Уносящие к звездам

Роль космической ракеты, или ракеты-носителя – поднять полезную нагрузку с земной поверхности до орбиты. Для этого ракета поднимает груз выше атмосферы и разгоняет его до орбитальной космической скорости. Подъем и разгон происходят в общем процессе выведения полезной нагрузки на орбиту, в результате которого достигается высота около 200-300 километров.

Большинство ракет-носителей стартуют вертикально с поверхности Земли, постепенно их траектория все больше наклоняется. В полете происходит отделение ступеней, из которых собрана конструкция ракеты. Последняя ступень заканчивает разгон и отделяется от полезной нагрузки, начинающей свой самостоятельный космический полет. В пуске важна не только достигнутая скорость, высота и наклонение, но и точность выполнения этих параметров.

Его величество двигатель

Ракета разгоняется силой тяги двигательной установки, включающей один или несколько двигателей. Его величество двигатель – самая важная, сложная и дорогая часть ракеты. Он выполняет две ключевые задачи: сжигает в камере сгорания топливо, в ходе этого процесса получается очень горячий и сильно сжатый газ. И разгоняет газ своим реактивным соплом, создавая силу тяги. От того, насколько правильно решаются обе задачи, зависят эффективность двигателя и совершенство ракеты. В качестве основных двигателей ракет-носителей чаще используют жидкостные ракетные двигатели, или ЖРД.

Жидкостным он называется из-за топлива, состоящего из двух жидких веществ – горючего и окислителя, – образующих топливную пару. Они вступают в химическую реакцию горения, в которой атомы горючего отдают свои электроны принимающим их атомам окислителя и образуют молекулы газов. Для полноты сгорания горючее и окислитель нужно подать в правильном соотношении и как можно лучше перемешать. Это делают форсунки, находящиеся в форсуночной головке в начале камеры сгорания. Оба компонента подаются в них с большим давлением многих десятков и сотен атмосфер, распыляясь в очень тонкую взвесь. Часто горючее и окислитель соединяются в общей форсунке, перемешиваясь в едином плотном факеле. Воспламенение происходит уже в начале факела форсунки, распыляемого в пламя зоны горения. Большое давление камеры сгорания приводит к очень быстрому сгоранию. Химическая энергия топлива переходит в потенциальную энергию продуктов сгорания, в форме высоких температуры и давления газа.

Получившийся сжатый газ устремляется в реактивное сопло, состоящее из двух частей. Камера сгорания переходит в сужающуюся часть сопла, где дозвуковой поток газа ускоряется. В самой узкой части сопла, называемой критическим сечением, поток достигает скорости звука. Дальше он попадает в расширяющуюся часть сопла, становится сверхзвуковым и продолжает разгоняться до самого среза сопла. Давление и температура при этом все время снижаются, зато непрерывно растет скорость потока. Сопло преобразует потенциальную энергию тепла и давления газа в кинетическую энергию струи, являясь тепловой машиной по разгону газа. Истечение струи создает реактивную силу в обратном направлении; эта сила составляет основную часть тяги двигателя. Чем быстрее истечение газа из сопла, тем больше сила тяги. Вот зачем струю разгоняют до высокой скорости, на краю сопла она может быть в три раза больше скорости звука. (Подробнее газодинамику и работу реактивного сопла мы рассматривали здесь)

Сопло раскаляется добела. Без охлаждения стенок камеры и сопла они неминуемо прогорят, и случится пожар двигателя. Охлаждение стенок камеры и сопла организуется разными путями. В специально проточенных тонких каналах в стенках сопла и камеры текут компоненты топлива, снимая часть тепла со стенок. Кроме этого, в камере сгорания создается пристеночная жидкостно-капельная завеса из горючего. Сама камера изготавливается очень прочной, чтобы держать огромное рабочее давление. Силовая рама передаёт усилие тяги от камеры сгорания на корпус ракеты.

