I ж.
1. Снаряд, ярко светящийся при полёте и применяемый для фейерверков и сигнализации.
2. Боевой реактивный снаряд.
отт. То, что формой напоминает такой снаряд.
3. Летательный аппарат с реактивным двигателем.
II ж.
1. Небольшое пассажирское быстроходное судно на подводных крыльях.
2. перен. разг.
Тот, кто быстро передвигается и очень подвижен (человек или животное).
РАКЕ́ТА - сущ., ж., употр. сравн. часто
Морфология: (нет) чего? раке́ты, чему? раке́те, (вижу) что? раке́ту, чем? раке́той, о чём? о раке́те; мн. что? раке́ты, (нет) чего? раке́т, чему? раке́там, (вижу) что? раке́ты, чем? раке́тами, о чём? о раке́тах
1. Ракетой называется летательный аппарат с реактивным двигателем.
Запускать ракету. | Головка, корпус, люк, приборы ракеты. | Приземление ракеты. | Многоступенчатая, двухступенчатая ракета. | Ракета-носитель.
2. Если кого-либо сравнивают с ракетой, то это означает, что этот человек очень быстро двигается.
Не уследить за ребёнком, настоящая ракета! | Несётся ракетой кто-либо.
3. Ракетой называется боевой снаряд с реактивным двигателем.
Крылатая ракета. | Ракеты средней дальности. | Стратегическая, баллистическая ракета. | Межконтинентальная ракета. | Перехватить ракету противника. | Ракеты пошли к цели.
4. Ракетой называется устройство для фейерверков и сигнализации.
Сигнальная, осветительная ракета. | Пускать ракеты. | Яркая, красная, зелёная ракета. | Дать сигнал ракетой.
5. Ракета - это небольшое пассажирское быстроходное судно на подводных крыльях.
Добираться ракетой до Петергофа. | Ракета стремительно несётся по реке.
раке́тный прил.
Ракетное топливо. | Ракетные войска.
1.
РАКЕ́ТА1, ракеты, жен. (от итал. racchetto - ролик). Снаряд из гильзы, наполненный воспламеняющимся составом, приходящий в движение и взлетающий высоко в воздух при воспламенении, употр. для фейерверков, для военных сигналов и в новейшее время в технике в качестве двигателя. Пустить ракету (в воздух). Высоко взвилась ракета.
2.
РАКЕ́ТА2, ракеты, жен. (франц. raquette от араб. rahat - ладонь) (спорт.). Лопатка с ручкой для игры в теннис.
РАКЕ́ТА, -ы, жен.
1. Применяемый для фейерверков и сигнализации снаряд с гильзой, начинённой пороховым составом, к-рый после выстрела ярко светится в воздухе. Сигнальная р.
2. Беспилотный летательный аппарат с реактивным двигателем. Боевые ракеты (стратегическая, оперативно-тактическая, тактическая). Космическая р. Геофизическая р. Р.-носитель (баллистическая ракета, выводящая объект в космическое пространство). Крылатая р.
3. Быстроходное речное пассажирское судно на подводных крыльях. Плыть на ракете.
| прил. ракетный, -ая, -ое (к 1 и 2 знач.). Ракетное оружие. Ракетное топливо. Ракетные войска стратегического назначения. Р. пуск.
РАКЕТА, ракетка, -точка, трубка (гильза), набитая пороховою мякотью, с оставленьем внизу пустоты, в виде бутылочного дна; в голову трубки кладется заряд пороха (шлаг), звездочки и пр., а к пятке подвязывается хвост; подпаленная снизу, ракета взлетает на воздух и там лопается; это ракета потешная, но есть и зажигательные и боевые, мечущие гранаты, и пр. Ракеточный состав. Ракетный станок, с которого пускают ракеты. Ракетная батарея, рота. Ракетчик, ракетный мастер.
| Ракета, струнная сетка в обруче на рукоятке, для отбою мяча, летучки; лапта.
РАКЕ́ТА1́, -ы, ж
Боевой снаряд, служащий для подачи сигналов, главным компонентом которого является твердое горючее вещество, которое ярко светится в воздухе.
Сегодня на рассвете по сигналу зеленой ракеты я уйду в бой (Войн.).
…Страшна и нарядна была картина войны с коротким треском пулеметов, стремительным полетом разноцветных ракет в ясном, высоком небе (В. Кав.).
РАКЕ́ТА2́, -ы, ж То же, что метеор;
Син.: комета, метеор.
По реке курсировали ракеты.
РАКЕ́ТА -ы; ж. [нем. Rakete]
1. Беспилотный летательный аппарат с реактивным двигателем. Запустить ракету. Приземление ракеты. Многоступенчатая, двухступенчатая р. Р. медленно взмывает вверх. Космическая р. Метеорологическая р. Ракета-носитель (выводящая объект в космическое пространство). / Разг. О быстро передвигающемся, необычайно подвижном человеке, животном. Не уследить за ребёнком, настоящая р.
2. Боевой снаряд с реактивным двигателем. Крылатая р. Ракеты наземного базирования. Ракеты средней дальности. Вооружать ракетами. Стратегическая, баллистическая р. Межконтинентальная р. Перехватить ракету противника.
3. Применяемое для фейерверков и сигнализации устройство, включающее пиротехнический (световой) снаряд и небольшой пороховой реактивный двигатель. Сигнальная р. Осветительные ракеты. Пускать ракеты. Ракеты сыпались звёздным дождём и гасли. Яркая, красная, зелёная р. Дать сигнал ракетой.
4. Небольшое пассажирское быстроходное судно на подводных крыльях. Р. стремительно несется по реке. Плыть на ракете. Добираться ракетой (на ракете) до Петергофа.
◁ Раке́той, в зн. нареч. Нестись ракетой. Птица ракетой взмыла вверх. Раке́тный, -ая, -ое. (кроме 4 зн.). Р-ое топливо. Р-ая техника. Р-ое оружие. Р-ые войска. Р-ое зондирование. Р. пистолет (ракетница).
