În Astronautică , o rachetă este un vehicul condus de o mare putere a motorului rachetă care îi permite să se deplaseze în spațiu apropiat, și , în special , pentru a plasa o sarcină utilă ( satelit artificial ) în orbită , sau chiar pentru a scăpa de ea. Atracție terestră pentru a vizita diferite corpuri cerești . Rachetele spațiale au în general mai multe etape lansate succesiv. Rachetele mai mari construite, cum ar fi Saturn V , pot plasa până la 150 de tone pe orbită joasă .
Știință Rocket a fost teoretizat de rusul Konstantin Tsiolkovsky la sfârșitul XIX - lea secol și a pus în practică în anul 1935 de către Hermann Oberth , apoi de către oamenii de știință germani în timpul al doilea război mondial , pentru proiectarea primei rachete balistice V2 . Începând cu sfârșitul anilor 1950, rachetele au fost folosite pentru a orbita sateliții în scopuri comerciale, militare, de telecomunicații sau de cercetare și pentru a trimite sonde spațiale către alte planete din sistemul solar sau către oameni în spațiul apropiat, precum și pe Lună.
Racheta folosește principiul acțiunilor reciproce pentru a accelera prin ejectarea materialului din spatele ei, folosind unul (sau mai multe) motor (e) de rachetă . O modalitate intuitivă de a explica propulsia cu jet este de a evoca presiunea internă exercitată pe peretele situat pe partea opusă celei în care se află orificiul de ieșire (duza) și de a observa că efectul acestei presiuni interne nu este compensat de peretele opus. (acest perete opus nu mai există datorită existenței duzei). Acest dezechilibru face ca corpul rachetei să se miște.
De fapt, acest mod intuitiv de a explica reacția descrie, de exemplu, pentru o rachetă de apă , doar jumătate din forța de propulsie (pentru aceasta, forța de propulsie calculată prin conservarea cantităților de mișcări este foarte apropiată și nu de , fiind zona orificiului de ieșire și presiunea statică existentă în motor).
La fel, forța de propulsie a rachetelor solide de rachete este de peste 1,6 ori mai puternică decât forța determinată de metoda intuitivă de mai sus. Pentru motorul Ariane 5 Vulcain 2 (motor cu propulsie lichidă), putem calcula că împingerea este de 1,96 ori forța creată de presiunea internă din motor pe zona opusă zonei gâtului duzei. Acest număr foarte bun se datorează în principal eficienței părții divergente a duzei (celebrul „cupă cu ouă”). Numerele indicate în acest moment ( 2 , 1.6 și 1.96 ) reprezintă ceea ce se numește coeficientul de împingere a motorului. Prin urmare, acest coeficient este definit ca coeficientul Pulsului real de către produs .
În cazul clasic al motoarelor rachete termochimice , propulsia motorului rachetă se bazează, ca și pentru un motor auto pe benzină, pe energia eliberată prin arderea unui combustibil cu un oxidant (propulsori). Motorul rachetă are două componente esențiale: camera de ardere și duza . Propulsorii sunt arși în camera de ardere : această reacție chimică, care implică agentul reducător (combustibilul) și agentul oxidant (agentul oxidant), este extrem de exotermă, adică eliberează căldură și transportă gazele rezultate din combustie la temperaturi de câteva mii de grade. Gazele produse scapă din camera de ardere printr-un orificiu relativ îngust. În cazul unui motor de rachetă (dar nu este cazul unui foc de artificii) acest orificiu este ocupat de o duză Laval caracterizată printr-o formă specifică (convergent apoi con divergent) care face posibilă creșterea considerabilă a vitezei gazelor expulzat: prin circularea în duză, presiunea și temperatura gazului scad în timp ce viteza acestuia crește. Energia termică de ardere este transformată în energie cinetică . Expulzarea gazelor la viteză mare (între 2000 și 4500 m / s în funcție de propulsorii utilizați și de eficiența motorului rachetei) generează o împingere asupra rachetei în direcția opusă în aplicarea legii conservării cantității de mișcare . Viteza rachetei crește.
Câștigul de viteză al rachetei este guvernat de legea conservării impulsului : schimbarea vitezei pe o anumită perioadă este proporțională cu logaritmul natural al masei de gaz expulzat în această perioadă de timp împărțit la masa totală a rachetei la începutul perioadei de raportare. Schimbarea vitezei este, de asemenea, proporțională cu viteza de evacuare a gazului.