Чем больше топлива сгорит в двигателе, тем больше тяга. Подачу топлива в ЖРД обеспечивает его вторая важнейшая часть – турбонасосный агрегат, или ТНА. Он объединяет главные насосы горючего и окислителя, другие насосы и вращающую их газовую турбину. ТНА работает крайне напряженно. Для создания большого расхода компонентов и высокого давления за насосами турбина совершает огромную работу и имеет очень большую мощность при компактных размерах. Отдельная камера сгорания ТНА сжигает компоненты топлива и направляет полученный газ на лопатки турбины. Отработанный газ за турбиной сбрасывается за борт в двигателях открытого цикла или идет на дожигание в основную камеру сгорания двигателей закрытого цикла.

Недавно появились сверхлегкие ракеты, у которой в ЖРД нет ТНА. Насосы горючего и окислителя вращают электромоторы запасенной в аккумуляторах энергией. Это сверхлегкие ракета-носитель Electron компании Rocket Lab и ракета Rocket компании Astra. Их небольшие двигатели, которые человек может удержать в одной руке, позволяют использовать электрический привод топливных насосов. Питаются электромоторы от литий-полимерных батарей, сбрасываемых в полете по мере их разрядки.

При принципиальной простоте конструкции работа двигателя в реальности весьма сложная. Газодинамические процессы в двигателе непросты и требуют правильной организации и управления. Так же сложна разветвленная гидродинамика жидких компонентов, теплообменные дела – и прочие динамика, физика и химия. Работа двигателя может нарушаться неустойчивыми режимами. Если давление в камере сгорания случайно вырастет больше расчетного, то перепад давления из форсунок в камеру снизится, это уменьшит подачу топлива в камеру. Меньше поступит и сгорит топлива – давление в камере снизится, что увеличит перепад давления на форсунках и приведет к подаче в камеру излишка топлива. Он сгорит и создаст скачок давления в камере – и цикл колебаний давления повторится. Такие пульсации давления могут иметь частоту десятка раз в секунду и приводят к разгону этого колебательного процесса до разрушения камеры сгорания или к неустойчивому горению с падением тяги. Такова низкочастотная неустойчивость двигателя.

Высокочастотная неустойчивость возникает в виде акустических колебаний внутри камеры сгорания, образующих в ее объеме стоячие волновые конфигурации разных форм. Многократно отражаясь от стенок камеры и сливаясь, акустические колебания усиливаются до почти ударных волн, с ростом давления и температуры во фронте волны. В местах их прилегания к стенкам камеры возникают локальные зоны высокого давления и температуры. В них могут возникать прогары и разрушения. Также высокочастотная неустойчивость способна ухудшать сгорание топлива. Борются с этим видом неустойчивости введением в камеру особых перегородок, расположением форсунок и другими мерами.

Тягой двигателя необходимо управлять. Например, при старте ракеты-носителя «Союз» тяга двигателей РД-107 растет не плавно, а ступенчато. После зажигания начинается режим предварительной ступени тяги. Между прочим, на этом этапе турбонасосный агрегат еще не запущен, насосы неподвижны, а керосин и кислород просто самотеком льются из баков в камеры сгорания, как вода из водонапорной башни. Но в камерах они уже горят вовсю, вырываясь наружу большими клубами огня и освещая низ ракеты яркой протяжной вспышкой. Если горение нормальное и устойчивое, то включается режим первой промежуточной ступени тяги. Запускается и раскручивается ТНА, расход компонентов и тяга вырастают, продолжается контроль работы двигателя. Далее следует вторая промежуточная ступень. Давление в магистралях и подача топлива усиливаются настолько, что тяга превышает вес ракеты, и она поднимается в воздух. И только через шесть секунд подъема ракеты двигатель переводится в режим главной тяги, на полную мощность. У других ракет циклограммы (точные и детальные последовательности действий) выхода двигателей на полную тягу могут различаться, но все они требуют контроля параметров работы двигателя сотни и тысячи раз в секунду. Управляют величиной тяги изменением работы турбины ТНА или клапанами подачи компонентов топлива. Управление направлением тяги производят через подвижный качающийся подвес основных или управляющих камер сгорания, разностью тяги в многокамерных двигательных установках и другими способами.