* * *
раке́та (нем. Rakete), летательный аппарат, движущийся под действием реактивной силы, возникающей при отбросе массы сгорающего ракетного топлива (рабочего тела). Бывают неуправляемые и управляемые, изменяющие параметры траектории в полёте; одно- и многоступенчатые (каждая ступень обеспечивает разгон ракеты на определённом участке, а затем отделяется). Стартовая масса от нескольких кг до нескольких тыс. т. Применяются в военном деле и космонавтике и др.
* * *
РАКЕТА - РАКЕ́ТА (нем. Rakete), летательный аппарат, движущийся под действием реактивной силы, возникающей при отбросе массы сгорающего ракетного топлива (рабочего тела). Бывают неуправляемые и управляемые, изменяющие параметры траектории в полете; одно- и многоступенчатые (каждая ступень обеспечивает разгон ракеты на определенном участке, а затем отделяется). Стартовая масса от нескольких кг до нескольких тыс. т. Применяются в военном деле и космонавтике и др.
РАКЕТА (нем. Rakete) - летательный аппарат, движущийся под действием реактивной силы, возникающей при отбросе массы сгорающего ракетного топлива (рабочего тела). Бывают неуправляемые и управляемые, изменяющие параметры траектории в полете; одно- и многоступенчатые (каждая ступень обеспечивает разгон ракеты на определенном участке, а затем отделяется). Стартовая масса от нескольких кг до нескольких тыс. т. Применяются в военном деле и космонавтике и др.
-ы, ж.
1. Снаряд, взлетающий высоко в воздух при воспламенении наводящегося в нем твердого горючего (применяется в военном деле для сигнализации и освещения местности, а также для фейерверков).
Сигнальная ракета.
◊
Рядом со звездами лопнула и посыпалась огненным снегом первая ракета. Ракеты вылетали пачками и оглушительно стреляли. Паустовский, Колхида.
2. Летательный аппарат, который перемещается благодаря реактивной тяге, возникающей при выбросе этим аппаратом сгорающего топлива.
Метеорологическая ракета.
◊
Мы с новой энергией строим теперь ракету для полета в межпланетные пространства. М. Пришвин, Кащеева цепь.
|| воен.
Боевой снаряд, который приводится в движение силой реакции выбрасываемой струи газа.
Зенитные ракеты. Фугасные ракеты.
3. Небольшое пассажирское быстроходное судно на подводных крыльях.
[нем. Rakete]
РАКЕТА - летательный аппарат, движущийся вследствие отбрасывания высокоскоростных горячих газов, создаваемых реактивным (ракетным) двигателем. В большинстве случаев энергия для движения ракеты получается при сгорании двух или более химических компонентов (горючее и окислитель, которые вместе образуют ракетное топливо) или при разложении одного высокоэнергетического химического вещества. Большинство ракет относятся к одному из двух типов - твердотопливному или жидкостному. Эти термины относятся к тому, в каком виде хранится топливо, прежде чем оно сгорит в камере ракетного двигателя. Ракета состоит из двигательной установки (двигателя и топливного отсека), систем управления и наведения, полезной нагрузки и некоторых вспомогательных систем. Поскольку ракета несет на борту все необходимое для создания реактивной струи газа, она является единственным эффективным средством транспортировки грузов в вакууме космического пространства и одним из наиболее эффективных средств доставки боевого заряда в военных действиях. Ни один из существующих типов ракет не является универсальным. Твердотопливные и жидкостные ракеты имеют свои достоинства и недостатки, и выбор той или другой из них производится с учетом многих критериев, включающих экономичность, стоимость, сложность конструкции, задачу полета, надежность и долговечность. Твердотопливные ракеты широко используются для военных задач благодаря малому времени их подготовки к запуску, простоте и возможности длительного хранения. Жидкостные ракеты предпочтительнее для космических полетов из-за их большей экономичности и возможности регулирования тяги.
См. также КОСМОСА ИССЛЕДОВАНИЕ И ИСПОЛЬЗОВАНИЕ.
ТЕОРИЯ ДВИЖЕНИЯ
Два всем знакомых примера поясняют принцип движения ракеты. При выстреле из ружья пороховые газы, расширяясь в стволе, толкают пулю вперед, а ружье назад. Пуля летит в цель, а стрелок (или лафет артиллерийского орудия) поглощают энергию отдачи за счет силы трения с поверхностью земли. Если бы стрелок стоял на коньках на льду, то из-за отдачи он покатился бы назад (и остановился только из-за трения с воздухом и льдом). Другой пример - надутый воздушный шарик. Пока отверстие шарика закрыто, внутреннее давление воздуха уравновешивается силами упругости оболочки шарика. Если открыть отверстие, воздух будет выходить из шарика, и его неуравновешенное давление на оболочку будет толкать шарик вперед. Отметим, что шарик приводится в движение силой, действующей только на площадь отверстия. Все остальные силы, действующие на оболочку, уравновешены и не влияют на движение шарика, которое носит хаотичный характер из-за непрерывного изменения формы шарика и гибкости его горловины. Ракетный двигатель работает аналогично, за исключением того, что за счет реакций горения или химического разложения обеспечивается устойчивый поток горячих газов, которые выбрасываются наружу через сопло. Существуют и другие методы получения реактивной струи газа (см. ниже), однако ни один из них не получил такого широкого распространения, как химический. Все рассмотренные выше примеры движения стрелка и пули, надутого шарика и ракеты описываются третьим законом движения Ньютона, который гласит, что всякое действие имеет противоположное и равное по величине противодействие. Математически этот закон выражается в виде равенства количеств движения MV = mv. Важно отметить, что полное изменение количества движения (импульса) в системе равно нулю. Если две массы M и m равны, то их скорости V и v также равны. Если масса одного из взаимодействующих тел больше массы другого, то его скорость будет соответственно меньше. В примере со стрелком импульс mv, сообщаемый пуле, в точности такой же, как и импульс MV, сообщаемый стрелку, однако из-за малой массы пули ее скорость намного больше, чем скорость стрелка. В случае ракеты выбрасывание газов в одном направлении (действие) вызывает движение ракеты в противоположном направлении (противодействие).
