С чего начинается космос? На Земле он начинается с мощных ракет, которые при запуске издают оглушительный грохот и постепенно затихают, оставляя после себя лишь отдаленный раскат в небе. Эти ракеты-носители, доставляющие грузы к звездам, являются самыми мощными и сложными машинами, создаваемыми человеком. И, безусловно, одними из самых захватывающих. О том, как они выполняют свою полетную задачу, читайте в обзоре Naked Science.
Основная задача космической ракеты, или ракеты-носителя, заключается в доставке полезного груза с поверхности Земли на орбиту. Для выполнения этой задачи ракета поднимает груз над атмосферой и придает ему необходимую орбитальную скорость. Процесс выведения полезной нагрузки на орбиту включает в себя подъем и разгон, в результате чего достигается высота примерно 200-300 километров.
Обычно ракеты-носители стартуют вертикально с поверхности Земли, после чего их траектория начинает отклоняться от вертикали. Во время полета происходит отделение ступеней, из которых состоит ракета. Завершающая ступень доводит ракету до необходимой скорости и отделяется от полезной нагрузки, которая затем начинает свой независимый космический полет. При запуске важна не только достигнутая скорость, высота и угол наклона, но и точность настройки этих параметров.
Его величество двигатель
Ракета набирает скорость благодаря тяге двигательной установки, которая состоит из одного или нескольких двигателей. Двигатель – важнейший, сложный и дорогостоящий элемент ракеты. Он решает две основные задачи: обеспечивает сжигание топлива в камере сгорания, в результате чего образуется горячий и сильно сжатый газ. И направляет этот газ через реактивное сопло, создавая тягу. Эффективность двигателя и общие характеристики ракеты определяются тем, насколько успешно выполняются обе эти задачи. В качестве основных двигателей для ракет-носителей чаще применяются жидкостные ракетные двигатели, сокращенно ЖРД.
Название «жидкий» обусловлено использованием топлива, которое состоит из двух жидких компонентов – горючего и окислителя, формирующих топливную пару. В процессе горения эти компоненты вступают в химическую реакцию, в которой атомы горючего отдают свои электроны атомам окислителя, что приводит к образованию молекул газа. Для обеспечения полного сгорания горючее и окислитель необходимо подавать в определенном соотношении и максимально тщательно перемешивать. Эта задача выполняется форсунками, расположенными в форсуночной головке в начале камеры сгорания. Оба компонента поступают в них под давлением, достигающим десятков и сотен атмосфер, и распыляются в виде очень мелкой взвеси. Зачастую горючее и окислитель смешиваются в одной форсунке, формируя единый плотный факел. Воспламенение происходит уже в начале факела форсунки, который распыляется в зону горения. Высокое давление в камере сгорания обеспечивает очень быстрое сгорание. Химическая энергия топлива трансформируется в потенциальную энергию продуктов сгорания, проявляющуюся в виде высокой температуры и давления газа.
Сжатый газ направляется в реактивное сопло, которое состоит из двух секций. Камера сгорания переходит в сужающуюся часть сопла, где дозвуковой поток газа начинает ускоряться. В самой узкой области сопла, известной как критическое сечение, скорость потока достигает звуковой. Затем он поступает в расширяющуюся часть сопла, где становится сверхзвуковым и продолжает ускоряться до выхода. При этом давление и температура постоянно уменьшаются, в то время как скорость потока непрерывно увеличивается. Сопло преобразует тепловую и давление потенциальную энергию газа в кинетическую энергию струи, выполняя функцию тепловой машины для разгона газа. Вытекающая струя создает реактивную силу, направленную в противоположную сторону, которая и является основной составляющей тяги двигателя. Скорость истечения газа из сопла напрямую влияет на величину тяги. Именно поэтому струю разгоняют до высокой скорости, на выходе из сопла она может быть в три раза превышать скорость звука. (Подробнее газодинамику и работу реактивного сопла мы рассматривали здесь)
Значительное количество топлива поступает в камеру сгорания, где оно сгорает при температурах, достигающих трех тысяч градусов, и под высоким давлением. Это создает существенную силовую и тепловую нагрузку на камеру сгорания и сопло.
