигатели (ЭРД). Наибольшее распространение получили ХРД, т. е. Ракетные двигатели, работающие на химическом ракетном топливе.

Известно большое число химических ракетных двигателей, различающихся по компонентам топлива (окислителю и горючему) их агрегатному состоянию, значению реактивной тяги, конструкции, назначению и т.п. Однако принципиальные схемы и рабочие процессы различных типов ХРД практически аналогичны. В любом из них имеется основной агрегат, состоящий из камеры сгорания и реактивного сопла (рис. 1а). В камере идёт окисление горючего и выделение продуктов реакции — раскалённых газов. В реактивном сопле газы разгоняются (в результате расширения) и вытекают с большой скоростью наружу, образуя реактивную струю, т. е. создавая реактивную тягу двигателя. За малым исключением все ХРД работают в непрерывном режиме, давление газов в камере сгорания остаётся при работе двигателя приблизительно постоянным. Некоторые ХРД (наименьшие по размерам) работают в импульсном режиме. По агрегатному состоянию топлива ХРД подразделяют на жидкостные ракетные двигатели (ЖРД), твердотопливные ракетные двигатели (РДТТ), ракетные двигатели на гибридном (комбинированном) топливе (РДГТ), желеобразном (тиксотропном), псевдосжиженном и газообразном (парогазовом) топливе.




Схемы ракетных двигателей: а — химического; б — ядерного; 1 — бак с жидким окислителем; 2 — бак с жидким горючим; 3 — бак с жидким водородом; 4 — насос; 5 — камера сгорания; 6 — сопло; 7 — выхлоп газов из турбины; 8 — турбина; 9 — тепловыделяющие элементы; 10 — стержни управления; 11 — защитный экран.

рис. 1

Жидкостный ракетный двигатель


Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) – реактивный двигатель, работающий на жидком ракетном топливе. Схема ЖРД разработана К. Э. Циолковским в 1903, доказавшим возможность использования ЖРД для межпланетных полётов. Предложенные им принципы конструктивного решения ЖРД были дополнены Ю. В. Кондратюком и сохранились в современных двигателях. Первые ЖРД были разработаны и испытаны американским учёным Р. Годдардом в 1923 и немецким учёным Г. Обертом в 1929. Над созданием ЖРД за рубежом работали французским учёный Р. Эно-Пельтри, немецкие учёные Э. Зенгер, Г. Вальтер и др. Первые отечественные ЖРД: ОРМ (опытный ракетный мотор) и ОРМ-1 построены и испытаны в Газодинамической лаборатории (ГДЛ) в 1930—1931 В. П. Глушко; ОР-2 и двигатель-10 разработаны в Группе изучения реактивного движения Ф. А. Цандером и испытаны в 1932—33.

  В 30-е гг. в СССР было создано семейство ЖРД ОРМ-1 — ОРМ-102. Эти ЖРД служили для отработки элементов конструкций, обеспечивающих зажигание, запуск, работу на режиме на различных жидких топливах, а также для практического использования в летательных аппаратах (например, ОРМ-50, ОРМ-52 и др.).

  С 40-х гг. в СССР и за рубежом разработано большое количество типов ЖРД, нашедших широкое применение на ракетах различного назначения и на некоторых самолётах. В 1942 в Германии были начаты лётные испытания ракеты Фау-2 В. фон Брауна с ЖРД тягой 245 кн конструкции В. Тиля. В 1943—46 на самолётах В. М. Петлякова, С. А. Лавочкина, А. С. Яковлева и П. О. Сухого были проведены лётные испытания вспомогательных авиационных ЖРД, созданных в Опытно-конструкторском бюро, выросшем из ГДЛ (ГДЛ-ОКБ). В СССР в начале 50-х гг. полёты совершали баллистические ракеты, ЖРД которых обладали значительно большей тягой. В дальнейшем под руководством Глушко, А. М. Исаева, С. А. Косберга и др. советских конструкторов были разработаны и созданы двигатели (см. рис. 2), обеспечившие полёты первых советских искусственных спутников Земли, искусственных спутников Солнца, Луны, Марса, автоматических станций на Луну, Венеру и Марс, космических кораблей, всех геофизических и др. ракет в 1949—72. ЖРД получили широкое развитие в США, Великобритании, Франции и др. странах.

Рис. 2. Кислородо-керосиновый 4-камерный жидкостный ракетный двигатель РД-107 с тягой 1 Мн (102 тс) первой ступени ракеты-носителя «Восток» (ГДЛ-ОКБ, 1954-57): 1 — рулевые камеры сгорания; 2 — основные камеры сгорания; 3 — силовая рама; 4 — газогенератор; 5 — теплообменник на турбине; 6 — насос окислителя; 7 — насос горючего.