Mai exact legea este enunțată după cum urmează:
in care :
Această ecuație este stabilită prin integrarea ecuației de conservare a impulsului între începutul și sfârșitul fazei propulsate sub următoarele ipoteze:
Impulsul specific ( în general notat I sp ) este raportul dintre forța de tracțiune a unui propulsor , prin produsul debitului masic de carburant prin valoarea normală a accelerației de gravitație (sau flux greutate al ejectat propulsor ). La o tracțiune egală, cu cât I sp-ul unui propulsor este mai mare, cu atât consumă mai puțini propulsori . Impulsul specific, omogen unui timp , este exprimat în unități de timp (cel mai adesea în secunde ). Indică timpul în care un kilogram de propulsor produce o forță de 1 kilogram-forță , adică 9,81 N:
cu F impulsul, q debitul de masă al ejectării gazului și g 0 accelerația gravitației.Impulsuri specifice ale celor mai utilizați sau studiați propulsori:
Modul de propulsie | Eu sp (in s) | Comentarii |
---|---|---|
LO 2 . LH 2 | 435 | L = lichid |
LO 2 Kerosen | 320 | |
N 2 O 4 - UDMH | 305 | UDMH (dimetilhidrazină asimetrică) foarte toxică |
Reactor nuclear / schimbător de căldură | ~ 800 | Nu este operațional până în prezent |
Propulsor electric | 1500-2000 | Problemă de eficiență energetică (soluție pe termen lung) |
Se arată că o rachetă compusă dintr-o singură etapă nu poate pune o sarcină utilă pe orbită chiar dacă folosește cei mai eficienți propulsori și indicele său constructiv este deosebit de scăzut. Rachetele care trebuie să poarte o sarcină utilă pe o distanță mare sunt, prin urmare, în mai multe etape: fiecare etapă are propriile sale motoare de rachetă și este eliberată când combustibilul este epuizat. Motorul etapei următoare este apoi pornit.
Prima etapă a lansatoarelor moderne este adesea alcătuită dintr-o etapă principală flancată de propulsoare de rapel al căror rol este de a oferi o împingere suplimentară în primele minute de zbor. Acești acceleratori, care sunt în general pe bază de pulbere, pot avea o forță mai mare decât prima etapă (Ariane 5) propriu-zisă, dar sunt eliberați cu mult înainte ca prima etapă să-și fi consumat combustibilul.
În mod tradițional, lansatoare spațiale au 3 etape (Ariane 1 și 4, Saturn V) sau 2 trepte + acceleratori atașate 1 st etapă (Ariane 5 ...). Ultima etapă de propulsie comunică cea mai importantă parte a vitezei orizontale către satelit. Pentru a-și crește performanța, deseori se alege propulsia criogenică. Această etapă din cele mai sofisticate lansatoare poate fi oprită și activată de mai multe ori, ceea ce oferă mai multă flexibilitate pentru a plasa sarcinile utile pe orbita lor.
Primele rachete moderne ( Goddard , Winkler ) au produs mai întâi rachete „cu roți din față” (duza care a creat propulsia fiind situată în partea de sus a rachetei și a tancurilor sale sub această duză, ca opus): Au crezut că „astfel racheta ar fi stabil, tancurile putând urmări doar motorul pe măsură ce plugul urmărește boul.
Nu a fost. Unul dintre primii, Goddard a înțeles că acest design (pe modelul bouului care trage plugul) a fost greșit (ne putem gândi la acest lucru despre stabilitatea delicată la drum a mașinilor cu motorul pus în spate) și că a fost acțiunea a aerului de pe focos (în principal) care a făcut racheta să se învârtă (ca un balon umflat și eliberat). Pentru ca o rachetă să fie stabilă, necesită pur și simplu ca Centrul său de mase să fie suficient de „înainte” (sau „sus” pentru o rachetă care se ridică) de Centrul său de presiune aerodinamică. Cu toate acestea, mijloacele de a determina pur și simplu poziția centrului de presiune aerodinamică a unei rachete nu existau încă. Acesta a fost raportul lui James și Judith Barrowman care a furnizat aceste mijloace.
Textul Le Vol de la Fusée, de Planète Sciences , singura asociație autorizată în Franța pentru a lansa rachete sub egida CNES, se bazează pe munca Barrowman, cel puțin în secțiunea „stabilitate statică”.