Сопло нагревается до высокой температуры. Без системы охлаждения стенок камеры и сопла они неизбежно разрушатся, что приведет к возгоранию двигателя. Охлаждение стенок камеры и сопла осуществляется различными способами. Компоненты топлива циркулируют по специально созданным тонкими каналам, расположенным в стенках сопла и камеры, тем самым отводя часть тепла от стенок. Помимо этого, в камере сгорания формируется пристеночная жидкостная пленка из горючего вещества. Камера изготавливается из особо прочных материалов, способных выдерживать огромное рабочее давление. Силовая рама передает усилие тяги от камеры сгорания на корпус ракеты.
Увеличение количества сожженного топлива в двигателе приводит к росту тяги. Подачу топлива в ракетном двигателе обеспечивает его вторая по значимости часть – турбонасосный агрегат, сокращенно ТНА. Он включает в себя основные насосы горючего и окислителя, а также вспомогательные насосы и газовую турбину, приводящую их во вращение. Турбонасосный агрегат функционирует в условиях экстремальных нагрузок. Чтобы создать необходимый расход компонентов и высокое давление за насосами, турбина выполняет колоссальный объем работы и обладает значительной мощностью при небольших габаритах. Отдельная камера сгорания ТНА обеспечивает сжигание компонентов топлива и направляет полученный газ на лопатки турбины. Отработанные газы, выходящие за турбиной, либо сбрасываются за борт в двигателях с открытым циклом, либо направляются на дожигание в основную камеру сгорания двигателей с закрытым циклом.
В последнее время стали доступны сверхлегкие ракеты, в жидкостных ракетных двигателях которых отсутствует турбонасосный агрегат. Электромоторы, использующие энергию, накопленную в аккумуляторах, приводят в действие насосы горючего и окислителя. К таким ракетам относятся сверхлегкая ракета-носитель Electron компании Rocket Lab и ракета Rocket компании Astra. Благодаря небольшим двигателям, которые человек может удерживать в одной руке, становится возможным применение электрического привода для топливных насосов. Электромоторы питаются от литий-полимерных батарей, которые сбрасываются в полете по мере их разрядки.
Несмотря на кажущуюся простоту конструкции, работа двигателя на практике представляет собой сложный процесс. Газодинамические явления, происходящие в двигателе, не являются тривиальными и нуждаются в грамотной организации и контроле. Не менее сложна и разветвленная гидродинамика жидких компонентов, а также процессы теплообмена и другие динамические, физические и химические взаимодействия. Функционирование двигателя может быть нарушено из-за неустойчивых режимов. Если давление в камере сгорания превысит допустимый уровень, то перепад давления от форсунок в камеру уменьшится, что приведет к снижению подачи топлива в камеру. Уменьшенное количество топлива сгорит, что вызовет снижение давления в камере и увеличение перепада давления на форсунках, приводя к избыточной подаче топлива в камеру. Его сгорание создаст скачок давления в камере – и цикл колебаний давления повторится. Подобные колебания давления могут иметь частоту до десятка раз в секунду и способны привести к усилению колебательного процесса, что может повлечь за собой разрушение камеры сгорания или к неустойчивому горению с падением тяги. Это и есть низкочастотная неустойчивость двигателя.
Высокочастотная неустойчивость проявляется в виде акустических колебаний, возникающих внутри камеры сгорания и формирующих стоячие волны различной формы в её объеме. Акустические колебания, многократно отражаясь от стенок камеры и объединяясь, усиливаются до уровня, близкого к ударным волнам, сопровождаясь ростом давления и температуры в области фронта волны. В точках соприкосновения волн со стенками камеры возникают локальные участки с повышенным давлением и температурой, что может приводить к образованию прогаров и разрушений. Кроме того, высокочастотная неустойчивость способна негативно влиять на процесс сгорания топлива. Для борьбы с этим типом неустойчивости применяют различные методы, такие как установка специальных перегородок в камере, изменение расположения форсунок и другие меры.