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
Внутри работающего ракетного двигателя происходит интенсивный процесс быстрого контролируемого горения. Для осуществления реакции горения (выделения энергии при реакции двух химических веществ, в результате которой образуются продукты с меньшей скрытой энергией) необходимо наличие окислительного агента (окислителя) и восстановительного агента (горючего). При горении энергия выделяется в виде тепла, т.е. внутреннего движения атомов и молекул в результате повышения температуры.
Конструкция. Ракетный двигатель состоит из двух основных частей: камеры сгорания и сопла. Камера должна иметь достаточный объем для полного смешения, испарения и сгорания компонентов топлива. Сама камера и система подачи топлива должны быть спроектированы таким образом, чтобы скорость газа в камере была ниже скорости звука, иначе горение будет неэффективным. Как и в случае надувного шарика, молекулы газа соударяются со стенками камеры и выходят через узкое отверстие (горловину сопла). При стеснении потока газа в сужающейся части сопла его скорость возрастает до скорости звука в горловине, а в расширяющейся части сопла поток газа становится сверхзвуковым. Сопло такой конструкции было предложено Карлом де Лавалем, шведским инженером, работавшим в области паровых турбин, в 1890-х годах. Контур расширяющейся части сопла и степень его расширения (отношение площадей на выходе и в горловине) подбираются, исходя из скорости истечения газовой струи и давления окружающей среды, так что давление выхлопных газов на стенки сверхзвуковой части сопла увеличивает силу тяги, создаваемую давлением газов на переднюю часть камеры сгорания. Поскольку наружное (атмосферное) давление уменьшается с ростом высоты, а профиль расширяющейся части сопла можно оптимизировать только для одной высоты, степень расширения выбирается такой, чтобы обеспечить приемлемую эффективность для всех высот. Двигатель для малых высот должен иметь короткое сопло с небольшой степенью расширения. Разработаны сопла для регулируемой степени расширения. Однако на практике они оказываются слишком сложными и дорогими и поэтому редко используются.
Тяга и удельный импульс тяги. Тяга двигателя F равна произведению давления, создаваемого выхлопными газами, на площадь выходного сечения сопла, за вычетом силы давления окружающей среды на ту же площадь. Эффективность двигателя оценивается его удельным импульсом Isp, который имеет несколько различных единиц измерения. Одна из единиц представляет собой тягу, деленную на полный секундный расход топлива (w), т.е. Isp = F/w. Другая есть эффективная скорость истечения C, деленная на ускорение силы тяжести g, в этом случае Isp = C/g. Удельный импульс обычно выражают в секундах (в системе СИ Isp измеряется в НЧс/кг или м/с), и в этом случае его величина равна числу килограммов тяги, получаемой при сгорании одного килограмма топлива. Величина Isp зависит от ряда факторов, главным образом от энергии, выделяемой при сгорании топлива, и эффективности использования этой энергии в двигателе (например, короткое коническое сопло в вакууме будет менее эффективно, чем длинное и тщательно спрофилированное). Относительная начальная масса и характеристическая скорость ракеты. Эти величины являются основными характеристиками ракеты как летательного аппарата. Относительная начальная масса представляет собой отношение начальной массы ракеты W к ее конечной массе после выгорания топлива w. Величина Isp зависит от конструктивного совершенства ракеты и эффективности ее двигателя; эти параметры определяют конечную скорость, которую развивает ракета. Характеристическая конечная скорость ракеты определяется по формуле Циолковского Vb0 = (gIsp ln [[W/w]]) - (VLg + VLd + VLt), где VLg, VLd и VLt - потери скорости (определяемые из дополнительных уравнений), связанные с силой тяжести, сопротивлением атмосферы и меньшей силы тяги в атмосфере.
ХАРАКТЕРИСТИЧЕСКАЯ КОНЕЧНАЯ СКОРОСТЬ ракеты для данной относительной начальной массы.
Как видно из этой формулы, для повышения конечной скорости ракеты необходимо: 1) увеличивать относительную начальную массу (W/w) за счет облегчения конструкции; 2) увеличивать удельный импульс за счет применения более высокоэнергетического топлива; 3) снижать лобовое сопротивление за счет улучшения обтекания и уменьшения размеров ракеты. Однако из-за того, что полетное задание ракеты (особенно космической) изменяется от полета к полету, а в процессе полета внешние условия непрерывно изменяются, при проектировании ракеты приходится идти на компромиссы.
КОНСТРУКЦИЯ РДТТ и различные типы зарядов топлива; продольное (вверху) и поперечные (внизу) сечения. 1 - устройство зажигания; 2 - корпус двигателя; 3 - поверхность горения (открытая); 4 - изоляция; 5 - переднее днище; 6 - центральный канал; 7 - топливный заряд; 8 - выхлопное сопло. а - торцевое горение; б - радиальное горение; в - регрессивное канальное горение.