Выключение двигателя – тоже сложный процесс. Сразу закрыть главные клапаны топлива нельзя: могут возникнуть гидроудары в магистралях. Еще нужно снизить импульс последействия – остаточную тягу после прекращения подачи топлива. Ведь тяга падает до нуля не сразу и резко, а постепенно, расходуя запас давления в камере сгорания с дожиганием уже распыленного форсунками топлива. При выключении двигатель сначала переводят в пониженный режим, снизив подачу топлива и давление в камере. И лишь потом подают команду на выключение, которая прекращает подачу топлива в камеры сгорания.

Часто включение двигателей последней ступени бывает двукратным – в результате первого включения ступень с полезным грузом выходит на опорную орбиту. Позже, когда ступень дошла в нужную точку орбиты, делают второе включение двигателя, переводящее ступень на другую, целевую или переходную орбиту. Запуск двигателя в невесомости требует осаждения расплывшегося по бакам остатка топлива к заборному отверстию. Для этого включают небольшие твердотопливные двигатели – или двигатели ориентации. Они создают небольшую продольную перегрузку для смещения остатков топлива к нижнему днищу бака. Затем делают второе включение главного двигателя ступени с началом следующей фазы выведения.

Топливо – энергия для полета

Топливо к двигателю поступает через трубопроводы – главные магистрали горючего и окислителя, идущие внутри баков и двигательного отсека. Для криогенного топлива магистрали и каналы в двигателе перед стартом нужно охладить слабой подачей этих компонентов. Это называется захолаживанием двигателя. Подача рабочих объемов в неохлажденный двигатель может привести к вскипанию там криогенных компонентов и скачку давления в магистралях, что чревато остановкой подачи и обратным выбросом топлива. Еще в трубопроводах не должно возникать гидроударов и кавитации, а в заборных отверстиях в баках ставят воронкогасители. Для борьбы с вредными эффектами магистрали снабжают буферными бачками, бустерными (предварительными) насосами и другими устройствами.

Виды топлива для ракет-носителей используют разные: криогенные в виде сжиженных газов либо высококипящие, как керосин или несимметричный диметилгидразин. Распространенные топливные пары: «керосин плюс кислород» и «водород плюс кислород». Уходит в прошлое ядовитая топливная пара «азотный тетраоксид плюс несимметричный диметилгидразин», печально известный гептил. Осваивается перспективная пара «кислород плюс метан». Важнейшие показатели топлива – количество энергии, получаемое при сжигании килограмма топлива, плотность компонентов, задающая нужный объем баков, и криогенность, требующая теплозащитных мер. Важна стоимость топлива, экологичность, технологичность производства, транспортировки, хранения, инфраструктуры для заправки, и другие характеристики. Например, пара «азотный тетраоксид плюс несимметричный диметилгидразин» – самовоспламеняющаяся, загорается немедленно при контакте компонентов, и для нее не нужно воспламенительных устройств.

Топлива в ракете много – до 9/10 от ее стартовой массы. Вмещающие его баки – довольно сложные конструкции. Баки с жидкими газами требуют теплозащиты для предотвращения не только нагрева содержимого, но и наружной конденсации воздуха в жидкость: например, на поверхности баков с жидким водородом. Внутри баков есть перегородки, снижающие колебания топлива в полете. Бак должен выдерживать давление наддува для его нормальной работы и многократный вес топлива в условиях перегрузок. Еще в баках есть система термостатирования, постоянно перемешивающая криогенный компонент, и не дающая ему расслаиваться. Иначе вверху может возникнуть нагретый слой с его дальнейшим вскипанием и скачком давления в баке вплоть до его разрушения. А система барботирования продувает через массив компонента массу мелких пузырьков, перемешивающих его на тонком уровне. Есть система одновременного опорожнения баков, согласующая расход горючего и окислителя, сокращающая неиспользуемые остатки топлива. Есть система наддува, обеспечивающая нужное давление в баке и его изменение перед стартом. Системы датчиков, с информационными линиями от них. И всё выше перечисленное – далеко не полный перечень оборудования.