ЖРД состоит из камеры сгорания с соплом, систем подачи компонентов топлива, органов регулирования, зажигания и вспомогательных агрегатов (теплообменников, смесителей и др.). ЖРД развивает тягу от мн (микроракетные двигатели) до нескольких Мн (ЖРД 1-й ступени ракеты «Сатурн-5» создаёт тягу около 7 Мн); удельный импульс достигает

4500

  для 2-компонентных и до

5000

  для 3-компонентных топлив. Масса двигателя, отнесённая к единице тяги, составляет 0,7—2 г/н; габаритные размеры изменяются в широких пределах. ЖРД бывают с однократным и многократным запуском, одно- и многокамерные. Ракетные силовые установки могут быть одно- и многодвигательные. Система подачи топлива в ЖРД может быть вытеснительная или с турбонасосным агрегатом (ТНА) (рис. 3). ЖРД с ТНА бывают 2 основных схем: без дожигания генераторного газа и с дожиганием. В ЖРД с ТНА без дожигания генераторного газа продукты газогенерации после срабатывания в турбине выбрасываются в окружающую среду через вспомогательные сопла, часто являющиеся рулевыми. Генераторный газ, продукт неполного сгорания, имеет относительно низкую температуру, а вспомогательные сопла меньшую степень расширения, чем основные, поэтому удельный импульс, получаемый при истечении продуктов сгорания через вспомогательные сопла, меньше удельного импульса основной камеры ЖРД, т. е. имеет место потеря удельного импульса. В ЖРД с дожиганием генераторного газа относительно низкотемпературные продукты газогенерации, получаемые из основных компонентов топлива, после срабатывания в турбине направляются в камеру ЖРД для дожигания. Такие ЖРД не имеют потери удельного импульса, обусловленной приводом ТНА. По назначению различают ЖРД: основные (маршевые), корректирующие, тормозные, рулевые; микроракетные ЖРД могут быть стабилизирующими и ориентационными. Обычно ЖРД работают при постоянном давлении в камере сгорания, но микроракетные двигатели бывают импульсными. Разрабатываются комбинированные двигатели, использующие ЖРД: турбо- и воздушноракетные. По роду окислителя ЖРД бывают: азотно-кислотные, азоттетроксидные, кислородные, перекисьводородные, фторные и др.




Рис. 3. Схема подачи топлива в жидкостном ракетном двигателе с турбонасосным агрегатом: 1 — топливные баки; 2 — парогенератор; 3 — турбонасосный агрегат; 4 — форсунки; 5 — камера сгорания; 6 — сопло.

Проблемы, возникающие при создании ЖРД, многочисленны. Необходим рациональный выбор топлива, удовлетворяющего заданным удельному импульсу и условиям эксплуатации, а также совершенство рабочего процесса для достижения заданного удельного импульса. Требуется устойчивая работа на заданных режимах, без развитых низкочастотных и высокочастотных колебаний давления, вызывающих разрушительные вибрации двигателя. Охлаждение двигателя, подверженного воздействию агрессивных продуктов сгорания при весьма высоких температурах (до 5000 К) и давлениях

до десятков

  усугубляемому в некоторых случаях присутствием конденсированной фазы, представляет значительные трудности. Большинство камер охлаждается одним из компонентов топлива. Если при этом не удаётся охладить сопло и камеру до температуры, требуемой условиями прочности (при использовании всего топлива), то в слое газа, прилегающем к стенке, создают пониженную температуру путём обогащения пристеночного слоя одним из компонентов. Часто применяется смешанное охлаждение, т. е. наружное и внутреннее одновременно (рис. 4). Для защиты стенок камеры и сопла от нагрева одновременно с их охлаждением широко применяют теплозащитные покрытия. Сложной задачей является надёжность подачи топлива (криогенного, агрессивного и др.) при давлениях

до многих десятков

  и расходах до нескольких м/сек. Необходимо обеспечение минимальной массы двигателя

Рис. 4. Схема жидкостного ракетного двигателя со смешанным охлаждением: 1 — баллон со сжатым газом; 2 — редуктор давления; 3 — топливные баки; 4 — клапаны; 5 — камера сгорания; 6 — пояса подачи горючего для внутреннего охлаждения; 7 — сопло.



Твердотопливный ракетный двигатель


Твердотопливный ракетный двигатель (РДТТ) – пороховой ракетный двигатель, ракетный двигатель твёрдого топлива, реактивный двигатель, работающий на твёрдом ракетном топливе (порохах). В РДТТ всё топливо в виде заряда помещается в камеру сгорания; двигатель обычно работает непрерывно до полного выгорания топлива.