РАКЕТНЫЕ СТУПЕНИ
Если большую ракету сделать одноступенчатой, то по мере расходования топлива все большую ненужную массу - освободившуюся часть топливных баков - придется перемещать вместе с ракетой. Это приводит к уменьшению эффективной полезной нагрузки, которую может нести ракета. Идеальной была бы ракета, в которой ненужная часть баков использовалась бы в качестве топлива. Однако при используемых в настоящее время материалах и двигателях этот идеал неосуществим на практике, и поэтому конструкторы пошли по пути создания большой ракеты в виде объединения нескольких отдельных ступеней, каждая со своей двигательной установкой, системой управления и другими обеспечивающими системами. Каждая ступень оптимизирована для соответствующего участка траектории полета ракеты и сбрасывается после полного выгорания топлива. (Например, мощная и тяжелая первая ступень может быть использована в качестве ускорителя для подъема ракеты в плотных слоях атмосферы.) Разработка таких конструкций требует сложных математических расчетов и высокого технического уровня исполнения замысла. Часто на выбор конструкции влияет наличие уже готовых ступеней, применение которых может оказаться дешевле, чем разработка новых более совершенных ступеней. Компоновка ступеней может быть последовательной, параллельной или комбинированной. При последовательной компоновке каждая ступень запускается, работает и отделяется прежде, чем начнет работать другая. Большинство космических и военных ракет-носителей представляют собой двух- или трехступенчатые ракеты последовательной компоновки. Космическая ракета "Сатурн-5" (использовалась с 1967 по 1973) и баллистическая ракета "Титан II" представляют собой примеры такой компоновки. При параллельной компоновке две или более ступеней запускаются и работают одновременно. Параллельная компоновка часто применяется для ускорителей, которые создают дополнительную тягу при движении ракеты в плотных слоях атмосферы. Носители американского "Шаттла" и российского "Союза" представляют собой пример параллельной компоновки, в которой ускорители и двигатели основной ступени работают одновременно в течение первых нескольких минут полета, после чего ускорители сбрасываются, а основная ступень выходит на орбиту. Уникальная полутораступенчатая компоновка использовалась в американской ракете "Атлас" (она создавалась как баллистическая ракета, а теперь применяется для космических запусков), которая имеет два ускорителя (сбрасываемые через несколько минут после старта) и один маршевый двигатель, которые питаются из общих топливных баков.
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ "Сатурн-1В" на стартовом столе.
Конструкторы космической техники долгое время пытались разработать одноступенчатый космический носитель (SSTO), который имел бы достаточный суммарный импульс тяги для вывода на орбиту полезной нагрузки. Однако из-за того, что такая ракета должна иметь очень эффективный двигатель и малую массу конструкции, одноступенчатый носитель не удавалось разработать до начала 1990-х годов, когда эксперименты с ракетой DC-X ("Дельта Клипер", экспериментальная), в конструкции которой использованы легкие сплавы, композиционные материалы и высокосовершенная электроника, показали, что такая конструкция в принципе возможна.
ТВЕРДОТОПЛИВНЫЕ РАКЕТНЫЕ СТУПЕНИ
В современных твердотопливных ракетных двигателях (РДТТ) горючее и окислитель смешиваются в мелкодисперсную однородную топливную смесь, в которой (в идеале) молекулы горючего и окислителя расположены рядом, так что горение, в теории, получается равномерным и полным. Проблемы более ранних пороховых ракет связаны с неоднородностью порохового состава. Основой современного твердотопливного двигателестроения является строгий контроль процесса производства топлива с тем, чтобы его компоненты были равномерно перемешаны, что обеспечивает повторяющуюся и предсказуемую работу каждой ракетной ступени.
Геометрия твердотопливного заряда. Горение в РДТТ происходит только на открытой поверхности заряда, поэтому процесс горения происходит не быстро, как при взрыве, а медленно, подобно тому, как горят дрова в печке, когда проходит фронт пламени и газифицирует дерево. Форма заряда топлива определяет характер изменения тяги в процессе горения.
ИЛЛЮСТРАЦИЯ СОЗДАНИЯ ТЯГИ реактивным двигателем. Величина тяги F определяется уравнением
F = mVe + Ae(pe - pa).
Здесь m - секундный расход газообразных продуктов сгорания, Ve и pe - скорость и давление газов на срезе сопла соответственно, Ae - площадь выходного сечения сопла, pa - внешнее (атмосферное) давление, Aкр - площадь критического сечения сопла.
Геометрия заряда может быть нейтральной, прогрессивной или регрессивной в зависимости от того, как должна изменяться тяга двигателя. Заряд нейтральной геометрии представляет собой сплошной литой цилиндрический стержень, который горит с одного конца (заряд торцевого горения). Специальные защитные покрытия препятствуют горению топлива с краев. Заряд прогрессивной геометрии обычно отливается в виде трубки; горение происходит на внутренней стороне (заряд канального горения). По мере выгорания такого заряда увеличиваются поверхность горения и, соответственно, тяга. Придавая каналу звездообразную форму, можно добиться того, чтобы скорость выгорания и тяга со временем уменьшались; конический канал позволяет плавно регулировать тягу. Придавая заряду специальную форму или комбинируя несколько простых форм, можно получить нужный закон изменения тяги ракеты в полете. Для снаряда воздух - воздух, например, может использоваться заряд прогрессивной геометрии для получения больших ускорений, необходимых, чтобы осуществить перехват цели. В ракетах-носителях для космических полетов, с другой стороны, полезнее сочетание прогрессивной и регрессивной геометрий заряда, чтобы получить большую тягу на старте, когда ракета имеет максимальную массу и велико сопротивление атмосферы, и меньшую тягу в верхних слоях атмосферы, когда масса ракеты мала, а ускорения велики.
