Казалось бы, что может быть общего у древнеримского метательного оружия - пилума, и у современной ракеты-носителя, доставляющей грузы в космос? Однако они все же имеют одно общее свойство: центр массы у них смещен ближе к "носу". У пилума это был тяжелый железный наконечник, призванный обеспечивать устойчивость полета и проникающую способность. Аналогично, при проектировании ракет инженеры также стремятся сместить центр массы к носовой части.
Данная концепция напрямую связана с аэродинамикой ракет. Поток воздуха, при столкновении с корпусом ракеты во время полета, создает давление. Это давление действует на ракету, и, если её хвост легче, он подобно хвосту стрелы или пилума стабилизирует ракету, делая ее полет более предсказуемым и устойчивым.
Простым языком: представьте, что вы бросаете дротик. Если его тяжелая часть (металлический наконечник) будет спереди, дротик полетит прямо и устойчиво. Если попытаться бросить его в обратную сторону, его полет будет хаотичным. Аналогичный принцип действует и в ракетостроении.
В мире ракетной техники, важно не только то, как быстро и высоко ракета может подняться, но и насколько хорошо она управляется в полете. Управление ракетой и ее стабилизация в полете являются критически важными, особенно при восхождении, когда ракета преодолевает плотные атмосферные слои и подвергается различным аэродинамическим нагрузкам. Так каким же образом можно повлиять на устойчивость и маневренность ракеты, правильно проектируя ее центр массы?
- Двигатели с изменяемым вектором тяги:
Современные ракеты часто используют двигатели с изменяемым вектором тяги. Это позволяет ракете корректировать свое направление, изменяя направление реактивной струи, исходящей из сопла. При этом, если центр массы ракеты смещен к ее носовой части, двигателям требуется меньшее отклонение для изменения направления хвоста. Это в свою очередь позволяет быстро и эффективно осуществлять необходимые коррекции траектории. - Аэродинамические хвостовые стабилизаторы:
Аэродинамические хвостовые стабилизаторы, которые иногда устанавливают на ракетах, работают как рули на самолете, помогая контролировать и стабилизировать полет. Легкий хвост обеспечивает быстрое и легкое отклонение с помощью этих стабилизаторов, что опять-таки обеспечивает лучшую управляемость.
При повороте или маневре ракеты центр массы играет значительную роль. Если он смещен к носовой части, требуется меньше энергии для изменения ориентации ракеты, так как хвостовая часть вращается легче и быстрее. Это не только упрощает управление ракетой, но и снижает энергетические потери на маневрирование. В итоге, такое размещение центра массы, предоставляет инженерам ряд преимуществ при проектировании систем управления.
Итак, давайте рассмотрим, как решается инженерная задача по смещению общего центра массы ракеты "вверх", ближе к носовой части.
Для начала стоит напомнить, что большая часть массы ракеты представлена топливно-окислительной смесью. Как правило, каждая ступень ракеты включает в себя два больших резервуара - один для окислителя, второй для топлива. Обратим внимание на физическую плотность этих компонентов:
- В качестве окислителя обычно используется жидкий кислород. Он имеет плотность около 1.14 кг/л. Это немного больше, чем плотность воды, и в большинстве топливных пар ракетного топлива, жидкий кислород обычно является более плотным и тяжелым веществом.
- Часто используемый в качестве топлива керосин RP-1 имеет плотность приблизительно 0.81 кг/л. То есть он на целых 30% легче жидкого кислорода.
- Другое популярное топливо, жидкий водород, имеет плотность всего 0.07 кг/л, то есть он в целых 16 раз легче окислителя.
- Перспективное горючее, которое планируется использовать в новых типах ракет - это жидкий метан. Его плотность составляет 0.41 кг/л, что также значительно меньше плотности жидкого кислорода.
Стоит отметить, что плотность топливных компонентов может немного варьироваться в зависимости от температуры, но в целом соотношение масс сохраняется.
На этом моменте вы уже вероятно догадались, что нужно сделать для смещения центра массы ракеты ближе к носу - резервуар с более плотным и тяжелым окислителем нужно располагать вверху, а резервуары с горючим, будь то керосин или жидкий водород - располагать в нижней части ракеты.
Вот несколько примеров, где этот принцип полноценно соблюдается на практике:
- Falcon 9 (Первая ступень, топливная пара керосин-кислород)
- Electron (Первая ступень, топливная пара керосин-кислород)
- Ariane 5 (Основная ступень, топливная пара водород-кислород)
- SLS (Основная ступень, топливная пара водород-кислород)
- H-II от JAXA (Первая ступень, топливная пара водород-кислород)
Во всех приведенных примерах ракет бак с тяжелым окислителем расположен сверху, над баком с менее плотным топливом. Причем для ракет, использующих в качестве топлива жидкий водород, аналогия со стрелой или дротиком оказывается наиболее явной.
Например, основная ступень новой лунной ракеты NASA Space Launch System (SLS), включает в себя резервуар с жидким водородом, масса которого при полной заправке составляет 144 тонны, а выше расположен резервуар с жидким кислородом, масса которого составляет примерно 862 тонны. При этом, объем водородного бака значительно превосходит объем бака с окислителем, из-за крайне низкой плотности жидкого H2. Таким образом, центр массы этой топливной системы ощутимо смещен к носу ракеты.
Существует еще один показательный пример описанного выше подхода. Space Shuttle, представляет собой необычный пример в мире ракетостроения и имеет неординарную компоновку. Отличительная черта этого аппарата заключается в его дизайне: сам космоплан с двигательной установкой закреплен на большом топливном баке, к этому же баку крепится и два боковых твердотопливных ускорителя. Из-за этой конфигурации, вектор тяги его основных двигателей не проходит параллельно продольной оси аппарата, а отклонен немного в сторону. Вектор тяги при этом проходит через точку общего центра масс всей конструкции.
Внешний топливный бак спроектирован и построен по уже знакомой нам схеме: в его носовой части располагается небольшой, но тяжелый (630 тонн) резервуар с окислителем, а нижнюю часть занимает огромный но легкий (106 тонн) бак с водородом. Можно было бы поменять их расположение местами? В таком случае, общий центр масс расположился бы значительно ниже, а двигатели должны были бы иметь огромный угол отклонения, создавая массу проблем для полета.
Несмотря на распространенность озвученных принципов ракетостроения, иногда инженеры и конструкторы делают исключения, руководствуюясь различными соображениями. Система Starship от SpaceX и её мощный ускоритель Super Heavy — яркий пример такого исключения.
В отличие от большинства современных ракет, в конструкции ускорителя Super Heavy более легкий резервуар с метаном расположен выше резервуара с кислородом.
Наша редакция не нашла точные причины такого решения, но мы решили сделать собственное предположение. Видимо, такое расположение баков было выбрано из-за габаритов и огромного веса этой ракеты. Она является сверхтяжелой системой, и большой резервуар с кислородом, расположенный сверху, потребовал бы создания чрезмерно тяжелой и прочной перегородки между баками. Если же расположить сверху более легкий бак с метаном, эта перегородка может быть значительно менее массивной. Соответственно, было принято решение жертвовать определенной стабильностью ракеты ради снижения её массы и упрощения конструкции.
Этот пример подчеркивает, что, несмотря на все инженерные правила и стандарты, в ракетостроении всегда есть место вариативности.
Подводя итог, современные ракеты обладают сложными и многочисленными системами, позволяющими им поддерживать стабильность полета. Однако даже такие, казалось бы, мелочи, как расположение баков, играют огромную роль в общем проектировании.
В ракетной технике просто не бывает несущественных деталей.