Для запусков в космос широко используются и твердотопливные двигатели. Они служат ускорителями на этапе работы первой ступени, создавая иногда половину или даже 4/5 взлетной тяги. Твердым топливом служит смесь минерального окислителя, обычно перхлората аммония, и алюминиевой пыли в качестве горючего. Эти измельченные компоненты склеены полимерным связующим, синтетической резиной под названием полибутадиенакрилонитрил, или бутадиен-нитрильный каучук (БНК). Он содержит много углерода и водорода, и является тоже горючим. И горючим очень важным – именно это горючее даёт газ, двуокись углерода и водяной пар. Потому что алюминий, сгорая в кислороде из распадающегося перхлората аммония, газа не даёт – он только повышает температуру. А рабочим телом для расширения в канале реактивного сопла служат газы, возникающие от сгорания синтетической резины.

Энергетика твердотопливных двигателей хуже жидкостных. Но они дешевле и проще в эксплуатации. При компактных размерах твердотопливные двигатели выдают большую тягу, крупнейшие из них стали самыми мощными двигателями, созданными человеком. Ракеты-носители используют твердотопливные ускорители в количестве от одного до шести, прикрепленные по бокам первой ступени с ЖРД и сбрасываемые после выгорания топлива. А иногда и сами ракеты-носители бывают полностью твердотопливными, или содержат в своем составе твердотопливные ступени.

Летающая конструкция как динамическая система

Ракета-носитель делится на ступени, обычно на две или три. Это нужно для отбрасывания опустевшей во время полета топливной тары, чтобы не тратить топливо напрасно на её разгон. Деление на ступени бывает разным – поперечным, продольным и комбинированным. Ракета «Союз», поднимающая космонавтов на орбиту, имеет пакетную схему: центральный блок окружен четырьмя боковыми блоками. На старте все работают вместе, а после выработки топлива боковые блоки отделяются. Центральный блок дальше работает в качестве второй ступени, а после выработки топлива он отделяется от третьей ступени, которая завершает вывод на орбиту.

Топливные пары ступеней могут быть одинаковыми или разными. Например, все ступени ракет «Союз» или Falcon 9 – кислородно-керосиновые, а у ракеты Delta-4 Heavy – кислородно-водородные. Напротив, у ракет Saturn-5 и Atlas V первая ступень кислородно-керосиновая, а другие – кислородно-водородные. Ступени соединены переходными отсеками, передающими усилие с нижней ступени на верхнюю. Разделение ступеней должно быть безударным, чтобы нижняя не догнала верхнюю импульсом последействия и не стукнула в нее. Первая ступень всегда самая большая и массивная. Она работает до высот 40-60 километров, пару с лишним минут полета, а после отделения разрушается в районах падения. Вторая ступень выводит полезную нагрузку на орбиту – или повторяет судьбу первой ступени, если есть третья ступень, которая и достигает космической скорости.

Во время полета конструкция ракеты испытывает самые разнообразные нагрузки. Атмосфера создает силы аэродинамического сопротивления, давящие на корпус. При углах атаки с косым обдувом ракеты возникает боковая аэродинамическая сила. Наибольшая нагрузка потоком достигается примерно через минуту полета, сразу после достижения скорости звука, на высоте восьми-девяти километров. Для снижения потерь скорости и защиты полезной нагрузки от встречного потока сверху ракеты ставят обтекатель. С выходом ракеты за атмосферу его сбрасывают. Атмосфера также помогает стабилизировать ракету: для этого на некоторых первых ступенях есть стабилизаторы – например, треугольные крылышки на «Союзе».