Управлением тягой двигателя необходимо заниматься. К примеру, при запуске ракеты-носителя «Союз» тяга двигателей РД-107 увеличивается не постепенно, а поэтапно. Вначале включается режим предварительной тяги. Стоит отметить, что на данном этапе турбонасосный агрегат еще не функционирует, насосы остаются неподвижными, а керосин и кислород просто под действием силы тяжести перетекают из баков в камеры сгорания, подобно воде из водонапорной башни. Однако в камерах они уже активно горят, вырываясь наружу в виде больших клубов пламени и освещая нижнюю часть ракеты продолжительной яркой вспышкой. Если горение происходит нормально и стабильно, то включается режим первой промежуточной тяги. Запускается и раскручивается турбонасосный агрегат, увеличивается расход компонентов и тяга, продолжается контроль работы двигателя. Затем следует вторая промежуточная ступень. Повышение давления в магистралях и подача топлива усиливаются настолько, что тяга становится больше веса ракеты, и она поднимается в воздух. И лишь спустя шесть секунд после старта ракеты двигатель переводится в режим главной тяги, на максимальную мощность. У других ракет циклограммы (точные и детальные последовательности действий) выхода двигателей на полную тягу могут отличаться, но все они требуют постоянного контроля параметров работы двигателя сотни и тысячи раз в секунду. Величина тяги регулируется изменением работы турбины турбонасосного агрегата или клапанами подачи компонентов топлива. Направление тяги корректируется посредством подвижного качающегося подвеса основных или управляющих камер сгорания, разницей тяги в многокамерных двигательных установках и другими способами.
Остановка двигателя – процесс, требующий аккуратности. Невозможно сразу перекрыть подачу топлива через основные клапаны, так как это может вызвать гидроудары в топливопроводах. Необходимо также уменьшить импульс последействия – остаточную тягу, проявляющуюся после прекращения подачи топлива. Дело в том, что тяга снижается до нуля не моментально и резко, а постепенно, расходуя избыточное давление в камере сгорания и дожигая топливо, распыленное форсунками. Перед окончательным выключением двигатель переводят в режим пониженной мощности, уменьшая подачу топлива и давление в камере. Затем отдается команда на выключение, которая прекращает подачу топлива в камеры сгорания.
Включение двигателей последней ступени нередко происходит в два этапа: на первом из них ступень с полезной нагрузкой выходит на опорную орбиту. После достижения ею заданной точки орбиты осуществляется второе включение двигателя, которое переводит ступень на другую, целевую или переходную орбиту. Запуск двигателя в условиях невесомости предполагает осаждение топлива, растекшегося по бакам, к заборному отверстию. Для этого используют небольшие твердотопливные двигатели, также известные как двигатели ориентации. Они создают незначительную продольную перегрузку, смещая остатки топлива к нижней части бака. Затем происходит повторное включение главного двигателя ступени, что знаменует начало следующей фазы выведения.
Топливо – энергия для полета
Топливо подается к двигателю по трубопроводам, которые представляют собой основные магистрали для горючего и окислителя, расположенные внутри баков и в двигательном отсеке. Перед запуском криогенное топливо требует предварительного охлаждения небольшим количеством этих компонентов, чтобы охладить магистрали и каналы двигателя. Этот процесс называется захолаживанием двигателя. Подача рабочих объемов в неохлажденный двигатель может вызвать закипание криогенных компонентов и резкий скачок давления в магистралях, что может привести к прекращению подачи и обратному выбросу топлива. В трубопроводах недопустимы гидроудары и кавитация, поэтому в заборных отверстиях баков устанавливают воронкогасители. Для минимизации негативных последствий магистрали оснащают буферными бачками, бустерными (предварительными) насосами и другими приспособлениями.