Состав и технология производства. Твердотопливная смесь, наиболее часто используемая в США, - перхлорат аммония в качестве окислителя и алюминиевый порошок в качестве горючего с полимерным связующим, бутадиен-нитрильным каучуком (российское обозначение СКН - синтетический каучук нитрильный). Порошок оксида железа добавляется для регулирования скорости горения. Смеси этих компонентов в различных пропорциях используются для космических носителей, баллистических и тактических ракет. Эти топлива имеют удельный импульс от 280 до 300 с в зависимости от состава смеси. Продукты сгорания таких РДТТ содержат хлористый водород и частицы оксида алюминия. Описанное выше топливо получают путем измельчения отдельных компонентов в мелкодисперсный порошок и последующего их смешения с эластичным СКН в специальных смесителях, по конструкции похожих на обычные промышленные тестомешалки. После того как смесь достаточно перемешана, она заливается в корпус двигателя. В двигатель вставляется специальная форма для получения нужной конфигурации заряда (этот процесс напоминает приготовление бисквитного торта). Затем заряд подвергается полимеризации при тщательно контролируемой температуре. После окончания процесса полимеризации вставка удаляется, и к корпусу крепятся сопло, устройство воспламенения и другие элементы, необходимые для запуска двигателя и полета ракеты. Изготовление даже простейшего твердотопливного двигателя весьма опасно и требует тщательного контроля, в частности, защиты от статического электричества, использования неискрящих материалов и хорошей вентиляции паров и пыли для обеспечения безопасности рабочих. Производственные помещения для снаряжения РДТТ обычно разделены толстыми стенами и имеют слабые крыши, чтобы взрывная волна в случае аварии уходила вверх и не наносила большого ущерба. Корпус твердотопливного двигателя обычно изготавливается путем сварки из высококачественных металлических сплавов или композиционных материалов, наматываемых вокруг оправки, повторяющей внешние обводы заряда топлива. Корпус должен иметь очень высокую прочность, чтобы противостоять внутреннему давлению при горении, особенно в конце полета. Когда корпус готов, он очищается и снабжается изоляцией для предотвращения прогара. Для лучшего контакта изоляции и заряда часто применяется связующее. Одним из последних этапов изготовления твердотопливного двигателя является его проверка на наличие дефектов и инородных включений. Трещины в заряде служат дополнительными поверхностями горения, что может привести к увеличению тяги и изменению траектории полета. В худшем случае давление в камере сгорания может стать настолько большим, что двигатель разрушится. Процесс снаряжения двигателя завершается установкой пускового воспламенителя на его переднем днище и сопла на заднем. Пусковой воспламенитель обычно представляет собой небольшой ракетный двигатель, содержащий быстро сгорающее топливо, который выбрасывает факел пламени и поджигает заряд топлива. Для некоторых военных приложений необходимы такие ускорения, которые не могут обеспечить двигатели на основе СКН; тогда применяются металлизированные смесевые топлива на основе нитроглицерина или других мощных взрывчатых веществ. В этих случаях в двигателе протекает контролируемый взрывной процесс. Для контроля за процессом взрыва добавляются специальные химические замедлители реакции. Другие военные нужды потребовали разработки тактических ракет с бездымным горением, чтобы не было возможности проследить, откуда запущена ракета.
Испытания. РДТТ обычно испытываются на огневых стендах, где двигатель устанавливается неподвижно в горизонтальном или вертикальном положении и проверяется работа всех его систем. В процессе работы двигателя установленные на нем датчики измеряют тягу, давление и температуру продуктов сгорания, нагрузки на корпус и т.д. Во время огневых испытаний проверяются все возможные режимы работы, включая нерасчетные, которых не должно быть при нормальном полете.
Достоинства и недостатки. Твердотопливные двигатели используются в тех случаях, когда основными требованиями являются простота, легкость обслуживания, быстрый запуск и большая мощность при небольшом объеме. В первых американских баллистических ракетах использовалось жидкое топливо, однако начиная с 1960-х годов произошел переход на твердое топливо, что было связано с улучшением технологии его производства. РДТТ всегда использовались в небольших боевых снарядах и ракетах, устройствах катапультирования на реактивных самолетах и для отделения ракетных ступеней. Основным недостатком твердотопливных двигателей является практическая невозможность регулирования тяги во время полета, а также трудность отключения двигателя. В некоторых РДТТ отсечка тяги осуществляется путем открытия отверстий в передней части двигателя. Когда отверстия открываются (обычно это происходит с помощью специальных пиропатронов), давление внутри двигателя падает и соответственно уменьшается интенсивность горения. Кроме того, возникает обратная тяга, противоположная нормальной тяге основного сопла, и ускорение ракеты прекращается. Поскольку тяга РДТТ определяется геометрией и химическим составом заряда, изменение параметров двигателя для получения другой зависимости тяги от времени может потребовать проведения полного цикла испытаний нового двигателя.
ЖИДКОСТНЫЕ РАКЕТНЫЕ СТУПЕНИ
Наиболее эффективные ракеты работают на жидком топливе, потому что химическая энергия жидких компонентов больше, чем твердых, а продукты их сгорания имеют меньшую молекулярную массу.
Криогенные и самовоспламеняющиеся топлива. К жидким топливам, имеющим большую теплотворную способность, относятся некоторые криогенные вещества - газы, которые превращаются в жидкость при очень низких температурах, например жидкий кислород (при температуре ниже -183° С) и жидкий водород (ниже -253° С). С другой стороны, применение криогенных компонентов имеет ряд недостатков, к которым относятся необходимость содержания больших промышленных установок для ожижения газов, большое время заправки ракеты (несколько часов) и необходимость теплоизоляции топливных баков. Поэтому первые американские межконтинентальные баллистические ракеты на криогенном топливе, "Атлас" и "Титан I", были уязвимы для внезапного нападения, при котором для ответного удара имелось всего несколько минут.
СИСТЕМЫ ПОДАЧИ горючего и окислителя в камеру сгорания ЖРД: а - вытеснительная; б - насосная. 1 - бак горючего; 2 - форсунки смесительной головки; 3 - баллоны с газом высокого давления; 4 - клапаны; 5 - бак окислителя; 6 - рубашка охлаждения; 7 - баллоны с газом низкого давления; 8 - насосы; 9 - турбины; 10 - отбор горячего газа на привод турбины.
Жидкостные ракетные двигатели (ЖРД), использующие самовоспламеняющееся жидкое топливо, которое может храниться при нормальных температурах в течение длительного времени и воспламеняется при контакте компонентов друг с другом, были созданы в 1950-х годах, чтобы удовлетворить потребности военных по упрощению эксплуатации и уменьшению времени подготовки к пуску баллистических ракет. В таких двигателях в качестве окислителя применялся азотный тетроксид (N2O4), а в качестве горючего гидразин (N2H4) или несимметричный диметилгидразин (NH2-N[[CH3]]2) - комбинация, которая дает удельный импульс около 340 с. Компоненты самовоспламеняющегося топлива чрезвычайно токсичны и довольно агрессивны, поэтому они требуют крайней осторожности в обращении и периодической замены элементов конструкции, которые их содержат или находятся в контакте с ними. И хотя жидкостные баллистические ракеты с самовоспламеняющимся топливом впоследствии были заменены твердотопливными, это топливо по-прежнему незаменимо в двигателях ориентации и коррекции.