Конструкция ракеты со всеми элементами, узлами и агрегатами находится и работает в условиях нарастающей перегрузки, защититься от которой невозможно в принципе. Вес узлов и агрегатов, вес топлива в баках увеличивается пропорционально перегрузке: при двукратной – в два раза, при трехкратной – в три раза. Вырастает и давление топлива в баках и магистралях. Это нужно учитывать, закладывая в конструкцию необходимый запас прочности. Перегрузка плавно растет до трех-четырех единиц к концу работы каждой ступени, а после ее выключения резко падает до нуля, снова вырастая сходным образом при работе следующей ступени.

Элементы ракеты должны быть прочными при наибольшей легкости. Поэтому в ракете широко используют сплавы на основе алюминия и магния, последнее время дополняемые изделиями из углеродных композитных материалов. Впрочем, применяется и сталь, и медь, и золото; и многие другие материалы. Для твердотопливных ускорителей применяются как стальные корпуса, так и композитные, выполненные намоткой прочных нитей с закреплением их полимерными составами. На современной сверхлегкой ракете Electron компании Rocket Lab используется углеродное волокно, на основе которого сделаны баки для керосина и жидкого кислорода.

Топливо меняет свою массу и положение в баке, его поверхность может косо смещаться и раскачиваться. С выработкой топлива меняется центр масс ракеты. Разные вибрации охватывают корпус, в одних местах усиливаясь, в других ослабевая, сменяя друг друга. Различные силы давят на конструкцию, создавая сжимающие, растягивающие и крутящие нагрузки. Длинный корпус работает как изгибающаяся балка – с колебаниями концов относительно друг друга и центра масс ракеты. В совокупности всех воздействий материал конструкции находится в сложном напряженном состоянии, сочетающем многообразные статические и динамические нагрузки.

Первая в мире ракета-носитель, еще только создаваемая межконтинентальная баллистическая ракета 8К71 (как баллистическая ракета она состоялась уже после запуска первого спутника на орбиту), была названа «Спутник» (8К71-ПС) после подтверждения успешного выхода на орбиту первого спутника ПС-1. «Простейший спутник 1» весил всего 83,6 кг. Второй спутник с несчастной Лайкой на борту весил уже полтонны, однако он не имел многих систем, свойственных автономным спутникам, и не отделялся от второй ступени ракеты, образуя с ней одно целое. Третий спутник Д-1, для газетных сообщений называемый «Спутник-3», должен был стать первой полноценной научной станцией в космосе; его научная и измерительная аппаратура составляла почти тонну массы, а сам спутник достигал 1327 кг. Для его запуска потребовалась существенная модернизация ракеты-носителя, с получением нового шифра 8А91.

Пуск обновленной ракеты (№Б1-2) проводился 27 апреля 1958 года. Вначале ракета и ее системы работали нормально. Но в магистрали окислителя центрального блока возникли и усилились под действием растущей полетной перегрузки продольные колебания. Это привело к колебаниям давления жидкого кислорода на входе в двигатель, и к пульсации тяги его двигателя. Из-за возникшей переменной тяги двигателя центрального блока на 88 секунде полета начались резонансные силовые колебания боковых блоков ракеты, которые стали быстро нарастать. Всего через восемь секунд, на 96 секунде полета, боковые блоки оторвались от центрального, и ракета разрушилась в воздухе. Остатки ракеты упали в пределах полигона, примерно в ста километрах от старта. Спутник сразу оторвался от ракеты и падал отдельно, что позволило ему уцелеть, лишь слегка сплющившись при ударе о земную поверхность. Так развилась и произошла первая космическая авария. Ее расследование позволило в итоге успешно запустить «Спутник-3» в виде дублера 15 мая 1958 года.

В ракете-носителе размещают огромное количество различных систем и подсистем, основных и вспомогательных, обеспечивающих выполнение множества задач и бортовых функций. Это всевозможные гидро- и пневмосистемы; разветвленная бортовая электросеть с линиями и контурами питания, распределителями и источниками электроэнергии; различные пироболты и пироклапаны с линиями управления их срабатыванием; линии связи со ступенями. Важные системы дублируются, делаются резервные линии и блоки; наиболее важные троируются.