Для ракет-носителей применяют различные виды топлива: криогенные компоненты в виде сжиженных газов или высококипящие, такие как керосин или несимметричный диметилгидразин. Наиболее часто используемыми парами являются «керосин и кислород» и «водород и кислород». Топливная пара «азотный тетраоксид и несимметричный диметилгидразин», также известная как гептил, постепенно теряет свою актуальность. Активно внедряется многообещающая пара «кислород и метан». Ключевые параметры ракетного топлива включают в себя количество энергии, выделяемой при сгорании килограмма топлива, плотность, определяющую необходимый объем топливных баков, и криогенность, которая требует применения теплозащитных мер. Помимо этого, значительную роль играют стоимость топлива, его экологичность, технологичность производства, транспортировки, хранения, а также наличие необходимой инфраструктуры для заправки и другие факторы. Например, топливная пара «азотный тетраоксид и несимметричный диметилгидразин» обладает свойством самовоспламенения, то есть загорается сразу же при смешивании компонентов, что исключает необходимость использования воспламенительных устройств.
Топливо составляет значительную часть массы ракеты – до 9/10 от ее стартовой массы. Емкости для его хранения – достаточно сложные конструкции. Баки, предназначенные для жидких газов, нуждаются в теплоизоляции для предотвращения не только нагрева содержимого, но и конденсации воздуха на внешней поверхности, переходящего в жидкое состояние, как, например, на поверхности баков с жидким водородом. Внутри баков располагаются перегородки, уменьшающие колебания топлива во время полета. Для нормальной работы бак должен выдерживать давление наддува и многократный вес топлива при воздействии перегрузок. Также в баках предусмотрена система термостатирования, которая постоянно перемешивает криогенный компонент и препятствует его расслоению. В противном случае в верхней части может образоваться нагретый слой, приводящий к его закипанию и резкому скачку давления в баке, что может привести к его разрушению. Кроме того, система барботирования продувает через компонент поток мелких пузырьков, обеспечивающих его перемешивание на микроскопическом уровне. Предусмотрена система одновременного опорожнения баков, синхронизирующая расход горючего и окислителя, что позволяет сократить количество неиспользованного топлива. Также имеется система наддува, обеспечивающая необходимое давление в баке и изменяющая его перед запуском. Системы датчиков, соединенные информационными линиями. И перечисленное выше – далеко не полный перечень оборудования.
При запуске космических аппаратов часто применяются твердотопливные двигатели. Они выступают в роли ускорителей на начальном этапе работы первой ступени, обеспечивая до половины или даже до четырёх пятых необходимой взлетной тяги. В качестве твердого топлива используется смесь минерального окислителя, как правило, перхлората аммония, и алюминиевой пыли, выполняющей функцию горючего. Эти компоненты измельчаются и соединяются полимерным связующим – синтетическим каучуком, известным как полибутадиенакрилонитрил или бутадиен-нитрильный каучук (БНК). Он содержит значительное количество углерода и водорода и сам по себе является горючим. Именно это горючее обеспечивает образование газа, диоксида углерода и водяного пара. Алюминий, при сгорании в кислороде, выделяющемся при разложении перхлората аммония, не образует газов, а лишь повышает температуру. Газы, образующиеся в результате сгорания синтетического каучука, служат рабочим телом, расширяющимся в канале реактивного сопла.
Твердотопливные двигатели уступают жидкостным по энергетическим характеристикам. Однако они более экономичны и удобны в использовании. Благодаря компактным габаритам, твердотопливные двигатели способны обеспечивать значительную тягу, и самые крупные из них являются самыми мощными двигателями, разработанными человеком. Ракеты-носители применяют твердотопливные ускорители в количестве от одного до шести, которые крепятся по бокам первой ступени с жидкостными ракетными двигателями и отбрасываются после завершения работы. В некоторых случаях сами ракеты-носители могут быть полностью твердотопливными или включать в свою конструкцию твердотопливные ступени.