Двухкомпонентные ЖРД. В описанных выше ЖРД горючее и окислитель хранятся в отдельных баках и путем вытеснения или с помощью насосов подаются в камеру сгорания, где они воспламеняются и сгорают, создавая высокоскоростную газовую струю. В качестве окислителя часто используется жидкий кислород, что связано с простотой его получения из атмосферного воздуха. Хотя по сравнению со многими другими химическими веществами жидкий кислород сравнительно безопасен, для его хранения должны использоваться только очень чистые емкости, потому что кислород вступает в химическую реакцию даже с жировыми пятнами, оставляемыми отпечатками пальцев, что может привести к возгоранию. В качестве горючего в паре с кислородом чаще всего используются тяжелые углеводороды или жидкий водород. Теплота сгорания углеводородного горючего на единицу объема, например, очищенного керосина или спирта, выше, чем водорода. Углеводородное топливо горит ярким оранжевым пламенем. Основными продуктами сгорания смеси кислород/углеводород являются углекислый газ и пары воды. Удельный импульс такого топлива может достигать 350 с. Жидкий водород требует более глубокого охлаждения, чем жидкий кислород, однако его теплота сгорания на единицу массы выше, чем у углеводородных горючих. Водород горит почти невидимым голубым пламенем. Основным продуктом сгорания кислородо-водородной смеси является перегретый водяной пар. Удельный импульс двигателей на этом топливе может достигать от 450 до 480 с в зависимости от конструкции двигателя. (Двигатели, использующие жидкий водород, обычно работают в режиме избытка горючего, что позволяет уменьшить массовый расход топлива и повысить экономичность.) За прошедшие годы были испытаны многие другие комбинации горючего и окислителя, однако от большинства из них пришлось отказаться из-за их токсичности. Например, фтор является более эффективным окислителем, чем кислород, однако он чрезвычайно токсичен и агрессивен как в исходном состоянии, так и в продуктах сгорания. Различные смеси азотной кислоты с окислами азота раньше использовались в качестве окислителя, однако их достоинства перевешивались опасностью хранения и эксплуатации таких двигателей и ракет. Не всегда легко сделать выбор между углеводородным горючим и жидким водородом. Обычно для первых ступеней ракет используют жидкое углеводородное (или смесевое твердое) топливо для прохождения плотных слоев атмосферы на первых минутах полета. Конечно, жидкий водород - очень эффективное горючее, однако из-за его малой плотности для первой ступени потребовались бы большие топливные баки, что привело бы к увеличению веса конструкции и лобового сопротивления ракеты. На больших высотах и в космосе чаще применяются водородные двигатели, где их преимущества проявляются в полной мере. Такой подход осуществлен на ракете-носителе "Сатурн-5", где керосин используется в качестве горючего на первой ступени, жидкий водород - на второй и третьей ступенях, а жидкий кислород в качестве окислителя на всех трех ступенях. Аналогичный подход использован на "Шаттле", где в качестве ускорителей служат два мощных твердотопливных двигателя, а три двигателя основного блока работают на жидких кислороде и водороде, которые обеспечивают большой удельный импульс.
См. также
КОСМИЧЕСКИЕ ПОЛЕТЫ ПИЛОТИРУЕМЫЕ;
МАРШЕВЫЙ ДВИГАТЕЛЬ "ШАТТЛА". Слева - основной ТНА горючего; в центре - камера сгорания; справа - основной ТНА окислителя. Газы после турбин через коллектор подаются в камеру, куда впрыскивается основной расход окислителя.
Трехкомпонентные ЖРД. С начала 1970-х годов в России и США изучалась концепция трехкомпонентных двигателей, которые сочетали бы в себе достоинства минимального объема и минимальной массы в одном двигателе. При запуске такой двигатель работал бы на кислороде и керосине, а на больших высотах переключался на использование жидких кислорода и водорода. Такой подход, возможно, позволил бы создать одноступенчатую ракету, однако конструкция двигателя при этом значительно усложняется.
Однокомпонентные ЖРД. В таких двигателях используется однокомпонентное жидкое топливо, которое при взаимодействии с катализатором разлагается с образованием горячего газа. Хотя однокомпонентные ЖРД развивают небольшой удельный импульс (в диапазоне от 150 до 255 с) и намного уступают по эффективности двухкомпонентным, их преимуществом является простота конструкции. Топливо, например гидразин или перекись водорода, хранится в единственной емкости. Под действием вытесняющего давления жидкость через клапан поступает в камеру сгорания, в которой катализатор, например, оксид железа, вызывает ее разложение (гидразина на аммиак и водород, а перекиси водорода - на водяной пар и кислород). Однокомпонентные ЖРД обычно используются как двигатели малой тяги (иногда их тяга составляет всего лишь несколько ньютонов) в системах ориентации и стабилизации космических аппаратов и тактических ракет, для которых простота и надежность конструкции и малая масса являются определяющими критериями. Можно привести замечательный пример использования гидразинового двигателя малой тяги на борту первого американского спутника связи TDRS-1; этот двигатель работал в течение нескольких недель, чтобы вывести спутник на геостационарную орбиту, после того как на ускорителе случилась авария и спутник оказался на значительно более низкой орбите. Наиболее простой однокомпонентный двигатель работает от баллона сжатого холодного газа (например, азота), выпускаемого через клапан. Такие струйные двигатели применяются там, где недопустимо тепловое и химическое воздействие выхлопной струи газа или продуктов сгорания и где основным требованием является простота конструкции. Этим требованиям удовлетворяют, например, индивидуальные устройства маневрирования космонавтов (УМК), расположенные в ранце за спиной и предназначенные для перемещения при работах вне космического корабля. УМК работают от двух баллонов со сжатым азотом, который подается через соленоидные клапаны в двигательную установку, состоящую из 16 двигателей.