Управляемый полет

Полет ракеты требует непрерывного управления. Его осуществляет система управления полетом. Гироскопические датчики измеряют вращение ракеты вокруг ее трех осей и вычисляют текущую ориентацию в пространстве. Акселерометры точно измеряют ускорения вдоль трех пространственных координат. Интегрирование ускорений дает текущие скорости и общую скорость ракеты (скорость центра масс), ее величину и направление. А двукратное интегрирование ускорений дает координаты положения ракеты в пространстве относительно точки старта – удаление (по прямой в пространстве) или ортодромную дальность (по поверхности Земли), высоту и боковое смещение. Так работает инерциальный блок системы управления; он может дополняться астронавигацией, радионавигацией, системой GPS и другими навигационными каналами.

Блоки системы управления постоянно сравнивают положение ракеты и ее скорость с программными значениями, заданными на этот момент полета. Когда отклонения ракеты от расчетной траектории приближаются к предельно допустимым, система управления полетом вырабатывает управляющие команды, поступающие на рабочие органы – основные или управляющие двигатели. Они на рассчитанную величину меняют режим работы или отклоняются на подвижных подвесах. Возникает корректирующее движение ракеты, возвращающее ее ближе к расчетной траектории и регулирующее ее скорость. Ракета «гуляет» вокруг расчетной траектории внутри пространственной трубки, поверхность которой образована предельными допустимыми отклонениями, и не выходит за их пределы благодаря работе системы управления полетом. Алгоритмы управления оптимизируют движение носителя, сокращая количество приближений к границам допустимых отклонений и частоту корректирующих движений.

Система управления полетом постепенно наклоняет ракету, заваливая ее в горизонт и отрабатывая программу изменения угла тангажа (тангаж – это наклон главной, продольной оси ракеты к плоскости текущего горизонта). С ростом высоты и удалением от старта скорость ракеты становится все более горизонтальной. При достижении заданной скорости система управления полетом выключает двигатель последней ступени и отделяет полезную нагрузку в свободный полет. Иногда это происходит после второго включения и перехода на другую орбиту.

Конструкции ракет-носителей и схемы полета развиваются и эволюционируют. Из стандартных схем выделяется двухступенчатая тяжелая ракета Falcon 9 американской компании SpaceХ. Ее первую ступень с девятью двигателями сделали возвращаемой и повторно используемой, на сегодня ее повторное использование достигло шести раз. На высоте 60 километров происходит разделение ступеней, при этом в первой ступени остается запас топлива для посадки. По инерции поднимаясь до 120 километров, ступень начинает управляемый спуск. В верхней части снижения работают двигатели ориентации, на атмосферном участке – решетчатые аэродинамические рули, раскрываемые в верхней части ступени. Скорость гасится несколькими включениями трех из девяти основных двигателей. В итоге управляемого спуска ступень разворачивает траекторию и приземляется на площадку возле старта или садится на посадочную баржу в океане, раскрывая три посадочные опоры перед касанием поверхности. Таким образом, повторно используют и корпус ступени, и девять из десяти двигателей – самые дорогие компоненты ракеты (десятый остается на второй ступени). Возвращаются и две половинки обтекателя для повторного использования, опускающиеся на управляемых парашютах в широкую сетку специального судна, подхватывающего их на ходу. Многоразовое использование первой ступени сегодня отрабатывают и на других ракетах, как летающих, так и проектируемых.