Летающая конструкция как динамическая система
Ракета-носитель состоит из ступеней, как правило, двух или трех. Это необходимо для отделения отработанных топливных баков во время полета, чтобы избежать ненужного расхода топлива на их разгон. Схема разделения на ступени может быть различной: поперечная, продольная или комбинированная. Ракета «Союз», используемая для отправки космонавтов на орбиту, использует компоновку с центральным блоком, окруженным четырьмя боковыми. На старте все блоки работают синхронно, а после использования топлива боковые отделяются. Центральный блок продолжает функционировать как вторая ступень, и после выработки топлива он отделяется от третьей ступени, которая доводит ракету до орбиты.
Топливные пары ступеней могут быть идентичными или отличаться. К примеру, все ступени ракет «Союз» или Falcon 9 работают на кислородно-керосиновой смеси, в то время как ракета Delta-4 Heavy использует кислородно-водородное топливо. В свою очередь, у ракет Saturn-5 и Atlas V первая ступень работает на кислородно-керосиновой смеси, а остальные – на кислородно-водородной. Ступени соединены переходными отсеками, которые передают усилие с нижней ступени на верхнюю. Разделение ступеней должно происходить плавно, чтобы нижняя ступень не догнала верхнюю из-за импульса последействия двигателей и не столкнулась с ней. Первая ступень всегда является самой крупной и тяжелой. Она функционирует до высот 40-60 километров, около двух минут полета, после чего разрушается в районах падения. Вторая ступень выводит полезную нагрузку на орбиту – или повторяет судьбу первой ступени, если присутствует третья ступень, которая и достигает космической скорости.
В процессе полета на ракету воздействуют различные нагрузки. Атмосфера оказывает сопротивление корпусу, создавая аэродинамические силы. При косом обтекании ракеты возникают боковые аэродинамические силы. Максимальная нагрузка потоком наблюдается примерно через минуту полета, сразу после достижения звуковой скорости и на высоте восьми-девяти километров. Чтобы уменьшить потери скорости и защитить полезную нагрузку от встречного потока, сверху ракеты устанавливают обтекатель. После выхода ракеты за пределы атмосферы его отбрасывают. Атмосфера также способствует стабилизации ракеты: для этого на некоторых первых ступенях имеются стабилизаторы – например, треугольные крылышки на «Союзе».
В технике ускорение принято называть перегрузкой. Для определения её величины ускорение сопоставляется со средним ускорением силы тяжести на поверхности Земли, что позволяет получить числовое значение перегрузки. Наша повседневная жизнь проходит в условиях постоянной перегрузки, равной земному тяготению.
Ракета со всеми ее компонентами, соединениями и устройствами функционирует и подвергается воздействию возрастающей перегрузки, от которой невозможно обеспечить защиту. Масса узлов и агрегатов, а также вес топлива в баках увеличиваются в зависимости от величины перегрузки: при двукратной – в два раза, при трехкратной – в три раза. Растет и давление топлива в баках и трубопроводах. Этот фактор необходимо учитывать при проектировании и предусматривать достаточный запас прочности. Перегрузка постепенно увеличивается до трех-четырех единиц к моменту завершения работы каждой ступени, после чего резко снижается до нуля, а затем снова возрастает аналогичным образом при работе последующей ступени.
Конструкционные элементы ракеты должны сочетать высокую прочность и минимальный вес. В связи с этим, в их изготовлении широко используются сплавы на основе алюминия и магния, которые в последнее время дополняются изделиями из углеродных композитов. Также применяются сталь, медь, золото и другие материалы. Для твердотопливных ускорителей используют как стальные, так и композитные корпуса, изготовленные путем намотки прочных нитей с последующим закреплением полимерными составами. В современной сверхлегкой ракете Electron компании Rocket Lab используется углеродное волокно, из которого изготовлены баки для керосина и жидкого кислорода.