Двигательная установка. За большую мощность, регулируемость и высокий удельный импульс жидкостных ракетных двигателей приходится расплачиваться сложностью конструкции. Специальные системы должны обеспечивать подачу горючего и окислителя в строго определенных количествах из топливных баков в камеру сгорания. Подача компонентов топлива осуществляется с помощью насосов или путем вытеснения их давлением газа. В вытеснительных системах, обычно используемых в небольших двигательных установках, топливо подается за счет наддува баков; при этом давление в баке должно быть больше, чем в камере сгорания. В насосной системе для подачи топлива используются механические насосы, хотя некоторый наддув баков также применяется (для предотвращения кавитации насосов). Наиболее часто применяются турбонасосные агрегаты (ТНА), причем турбина питается газом собственной двигательной установки. Иногда для питания турбины используется газ, получаемый в результате испарения жидкого кислорода при прохождении его через контур охлаждения двигателя. В других случаях используется специальный газогенератор, в котором сжигается небольшое количество основного топлива или специального однокомпонентного топлива. Маршевый двигатель "Шаттла" с насосной системой подачи топлива относится к наиболее совершенным двигателям, которые когда-либо поднимались в космос. Каждый двигатель имеет по два ТНА - бустерный (низконапорный) и основной (высоконапорный). Горючее и окислитель имеют одинаковые системы подачи. Бустерный ТНА, приводимый в действие расширяющимся газом, повышает давление рабочего тела перед входом его в основной ТНА, в котором давление повышается еще больше. Большая часть жидкого кислорода проходит через охлаждающий тракт камеры сгорания и сопла (а в некоторых конструкциях - и ТНА) прежде, чем он подается в камеру сгорания. Часть жидкого кислорода подается на газогенераторы основных ТНА, где он реагирует с водородом; при этом образуется богатый водородом пар, который, расширяясь в турбине, приводит в действие насосы, а затем подается в камеру сгорания, где сгорает с оставшейся частью кислорода. Хотя небольшие количества кислорода и водорода расходуются на привод бустерных ТНА и наддув баков кислорода и водорода, в конце концов они также проходят через основную камеру сгорания и вносят вклад в создание тяги. Этот процесс обеспечивает суммарный КПД двигателя до 98%.
Производство. Производство ЖРД более сложно и требует большей точности, чем производство твердотопливных двигателей, поскольку они содержат вращающиеся с большой скоростью детали (до 38 000 об/мин в основных ТНА маршевого двигателя "Шаттла"). Малейшая неточность в изготовлении вращающихся деталей может привести к возникновению вибраций и разрушению. Даже когда лопатки, колеса и валы турбин и насосов двигателя должным образом сбалансированы, могут возникнуть другие проблемы. Опыт эксплуатации кислородо-водородного двигателя J-2, использовавшегося на второй и третьей ступенях ракеты "Сатурн-5", показал, что в таких двигателях часто возникает проблема высокочастотной неустойчивости. Даже если двигатель правильно сбалансирован, взаимодействие ТНА с процессом горения может вызвать вибрацию с частотой, близкой к частоте вращения водородного насоса. Вибрации двигателя происходят в определенных направлениях, а не случайным образом. При такой неустойчивости уровень вибраций может стать настолько большим, что это потребует отключения двигателя, чтобы избежать его поломки. Камеры сгорания обычно представляют собой сварную или штампованную тонкостенную металлическую конструкцию с охлаждающим трактом и смесительной головкой для подачи топлива.
Испытания. Необходимым этапом разработки ЖРД и его агрегатов являются испытания их на гидравлических и огневых стендах. В процессе огневых испытаний двигатель работает при давлениях и скоростях вращения ТНА, которые превышают нормальные рабочие значения, чтобы можно было оценить допустимые предельные нагрузки на отдельные агрегаты и конструкцию в целом. Летные образцы двигателей должны пройти приемо-сдаточные испытания, которые включают кратковременные и контрольно-выборочные огневые испытания, имитирующие основные этапы полета. Суммарное время испытаний и работы двигателя в полете не должно превышать его общий ресурс. Выключение, повторный запуск и регулирование тяги. Основным преимуществом ЖРД является возможность выключения, повторного запуска и регулирования тяги. Маршевый двигатель "Шаттла", например, может устойчиво работать в диапазоне от 65 до 104% номинальной тяги. Экипаж лунного модуля космического корабля "Аполлон", маневрируя при посадке, мог регулировать тягу двигателей до 10% от номинала. Напротив, тяга двигателей, обеспечивающ
Ракета M200.
РАКЕТА, летательный аппарат, движущийся под действием реактивной силы, возникающей при отбрасывании массы сгорающего ракетного топлива. Различают ракеты неуправляемые и управляемые, одно- и многоступенчатые. Стартовая масса от нескольких кг до нескольких тыс. т. Используются в авиации, космонавтике и др. Первое упоминание о ракетах датируется 1232 (Китай).
Ракета Sidewinder под крылом самолёта.
сущ., кол-во синонимов: 27
авиаракета (1)
антиспутник (1)
аэропчела (1)
звездолет (4)
ионоракета (1)
космолет (4)
летиха (1)
метеор (19)
метеоракета (1)
оружие (114)
противоспутник (1)
ракета-буксир (1)
ракета-дублер (2)
ракета-зонд (1)
ракета-метеозонд (1)
ракета-мишень (1)
ракета-носитель (1)
ракета-спутник (1)
ракета-торпеда (1)
сверхракета (1)
суперракета (1)
фоторакета (1)
швермер (2)
шутиха (10)
электроракета (1)
ракета - летательный аппарат без крыльев, с реактивным двигателем.
ракетостроение.
звездолет. космолет.
сущ.
Пост. пр.: нариц.; неодуш.; конкр.; ж. р.; 1 скл.
