Введение

Современные ракеты-носители являются разновидностью средств выведения. Космические средства выведения являются сложными техническими транспортными системами, предназначенными для транспортировки полезных нагрузок в космическое пространство на заданные орбиты или траектории.

Все существующие космические средства выведения используют в своей основе принцип реактивного движения, т.е. являются реактивными летательными аппаратами. Средства выведения – локомотивы космонавтики. Проведение независимой политики в области космической деятельности без собственных средств доставки грузов в космос невозможно, поэтому многие страны стремились к их созданию. Однако далеко не всем это оказывается по силам из-за их дороговизны. Высокая стоимость средств выведения стала тормозить развитие космической деятельности. Особенно остро стал вопрос снижения стоимости выведения полезной нагрузки в связи с широкой коммерциализацией космической деятельности.

В настоящее время оценкой эффективности созданного средства выведения становится критерий "стоимость-эффективность". С точки зрения выполнения этого критерия, в настоящее время космические средства выведения могут быть следующими:

– одноразовые ракеты-носители, разработанные на базе многоступенчатых баллистических ракет. Стоимость их создания не являлась основных критерием. РН проектировались заново под каждую заданную полезную нагрузку;

– специально спроектированные КРН, созданные на основе многократного воспроизводства составляющих элементов РН, т.е. блочные конструкции. При блочном принципе дешевизна носителя достигается за счет низких затрат на единичные блоки при их серийном производстве, использующем элементы и узлы уже выпускаемые различными отраслями промышленности;

– средства выведения, выполненные на модульном построении, образующие семейства носителей на основе базовых модулей. При модульном принципе КРН собираются на базе единого ракетного модуля, позволяющего создать несколько вариантов носителей различной размерности. Подобные проекты возможны при наличии мощного современного ЖРД, имеющего широкие пределы регулирования тяги (от 0,4–0,5 Р_ном до 1,2 Р_ном). Эффективность таких РН наибольшая, если в ступени используется 3–5 модулей, а двигатели имеют 1–2 камеры;

– средства выведения многократного использования, в том числе одноступенчатые.

На рис. показано изменение доли различных типов носителей по годам проектирования и изготовления, в том числе и прогнозируемое в относительно ближайшем будущем.

Из рис. следует, что самым массовым и эффективным летательным аппаратом в начале нынешнего тысячелетия является одноразовая РКН, построенная на принципе использования блочных и модульных конструкций.

Для грамотного проектирования и изготовления подобных ЛА, необходимо использовать отработанные типы узлов и систем современных ракет. Описанию таких узлов и систем посвящено это учебное пособие.

1. Строение и основные параметры атмосферы Земли

Атмосфера Земли представляет собой газообразную оболочку, которая состоит из нескольких слоев. Нижний слой толщиной 10–12 км называется тропосферой, над ней до высоты 40 км простирается стратосфера, от 40 до 80 км – мезосфера, а далее — термосфера, которая состоит из ионосферы (80 < h < 500 км) и экзосферы (h > 500 км)/ Экзосфера постепенно переходит в околоземное космическое пространство.

Слой озона, называемый озонным экраном и расположенный на высоте 25–30 км, поглощает значительную часть губительного для всего живого ультрафиолетового излучения Солнца. Слои атмосферы выше 40 км интенсивно поглощают космические лучи, а еще более высокие слои атмосферы на h > 100 км экранируют Землю от рентгеновских лучей. Метеорные потоки сгорают в атмосфере Земли на высотах 70–100 км.

Основными параметрами воздуха являются плотность, давление и температура. Газовая постоянная R=287,1(Дж/кг·град) и показатель адиабаты К = 1,4 воздуха зависят от химического состава атмосферы и до высоты Н = 90 км практически остаются неизменными. Выше под действием ультрафиолетового и корпускулярною излучения Солнца газ становится сильно ионизированным. Кроме ионизированных атомов и молекул в верхних слоях атмосферы содержатся свободные электроны. Это оказывает сильное влияние на температурный режим атмосферы, представленный на рис. 1.1.

С увеличением высоты на тропосферном участке (Н < 11 км) температура падает по политропическому закону:

где: Т, р — температура и давление на текущей высоте, Т₀— температура воздуха на уровне моря, р₀ — давление на уровне моря; n — показатель политропы.

Рис. 1.1. Изменение температуры воздуха с высотой

С высоты 11 км температура воздуха остается почти неизменной и равной Т = 217 °К Затем с высоты 30 км наблюдается повышение температуры до максимума, расположенного на высоте 50 км. Это повышение объясняется повышенным содержанием озона на этих высотах, который интенсивно поглощает ультрафиолетовое излучение Солнца. Далее начинается новое понижение температуры и на высоте 80–100 км она снова достигает минимума. Затем идет неизменное возрастание температуры, 4–10 связано с бомбардировкой самых верхних слоев атмосферы космическими частицами и, естественно, с прямой солнечной радиацией. На высотах h = 250–300 км температура, а точнее, температурный молекулярно-кинетический эквивалент составляет величину Т = 1000ј2000 °К. Однако вследствие необычайной разреженности среды передача энергии от газа любому телу оказывается ничтожной. В результате баланс между тепловой энергией, полученной от газа и потерянной телом через радиацию, устанавливается при низкой температуре. Поэтому большее значение приобретает подвод тепла солнечной радиацией и от работающих бортовых систем. Именно эти два источника берутся в расчет при анализе температурного режима космических аппаратов.

Законы измeнeния параметров атмосферы с высотой устанавливаются по результатам наблюдений, полученных при помощи шаров-зондов, географических ракет и орбитальных аппаратов. Необходимые для аэродинамических и баллистических расчетов параметры атмосферы задаются таблицей стандартной атмосферы. В этой таблице содержатся значения плотности, давления, температуры с интервалом 20 км у Земли и с увеличенными интервалами на больших высотах.

Для выполнения аэродинамических и баллистических расчетов параметры стандартной атмосферы для слоев тропосферы (h < 11 км) описываются следующими зависимостями:

; (1.1)