Ракета – это сложная динамическая система, характеризующаяся одновременным протеканием множества процессов и воздействием широкого спектра силовых и тепловых нагрузок.
В процессе расходования топлива происходит изменение его массы и положения в баке, а также возможно смещение и колебания поверхности. С выработкой топлива изменяется и центр масс ракеты. Корпус охватывают различные вибрации, которые усиливаются в одних зонах и ослабевают в других, последовательно сменяя друг друга. На конструкцию действуют разнообразные силы, создающие сжимающие, растягивающие и крутящие нагрузки. Длинный корпус функционирует как балка, подверженная изгибу – с колебаниями концов относительно друг друга и центра масс ракеты. В результате комплексного воздействия материал конструкции находится в сложном напряженном состоянии, характеризующемся сочетанием разнообразных статических и динамических нагрузок.
Первая в мире ракета-носитель, основанная на разрабатываемой межконтинентальной баллистической ракете 8К71 (которая была создана уже после вывода на орбиту первого спутника), получила название «Спутник» (8К71-ПС) после успешного подтверждения выхода на орбиту первого спутника ПС-1. «Простейший спутник 1» имел массу всего 83,6 кг. Второй спутник, на борту которого находилась собака Лайка, уже весил полтонны, но не обладал многими системами, характерными для автономных спутников, и оставался соединенным со второй ступенью ракеты. Третий спутник Д-1, для публикации в газетах называемый «Спутник-3», должен был стать первой полноценной научной станцией в космосе; его научное и измерительное оборудование составляло почти тонну массы, а общий вес спутника достигал 1327 кг. Для его запуска потребовалась значительная модернизация ракеты-носителя, в результате которой она получила новый шифр 8А91.
Запуск модернизированной ракеты (№Б1-2) состоялся 27 апреля 1958 года. Изначально ракета и ее компоненты функционировали исправно. Однако, в магистрали окислителя центрального блока, под воздействием возрастающей перегрузки во время полета, возникли и усилились продольные колебания. Это вызвало колебания давления жидкого кислорода на входе в двигатель и спровоцировало пульсации тяги. Вследствие переменной тяги двигателя центрального блока на 88-й секунде полета начались резонансные силовые колебания боковых блоков ракеты, которые стремительно возрастали. Всего через восемь секунд, на 96-й секунде полета, боковые блоки отделились от центрального блока, и ракета была разрушена в воздухе. Обломки ракеты упали в пределах полигона, на расстоянии примерно в ста километрах от места старта. Спутник отделился от ракеты и падал независимо, что позволило ему выжить, лишь слегка деформировавшись при ударе о землю. Таким образом, развернулась и произошла первая космическая авария. Проведенное расследование в итоге позволило успешно запустить «Спутник-3» в качестве дублирующего аппарата 15 мая 1958 года.
В ракете-носителе устанавливается значительное количество разнообразных систем и подсистем, как основных, так и вспомогательных, которые выполняют широкий спектр задач и обеспечивают функционирование бортового оборудования. Среди них – гидро- и пневмосистемы, разветвленная бортовая электросеть, включающая линии и контуры питания, распределительные устройства и источники электроэнергии, а также пироболты и пироклапаны с линиями управления их активацией, и линии связи со ступенями. Для повышения надежности важные системы дублируются, создаются резервные линии и блоки, а наиболее критичные – троируются.