Ракета-носитель2
ЛЗ Беспилотный летательный аппарат с реактивным двигателем.
Непост. пр.: ед. чис.; Им. п.
Основа словоформы: ракет-
Основа слова: ракет
Немецкое - Rakete (снаряд из плотной бумажной трубки, набитый слабым пороховым составом и с прикрепленным деревянным прутом).
Голландское - raket (то же значение).
Итальянское - rocchetta, rocca (веретено).
Впервые заимствованное из немецкого языка слово с данным значением употребляется в 1696 г. Петром I. Именно в это время в России стали использоваться снаряды веретенообразной формы для фейерверков, судовых сигналов на море, в военных целях. Позже наименование «ракета» было дано и металлическим снарядам со взрывным пороховым зарядом.
Производные: ракетка, ракетчик, ракетница, ракетный.
Заимств. в Петровскую эпоху из нем. яз., где Rakete < итал. rocchetto, суф. производного от rocca «веретено». Ракета (сначала только шутиха) получила имя по своему внешнему сходству с веретеном.
I раке́та
I "вид метательного снаряда", впервые у Петра I, 1696 г.; см. Христиани 50. Через нем. Rakete или голл. rаkеt из ит. rоссhеttа, rосса "веретено" по причине внешнего сходства ракеты-шутихи с веретеном (Клюге-Гётце 467); ср. франц. fuséе "ракета" : fuseau "веретено".
II раке́та
II, обычно раке́тка, спорт. Из франц. raquette, ит. rассhеttа (М.-Любке 580; Гамильшег, ЕW 741); см. Преобр. II, 178.
РАКЕТА ы, ж. РАКЕТКА и, ж. raquette f. Обод, затянутый сеткой из струн и снабженный рукояткой, или лопатка с ручкой для игры в теннис. БАС-1. Однажды, при Потемкине. метал я с ним в волан, и раз до 500 ударили оба в ракетки, а сколько игрывал в свайку, в жмурки, и во все! 1818. Долг. Капище 72. Шутка, острота, рассуждение, отрицание, опровержение, все это быстро обменивается, перекидывая разговор как мяч, как волан, летящий с ракетки на другую. 1851. Растопчина Счастливая женщина 36. Из игр я помню: игру в горелки, а la barre, в мячи и в воланы (raquettes). Арнольд Восп. // РА 1891 2 336. Они зорко следили за кидаемым к ним мячом, не торопясь и не мешкая, ловко подбегали к нему, выжидали прыжок и метко и верно поддавая мяч ракетой, перекидывали за сетку. Толст. А. Каренина. - Лекс. Даль-3: раке/та; Уш. 1939: раке/тка.
- Запущенный «Союз».
- Унесённая в космос.
- «Энергия», несущая «Буран».
- Летательный аппарат с реактивным двигателем.
- Многоступенчатая ...
- Транспорт для Белки.
- Сигнальная или крылатая.
- «Чудо-птица, алый хвост, прилетела в стаю звёзд» (загадка).
- Баллистическая ...
- Космолёт.
- Реактивный снаряд.
- Переведите на китайский язык сочетание «огненная стрела».
- Прозвище Павла Буре.
- Фильм Ричарда Викторова «Третья ...».
- Реактивый Енот, член команды Стражи Галактики из комиксов компании Marvel.
- Один из первых паровозов, построенный в 1829 году отцом и сыном Джорджем и Робертом Стефенсонами.
- Повесть Василя Быкова «Третья ...».
- Этот теплоход на подводных крыльях построили в 1957 году на заводе «Красное Сормово».
- Марка российского пылесоса.
- Сорт помидоров.
ж.
Последняя ступень многоступенчатой ракеты, являющаяся носителем искусственного спутника какой-либо планеты до вывода его на орбиту.
Раке́та-носи́тель - многоступенчатая (2-5 ступеней) управляемая ракета для выведения в космос полезного груза (ИСЗ, космических кораблей, автоматических межпланетных станций и др.). Ракета-носитель сообщает полезному грузу скорость, большую или равную 1-й или 2-й космической. Продолжительность полёта современной ракеты-носителя на активном участке траектории около 17 мин; стартовая масса до 3000 т (до 90% массы составляет топливо).
* * *
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ - РАКЕ́ТА-НОСИ́ТЕЛЬ, многоступенчатая (2-5 ступеней) управляемая ракета для выведения в космос полезного груза (искусственного спутника Земли, космических кораблей, автоматических межпланетных станций и др.). Ракета-носитель сообщает полезному грузу скорость, большую или равную 1-й или 2-й космической. Продолжительность полета современной ракеты-носителя на активном участке траектории ок. 17 мин; стартовая масса до 3000 т (до 90% массы составляет топливо); масса выводимого на околоземную орбиту полезного груза ок. 140 т.
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ - многоступенчатая (2-5 ступеней) управляемая ракета для выведения в космос полезного груза (искусственного спутника Земли, космических кораблей, автоматических межпланетных станций и др.). Ракета-носитель сообщает полезному грузу скорость, большую или равную 1-й или 2-й космической. Продолжительность полета современной ракеты-носителя на активном участке траектории ок. 17 мин; стартовая масса до 3000 т (до 90% массы составляет топливо); масса выводимого на околоземную орбиту полезного груза ок. 140 т.
раке́ты-носи́теля, ж.
Многоступенчатая ракета для выведения в космос полезных грузов (искусственных спутников Земли, космических кораблей, межпланетных станций и т. п.).
Ракета-носитель "Союз" с пилотируемым космическим кораблем (СССР).
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ, многоступенчатая ракета для выведения в космос искусственного спутника Земли, космических кораблей, автоматических межпланетных станций и другого полезного груза. До 90% массы ракеты-носителя составляет топливо. Максимальная масса выводимого на околоземную орбиту полезного груза около 140 т (ракета-носитель "Сатурн-5", США, 1967).
Ракета-носитель. Старт "Сатурна-5" с космодрома на мысе Канаверал, США.
Ракета-носитель "Атлас". США