Такие схемы полета требуют наличия отдельных, собственных систем управления полетом для возвращаемых элементов ракеты, переходящих к управляемому полету после работы на основном участке. Первая ступень, выполняющая заданную посадку, должна обладать полноценной системой управления полетом после отделения второй ступени – как и собственным бортовым измерительным комплексом, так и блоком выработки команд, и исполнительной частью. Это же относится и к возвращаемым половинкам обтекателя, поскольку они вводят в действие средство возвращения в виде планирующих парашютов, и через управление ими приходят в заданные точки посадки. По сути, многоразовая ракета-носитель формата «Falcon-9» в процессе полета разделяется на ряд самостоятельных летательных аппаратов, осуществляющих после основной работы в пуске собственные автономные управляемые полеты с задачей посадки заданным образом в заданных точках. Это новая архитектура системы управления полетом ракеты-носителя, и сегодня она уверенно работает в практических пусках, все шире распространяясь в запускающей технике.

Информационные потоки в ракете возникают не только в системе управления полетом. На борту находится множество датчиков, измеряющих самые разные величины. Давление и температуру во всех камерах сгорания, давление в магистралях горючего и окислителя, частоты и амплитуды вибраций в разных частях ракеты, перегрузку и местные ускорения, всевозможные температуры, давления и расходы, электрические напряжения и токи, положение различных переключателей и клапанов, обороты турбины ТНА, а также сотни и тысячи других параметров. Их измерения нужны для контроля состояния ракеты и многих бортовых процессов. Пока ракета стоит на старте, данные передаются через примыкающую к ней кабель-мачту. Это кабельная телеметрия – измерение и передача данных с борта ракеты через кабели. В полете информацию передают по радиоканалам – это радиотелеметрия. Телеметрическое оборудование ракеты обладает большой пропускной способностью и высокой частотой измерений. В современных телеметрических системах датчики опрашиваются несколько тысяч раз в секунду, а число каналов (количество датчиков) достигает тоже нескольких, иногда многих, тысяч.

У ракет, запускающих в космос людей, есть система аварийного спасения, или САС. Она устанавливается над космическим кораблем и представляет собой твердотопливный двигатель с розеткой направленных назад и в стороны сопел. В случае аварийной ситуации на старте и в полете, требующей спасения экипажа, система управления полетом задействует САС, которая уводит корабль с людьми вперед и в сторону от аварийной ракеты-носителя. Если выведение проходит штатно, по плану, то САС отделяется от корабля на этапе работы второй ступени и уводится в сторону другой, маленькой розеткой сопел, чтобы не быть ненужной нагрузкой в разгоне корабля. Новые схемы космических кораблей могут использовать другую организацию САС, интегрированную с кораблем и не отделяющуюся при выведении, как это сделано у Crew Dragon от компании SpaceХ.

Ракеты-носители выводят в орбитальный полет грузы самой разной массы. Орбита орбите рознь, они могут сильно отличаться и требовать для выведения на них разной энергии и разных затрат топлива. Чем выше орбита, тем больше нужно энергии для ее достижения; также важно наклонение орбиты – для полярных орбит затраты энергии выше, потому что запуски на них проводятся поперек вращения Земли и не используют его. Для сравнения грузоподъемности ракет берут низкие опорные орбиты, высотой около 200 км, круговые, с умеренным наклонением к экватору. Ракеты-носители делятся на несколько классов грузоподъемности. Деление это достаточно условно и изменяется со временем и в разных странах, но примерная классификация по грузоподъемности следующая: сверхлегкие – 0,1– 0,3 тонны, легкие – до 1 тонны, средние – 1–20 тонн, тяжелые – 20–100 тонн, сверхтяжелые – свыше 100 тонн.

Ракеты-носители – большая и широкая область космической техники. Чтобы детальнее разобраться в их особенностях, возможно, стоит рассмотреть каждый класс пристальнее. Может быть, позже Naked Science так и поступит, но сейчас наш рассказ подошел к концу. В мире создаются все новые ракеты-носители. Сегодняшние технологии позволяют проектировать и делать ракеты, раньше казавшиеся невозможными. За ближайшие десять лет облик и возможности космических ракет могут дополниться и измениться сильнее наших предположений. Сохранив при этом многие базовые подходы, работающие в сегодняшних ракетах-носителях. Поживем – увидим.