Управляемый полет
Для обеспечения полета необходимо непрерывное управление, которое осуществляет система управления полетом. Гироскопические датчики фиксируют вращение ракеты относительно трех осей и определяют ее ориентацию в пространстве. Акселерометры позволяют точно измерять ускорения вдоль трех пространственных координат. На основе интегрирования ускорений рассчитываются текущие скорости и общая скорость ракеты (скорость центра масс), включая ее величину и направление. А двукратное интегрирование ускорений предоставляет данные о координатах положения ракеты в пространстве относительно точки старта – удаление по прямой, ортодромную дальность (по поверхности Земли), высоту и боковое смещение. Таким образом функционирует инерциальный блок системы управления; он может быть дополнен астронавигацией, радионавигацией, системой GPS и другими навигационными каналами.
Система управления непрерывно сопоставляет фактическое положение ракеты и ее скорость с заданными программными значениями, соответствующими текущему этапу полета. При приближении отклонений от расчетной траектории к допустимым пределам, система управления полетом генерирует команды, которые направляются на исполнительные механизмы – основные или корректирующие двигатели. Они изменяют режим работы на заданную величину или отклоняются с помощью подвижных подвесов. Это приводит к корректирующему движению ракеты, которое возвращает ее ближе к расчетной траектории и регулирует ее скорость. Ракета движется вокруг расчетной траектории в пределах пространственной зоны, ограниченной максимально допустимыми отклонениями, и благодаря работе системы управления не выходит за их границы. Алгоритмы управления оптимизируют движение носителя, уменьшая число приближений к границам допустимых отклонений и частоту корректирующих движений.
Постепенно система управления полетом наклоняет ракету, отклоняя ее в сторону горизонта и корректируя программу изменения угла наклона. Угол тангажа – это наклон продольной оси ракеты относительно плоскости горизонта. По мере увеличения высоты и удаления от стартовой площадки скорость ракеты становится все более ориентированной в горизонтальной плоскости. Достигнув заданной скорости, система управления полетом отключает двигатель последней ступени и запускает полезную нагрузку в свободный полет. Иногда это происходит после повторного включения двигателя и перехода на другую орбиту.
Конструкции ракет-носителей и схемы их полета постоянно совершенствуются. Среди распространенных схем выделяется двухступенчатая тяжелая ракета Falcon 9, разработанная американской компанией SpaceХ. Первая ступень этой ракеты, оснащенная девятью двигателями, спроектирована как возвращаемая и многоразовая; на данный момент ее повторное использование было осуществлено уже шесть раз. Разделение ступеней происходит на высоте 60 километров, при этом в первой ступени сохраняется запас топлива, необходимый для посадки. Набрав инерцию и поднявшись до 120 километров, ступень переходит к управляемому спуску. В процессе снижения для ориентации используются двигатели, а для управления в атмосфере – раскрывающиеся решетчатые аэродинамические рули, расположенные в верхней части ступени. Для снижения скорости происходит несколько включений трех из девяти основных двигателей. В результате управляемого спуска ступень меняет направление и приземляется на площадку вблизи стартового комплекса или совершает посадку на плавучую платформу в океане, раскрывая три посадочные опоры перед касанием. Таким образом, повторно используются как корпус ступени, так и девять из десяти двигателей – наиболее дорогостоящие компоненты ракеты (десятый остается на второй ступени). Также возвращаются и две половинки обтекателя, предназначенные для повторного использования, которые опускаются на управляемых парашютах и захватываются широкой сеткой специального судна, движущегося по ходу. Многоразовое использование первой ступени сегодня испытывают и на других ракетах, как уже существующих, так и находящихся в стадии разработки.
Для реализации таких траекторий необходимы отдельные системы управления полетом, предназначенные для возвращаемых элементов ракеты, которые переходят к управляемому полету после завершения работы основной ступени. Первая ступень, выполняющая контролируемую посадку, должна быть оснащена полноценной системой управления полетом после отсоединения второй ступени – включая бортовой измерительный комплекс и блок выработки команд, а также исполнительные механизмы. Аналогичные требования предъявляются и к возвращаемым половинкам обтекателя, поскольку они активируют средство возвращения в виде планирующих парашютов и, посредством их управления, достигают заданных точек посадки. Фактически, многоразовая ракета-носитель, подобная «Falcon-9», в ходе полета разделяется на несколько самостоятельных летательных аппаратов, которые после выполнения основной задачи осуществляют собственные автономные управляемые полеты с целью посадки в определенных местах. Это принципиально новая архитектура системы управления полетом ракеты-носителя, которая сегодня успешно применяется на практике и все шире внедряется в ракетно-космической технике.