Rachetistii disting între două forme de stabilitate a rachetelor:
Stabilitate statică (capacitatea unei rachete de a reveni "într-un anumit timp" la incidența aerodinamică zero după o perturbare - turbulența aerului traversat de rachetă -). Trebuie remarcat faptul că „timpul determinat” în cauză nu este dat de calculele de stabilitate statică. Stabilitate dinamică: Dimpotrivă, această stabilitate dinamică se referă la timpul necesar rachetei pentru a reveni la incidența aerodinamică zero după o perturbare. În practică și în cel mai bun caz, această revenire „la neutru” a rachetei după o perturbare va avea loc după un anumit număr de oscilații amortizate ale axei sale în jurul direcției generale a traiectoriei.Rachetele comerciale moderne, cum ar fi Ariane 5 sau Ariane 6 , Soyuz etc., sunt instabile din punct de vedere aerodinamic. Prin urmare, pentru a nu fi victime ale virajelor distructive, trebuie să fie piloți activ prin direcția rapidă a anumitor motoare (a se vedea Pilotarea de mai jos ). Acesta a fost deja cazul rachetei pentru cucerirea Lunii Saturn V : Avea doar aripioare mici la baza sa, pentru a oferi echipajului timp să o abandoneze în caz de defecțiune a motorului (deoarece fără motoare, fără stabilizare activă , deci pierdere de traiectorie și deviere distructivă). Fosta rachetă lunară sovietică N1 avea, de asemenea, la baza sa, din același motiv pentru a proteja echipajul, stabilizând panourile celulare .
Propulsia unei rachete se datorează în majoritatea cazurilor unuia dintre următoarele două tipuri de motoare pentru rachete :
Motorul rachetei include:
Camera de ardere este locul în care are loc arderea combustibililor . Pentru a reduce dimensiunea și, prin urmare, greutatea motorului rachetă, presiunea din camera de ardere trebuie să fie cât mai mare posibil. În general, combustibilii sunt pulverizați în proporții care asigură o ardere completă ( amestec stoichiometric ), ceea ce presupune că amestecul este omogen. Injectorul care trimite combustibilul și oxidantul în camera de ardere ia diferite forme în funcție de modelele motorului: injector de duș (jeturi paralele), jeturi simultane etc. Una dintre cele mai grave și comune probleme care afectează rachetele este instabilitatea de ardere.
Dacă nu este hipergolic, amestecul trebuie aprins de un dispozitiv a cărui fiabilitate este un criteriu esențial. Aprinderea amestecului poate fi declanșată prin introducerea unui produs hipergolic cu unul dintre cei doi propulsori, o rezistență traversată de un curent de intensitate mare, un catalizator, o mică sarcină pirotehnică, o cameră de aprindere care comunică cu camera de ardere.
DuzăDuza face posibilă accelerarea gazelor rezultate în urma arderii aduse la presiuni și temperaturi foarte mari, conferindu-le o viteză de-a lungul axei motorului. Duza are forma unui con convergent apoi a unei suprafețe divergente care permite gazelor să traverseze viteza sunetului: în amonte de gât viteza gazului este subsonică și supersonică în aval. În prezența atmosferei, forța este optimă atunci când presiunea gazelor la ieșirea duzei este egală cu presiunea ambiantă. Prin urmare, duzele din prima etapă sunt mai scurte decât cele din etapele care trebuie să funcționeze în vid. Pentru a limita volumul, duza motoarelor rachete din treptele superioare poate fi parțial desfășurată.
Sistem de răcirePereții camerei de ardere și duza sunt aduși la temperaturi foarte ridicate (câteva mii de grade) și trebuie răcite. Cea mai obișnuită metodă constă în circulația unuia din combustibilii în perete, care în acest scop este goală sau este formată din tuburi adiacente. Lichidul utilizat pentru răcire poate fi reinjectat în camera de ardere (răcire prin combustibil circulant) sau mai puțin eficient poate fi evacuat la capătul duzei (răcire prin lichid pierdut).
Motoarele cu propulsie solidă au caracteristici și mod de funcționare diferite față de motoarele cu propulsie lichidă . Combustibilul și oxidantul sunt depozitate sub formă solidă, amestecate intim. Rezervorul este în același timp camera de ardere: acesta este situat în canalul forat în centrul blocului de pulbere pe toată lungimea sa. Pe măsură ce arderea progresează, canalul se lărgește. Diametrul blocului de pulbere determină durata de ardere. Zona expusă la combustie determină împingerea. Prin acordarea unei geometrii date canalului (adesea în formă de stea) putem crea o împingere crescătoare, descrescătoare sau constantă (vorbim de bloc progresiv, descrescător sau neutru).