  РДТТ были первыми ракетными двигателями, нашедшими практическое применение. Ракеты с РДТТ (пороховые ракеты) известны уже около 1000 лет; они использовались как сигнальные, фейерверочные, боевые. Описания «огненных стрел» — прототипов пороховых ракет — содержатся в китайских и индийских рукописях 10 в. Это оружие представляло собой обычные стрелы, к которым прикреплялись бамбуковые трубки, заполненные порохом. В 1-й половине 17 в. в «Уставе» Онисима Михайлова описываются первые русские ракеты —  артиллерийские ядра с каналом, в котором помещался пороховой заряд. В 1799 индийцы применяли боевые ракеты против английских колонизаторов, а в 1807 англичане использовали подобные ракеты в войне с Данией (при осаде Копенгагена). Первоначально топливом для РДТТ служил дымный порох. В конце 19 в. был разработан бездымный порох, превосходивший дымный по устойчивости горения и работоспособности. В дальнейшем были получены новые высокоэффективные виды твёрдых топлив, что позволило конструировать боевые ракеты с РДТТ самой различной дальности, вплоть до межконтинентальных баллистических ракет.

  РДТТ применяются главным образом в реактивной артиллерии, а также в космонавтике в качестве тормозных двигателей космических летательных аппаратов и двигателей первых ступеней ракет-носителей.

  РДТТ состоит из корпуса (камеры сгорания), в котором размещен весь запас топлива, и реактивного сопла. Корпус РДТТ обычно стальной, но иногда выполняется из стеклопластика. Околокритическая (наиболее теплонапряжённая) часть сопла РДТТ делается из графита, тугоплавких металлов и их сплавов, закритическая — из стали, пластических масс, графита.

  Твёрдое ракетное топливо обычно заливается в корпус РДТТ в полувязком текучем состоянии; после отверждения топливо плотно примыкает к стенкам, защищая их от горячих газов. Иногда (в РДТТ неуправляемых ракет) топливо закладывается в камеру в виде спрессованных из порошка зёрен и шашек. Для зажигания топлива служит воспламенительное устройство, которое может входить непосредственно в конструкцию РДТТ или быть автономным (например, специальный пусковой двигатель). В простейшем случае воспламенительное устройство представляет собой навеску дымного пороха в оболочке из материи или металла. Навеска поджигается с помощью электрозапала или пиросвечи с пиропатроном.

  Регулирование тяги РДТТ может производиться изменением (увеличением или уменьшением) поверхности горения заряда или площади критического сечения сопла; впрыскиванием жидкости, например воды, в камеру РДТТ. Направление тяги РДТТ меняется с помощью газовых рулей; отклоняющейся цилиндрической насадки (дефлектора); вспомогательных управляющих двигателей; качающихся сопел основных двигателей и т. д. Для обеспечения заданной скорости ракеты в конце активного участка траектории применяется «отсечка» РДТТ (гашение заряда путём быстрого снижения давления в камере двигателя, отклонение реактивной струи и др. способы).

  Диапазон тяг РДТТ—от сотых долей н для микроракетных двигателей до 10—15 Мн для мощных двигателей, устанавливаемых на ракетах-носителях (тяга экспериментального РДТТ, разработанного в США, составляет около 16 Мн). Для лучших РДТТ удельный импульс достигает 2,5—3 .

  РДТТ характеризуются высокой надёжностью (99,96—99,99%); возможностью длительного хранения, то есть постоянной готовностью к запуску; значительной тягой за счёт очень короткого времени горения; безопасностью в обращении из-за отсутствия токсичных материалов; большой плотностью топлива (1,5— 2 г/см3). Недостатки РДТТ: большая масса конструкции из-за высоких давлений в камере сгорания; чувствительность большинства видов топлива к удару и изменениям температуры; неудобство транспортировки снаряженных РДТТ; малое время работы; трудности, связанные с регулированием вектора тяги; малый удельный импульс по сравнению с жидкостными ракетными двигателями.


Список использованной литературы


  1. Сокольский В. Н. «Ракеты на твердом топливе в России»;

  2. Рожков В. В. «Двигатели ракет на твердом топливе»;

  3. Виницкий А. М. «Ракетные двигатели на твердом топливе»;

  4. Циолковский К. Э. «Исследование мировых пространств реактивными приборами»;

  5. Добровольский М. В. «Жидкостные ракетные двигатели»;

  6. Алемасов В. Е., Дрегалин А. Ф., Тишин А. П. «Теория ракетных двигателей»;

  7. Петрович Г. В. «Ракетные двигатели ГДЛ-ОКБ»;

  8. Волков Е. Б., Головков Л. Г., Сырицын Т. Л. «Жидкостные ракетные двигатели».



База данных защищена авторским правом ©bezogr.ru 2016
обратиться к администрации

    Главная страница