Информационные потоки возникают не только в системе управления полетом ракеты. На борту установлено большое количество датчиков, фиксирующих разнообразные параметры. Давление и температура в камерах сгорания, давление в магистралях, по которым поступают горючее и окислитель, частоты и амплитуды вибраций в различных частях ракеты, перегрузка и местные ускорения, температуры, давления и расходы, электрические напряжения и токи, положение переключателей и клапанов, обороты турбины ТНА, а также сотни и тысячи других показателей. Эти измерения необходимы для контроля состояния ракеты и многих процессов, происходящих на ее борту. Когда ракета находится на старте, данные передаются через примыкающую к ней кабель-мачту. Это и есть кабельная телеметрия – измерение и передача данных с ракеты по кабельным линиям. В процессе полета информация передается по радиоканалам – это радиотелеметрия. Телеметрическое оборудование ракеты характеризуется высокой пропускной способностью и высокой частотой измерений. В современных телеметрических системах датчики опрашиваются тысячи раз в секунду, а количество каналов (количество датчиков) достигает нескольких, а иногда и многих тысяч.
Для пилотируемых космических аппаратов предусмотрена система аварийного спасения, сокращенно САС. Она располагается над космическим кораблем и состоит из твердотопливного двигателя с соплами, направленными назад и в стороны. При возникновении аварийной ситуации на старте или в процессе полета, требующей эвакуации экипажа, система управления активирует САС, которая отклоняет корабль с людьми в безопасное место, впереди и вдали от неисправной ракеты-носителя. Если выведение проходит в штатном режиме, согласно плану, то САС отделяется от корабля на этапе работы второй ступени и уводится в сторону с помощью небольшого сопла, чтобы не создавать излишней нагрузки на разгон корабля. Современные конструкции космических кораблей могут предусматривать иную компоновку САС, интегрированную с кораблем и не отделяемую при выведении, как это реализовано у Crew Dragon от компании SpaceХ.
Ракеты-носители выводят на орбиту грузы, отличающиеся по массе. Орбиты могут значительно различаться, что требует для выведения на них различного количества энергии и затрат топлива. Для достижения более высоких орбит необходимо больше энергии; также важен угол наклона орбиты – для полярных орбит требуются большие затраты энергии, поскольку запуски на них осуществляются перпендикулярно вращению Земли, не используя его. Для оценки грузоподъемности ракет обычно используют опорные низкие орбиты высотой примерно 200 км, имеющие форму круга и умеренный наклон к экватору. Ракеты-носители подразделяются на несколько классов по грузоподъемности. Это деление носит достаточно условный характер и со временем меняется в разных странах, однако примерная классификация по массе груза выглядит следующим образом: сверхлегкие – 0,1– 0,3 тонны, легкие – до 1 тонны, средние – 1–20 тонн, тяжелые – 20–100 тонн, сверхтяжелые – свыше 100 тонн.
Ракета-носители представляют собой обширную область космической техники. Для более детального изучения их характеристик целесообразно более внимательно рассмотреть каждый класс. Возможно, Naked Science в будущем и сделает это, однако в настоящий момент наш рассказ завершен. В мире постоянно разрабатываются новые ракеты-носители. Современные технологии позволяют создавать ракеты, которые ранее казались недостижимыми. В течение ближайшего десятилетия внешний вид и возможности космических ракет могут значительно расшириться и трансформироваться, превосходя наши ожидания. При этом будут сохранены многие основные принципы, применяемые в современных ракетах-носителях. Время покажет.