Motorul este aprins de un sistem de aprindere plasat în partea de jos a canalului. Gazele rezultate în urma arderii sunt expulzate spre capătul inferior: la capătul rezervorului, o duză canalizează și accelerează gazele arse. Duza poate fi orientată de cricuri pentru a modifica axa de împingere. Pe unele rachete este utilizat un alt sistem de orientare bazat pe injecția unui jet de gaz în duză.
Motorul rachetă solid are un design simplu, deoarece nu are piese în mișcare. Propulsorii pot fi depozitați mult timp fără precauții speciale și pot fi folosiți rapid, ceea ce înseamnă că sunt folosiți în mod sistematic pentru rachete balistice. Spre deosebire de motoarele cu combustibil lichid, este relativ ușor să proiectezi un motor cu tracțiune foarte mare (Space Shuttle și Ariane 5 acceleratoare). Dar performanța (ISP) este mult mai mică: amestecul perclorat de amoniu / aluminiu / polibutadienă (liant), care este utilizat în 90% din cazuri, are un impuls specific de 273 s . În plus, învelișul podelei, care este supus unor solicitări termice puternice, trebuie să fie din oțel, ceea ce mărește masa structurii. Motorul cu combustibil solid odată aprins nu mai poate fi oprit și pornit din nou. Uneori există un dispozitiv de oprire a tragerii. Duza care nu este răcită trebuie să fie realizată din materiale rezistente la temperaturi ridicate.
Principalele elemente ale unei rachete cu combustibil lichid sunt:
Indicele de structură al unei rachete este raportul dintre masa goală a unei etape de rachetă (tancuri, structură, motor etc.) și masa de decolare. Cu cât acest indice este mai mic, cu atât racheta este mai eficientă. Pentru a realiza acest lucru, racheta este construită cu materiale ușoare și structura este optimizată în special prin implementarea tancurilor structurale.
În același timp, peretele lateral al tancurilor etapelor principale constituie structura rachetei. În cazul unei etape de combustibil lichid, rezervoarele constau din mai multe cochilii subțiri (2 mm pentru etapa criogenică a rachetei Ariane 5 ) sudate împreună. Rezistența la forțe mecanice este asigurată în mare măsură prin presurizarea rezervoarelor. Părțile nepresurizate ale rachetei (interetape, inter-tancuri și suporturi pentru motor) constau din structuri rigidizate și, prin urmare, mai grele.
Principalele materiale utilizate pentru construcția unei rachete sunt aliajele de aluminiu cu proprietăți mecanice bune, sunt relativ ușoare, ieftine și relativ ușor de lucrat. Aliajele de oțel , în ciuda densității lor foarte dezavantajoase, sunt utilizate în principal pentru învelișul propulsorilor de pulbere care sunt supuși la presiuni ridicate; utilizarea oțelului are ca rezultat un indice de structură ridicat (11,5% pentru propulsorii de pulbere Ariane 5 față de 7,3% pentru stadiul criogenic). Compozitele mai scumpe (fibre de carbon, kevlar, sticlă) au caracteristici mecanice excelente și sunt utilizate în partea superioară a rachetei pentru carenaj, structura portantă și pentru tancurile mici.
O rachetă are diferite sisteme care o fac să funcționeze. Unitățile de comandă ale acestor sisteme sunt grupate împreună în compartimentul pentru echipamente găzduit în general chiar sub sarcina utilă la periferia unui inel care face joncțiunea cu etapele de propulsie. Senzorii, dispozitivele de acționare, încărcăturile pirotehnice sunt distribuite pe întreaga rachetă.
Sarcina utilă este poziționată în partea de sus a rachetei deasupra tuturor etapelor de propulsie. Se compune din unul sau mai mulți sateliți care sunt acoperiți cu un capac de formă aerodinamică care îi protejează atâta timp cât racheta trece prin atmosferă și care este eliberată ulterior pentru a reduce masa propulsată.
Când racheta poartă astronauți, trebuie să fie capabilă să-și păstreze viața în cazul în care zborul nu merge bine. Dacă peste o anumită altitudine este suficient ca capsula care transportă pasagerii să se separe de rachetă folosind sarcini pirotehnice și apoi să înceapă faza de coborâre planificată inițial pentru călătoria de întoarcere, acest dispozitiv nu poate funcționa atunci când racheta este prea mică.
Turnul de salvare, amplasat în partea de sus a lansatorului, conține încărcături pirotehnice (adesea „tracțiune față”) care, în caz de problemă, se aprind și smulg capsula de pe corpul rachetei, îndepărtând-o de traiectoria rachetei în timp ce o face să câștige suficientă înălțime, astfel încât parașuta să poată frâna suficient nava spațială înainte de a ajunge la sol. Inițial, pentru primele zboruri spațiale cu echipaj (Gemeni, Vostok), salvarea echipajului în cazul unei explozii de rachete a fost încredințată unui loc de evacuare. Acest dispozitiv a fost greu (supraîncărcarea este menținută pe tot parcursul zborului) și nu a făcut posibilă îndepărtarea suficientă a cosmonauților din zona de pericol atunci când racheta a folosit combustibili hipergolici (oxigen / hidrogen).
Racheta urmează o traiectorie precisă care ar trebui să îi permită să-și plaseze sarcina utilă pe o orbită calculată adecvată misiunii sale. Această traiectorie trebuie să îndeplinească mai multe constrângeri, inclusiv cea critică a consumului de combustibil. Un sistem de ghidare la bord calculează poziția și atitudinea rachetei în timp real, îi corectează încet orientarea și declanșează separarea etapelor sale. Pilotajul, pe de altă parte, trebuie să corecteze (și foarte repede) tendințele rachetei de a intra în cale (din motive aerodinamice, de exemplu), deoarece o astfel de traversare ar duce la distrugerea rachetei. Pentru a memora diferența dintre îndrumare și pilotare , ne putem gândi la comportamentul unui cal: Calul este ghidat ușor de călăreț către scopul său (cu ghizii): este ghidarea; pe de altă parte, același cal „pilotează” în sine (adică își menține echilibrul în ciuda capcanelor căii). Un copil care nu cunoaște ciclismul știe să-și ghideze bicicleta (deoarece știe să meargă pe tricicletă), dar nu știe cum conduce .
Înainte ca racheta să decoleze, se calculează o așa-numită traiectorie nominală pentru a permite încărcarea utilă să fie plasată pe orbita dorită (viteză orizontală, direcție). Această traiectorie optimizează consumul de combustibil și răspunde la o serie de alte constrângeri.
Traiectoria reală diferă de traiectoria nominală din mai multe motive:
Sistemul de ghidare asigură respectarea traiectoriei nominale. El trebuie să corecteze abaterile reorientând racheta și eventual prelungind timpul de ardere al etapelor.
Sistemul de ghidare determină abaterea de la calea nominală folosind accelerometre care măsoară accelerații și girometre care măsoară viteze de rotație unghiulare. Trimite instrucțiuni către sistemul de pilotare.
Sistemul de pilotaj corectează virajele din traiectorie modificând orientarea tracțiunii motorului (motoarelor) cu câteva grade, ceea ce face ca lansatorul să pivoteze în jurul centrului său de masă . Majoritatea motoarelor pentru rachete ( propulsor lichid ) pot fi direcționate folosind cricuri electrice (motoare mici care cântăresc câteva kilograme) sau cricuri hidraulice. Pilotarea este sclavă, adică rezultatul corecțiilor este verificat constant și eventual corectat din nou.
Managementul trebuie să ia în considerare următoarele fenomene:
Precizia traiectoriei obținute prin acest pilotaj poate fi apoi mai mică de 1 m / s și câteva sute de metri în perigeu pe Ariane 5 (peste 10.000 m / s , deci o precizie de 10 −4 ).
Campania de lansare a rachetelor cuprinde următoarele etape:
Latitudinea a bazei de lansare are un impact semnificativ asupra orbita , care poate fi atinsă de sarcina utilizată:
Din aceste două motive, bazele de lansare situate lângă ecuator au un avantaj pentru lansarea sateliților geostaționari în comparație cu bazele spațiale situate la latitudini mai nordice (la originea deciziei de lansare a rachetelor Soyuz din baza spațială). Din Kourou ) .
Lansatorul plasează sarcina utilă pe o orbită inițială care depinde de mai mulți parametri:
Prin urmare, timpul de lansare este adesea un factor important. Pentru unii sateliți sincronizați la soare, fereastra de lansare este redusă la câteva minute pe zi. Pot fi luate în considerare alte criterii, în special poziția soarelui atunci când sarcina utilă își începe orbita: aceasta are un efect asupra senzorilor care controlează controlul orientării și asupra iluminării panourilor solare.
Pentru o sondă spațială care trebuie să fie pusă pe orbită sau să zboare peste o altă planetă, este necesar să se țină seama de pozițiile relative ale Pământului și ale planetei țintă: din motive de cost, aceste sonde sunt proiectate în general pentru a transporta o cantitate de combustibil corespunzând celor mai favorabile configurații. Acestea pot apărea numai la intervale de timp îndepărtate (aproximativ opt luni la fiecare doi ani pentru luna martie ). Programul de producție al satelitului ține cont, în mod evident, de fereastra de tragere, dar în urma întârzierilor în dezvoltare sau a problemelor cu lansatorul, s-a întâmplat ca, fereastra de tragere să fi fost ratată, lansarea să fie amânată pentru câteva luni.
Traiectoria unei rachete este inițial verticală timp de 10 până la 20 de secunde pentru a elibera racheta de la instalațiile terestre.
În timpul trecerii prin atmosferă, racheta este înclinată în planul viitoarei sale orbite la un unghi care trebuie să reducă la minimum forțele mecanice exercitate asupra structurii sale, reducând în același timp presiunea aerodinamică la minimum. În această fază, rafalele de vânt trebuie să fie amortizate. În această fază presiunea aerodinamică , care este o funcție a vitezei și densității atmosferei, trece printr-un maxim (max PD sau max Q ). Structura lansatorului trebuie să fie dimensionată pentru a putea rezista acestor forțe. Pentru racheta Ariane 5, PD maxim este atins la o altitudine de 13,5 km, în timp ce racheta este la o viteză relativă de aproximativ Mach 2.
Separarea etajelor se realizează folosind încărcări pirotehnice . Unele lansatoare au rachete de separare mici care încetinesc treapta căzută pentru a împiedica lovirea restului rachetei, deoarece motorul treaptei scăzute nu este, în general, stins complet ( coada de împingere ) .în timp ce aprinderea etajului următor nu este imediată. După separare, rachetele ullage de putere redusă pot fi aprinse pentru a apăsa propulsorii lichizi în partea de jos a rezervorului și pentru a permite alimentarea principalelor motoare la pornire, în ciuda greutății. Dacă nava are un echipaj, turnul de salvare, care constituie o greutate moartă semnificativă, este eliberat de îndată ce altitudinea atinsă permite navei spațiale să oprească zborul în deplină siguranță.
Dincolo de 50 km , atmosfera este suficient de rarefiată pentru ca presiunea aerodinamică să devină aproape zero: nu mai există nicio constrângere asupra direcției de împingere. Dacă zborul este o lansare de sateliți, a ajuns la o altitudine care este situată în funcție de lansatoare între 100 și 200 km de altitudine, carenajul, a cărui greutate reduce performanța lansatorului, este eliberat deoarece sarcina utilă este doar supusă „ presiune aerodinamică foarte mică.
În funcție de tipul misiunii, lansatorul plasează sarcina utilă imediat pe orbita sa finală (sateliți pe orbită joasă) sau într-o orbită de așteptare sau de transfer (satelit geostaționar, sondă spațială destinată unei alte planete). Lansatorul după decolare ia un azimut, astfel încât vectorul de viteză să se apropie cât mai mult posibil de planul orbită țintă atunci când motoarele lansatorului sunt oprite.
Când motorul lansatorului se oprește, sarcina utilă începe prima orbită: acesta este punctul de injecție. Dacă, în urma unei defecțiuni parțiale a lansatorului, viteza de orbitare nu este atinsă, sarcina utilă efectuează un zbor balistic și cade înapoi la sol. Dacă componenta verticală a vitezei sale față de sol este zero la punctul de injecție, acesta din urmă fuzionează cu perigeul orbitei, altfel perigeul se află la o altitudine mai mică. Există întotdeauna mici abateri de la orbita țintă (dispersiile) care sunt corectate în următoarele faze.
Înainte de a elibera sarcina utilă, lansatorul își modifică orientarea în conformitate cu nevoile acestuia din urmă. Lansatorul conferă sarcinii utile o viteză de rotație mai mult sau mai puțin importantă pentru a-i conferi o anumită stabilitate. Acest lucru se separă apoi de lansator. Lansatorul poate repeta această operațiune de mai multe ori dacă este o lansare multiplă. sarcina utilă eliberată își pune în funcțiune panourile solare desfășurându-le dacă este necesar (manevra uneori o sursă de defecțiuni). Își folosește senzorii pentru a-și defini orientarea în spațiu și o corectează cu ajutorul motoarelor de atitudine, astfel încât să-și îndrepte panourile solare și instrumentele în direcția corectă.
Traiectoria este calculată în așa fel încât după separare podelele să cadă din nou într-o zonă lipsită de case. Aceste reguli nu sunt întotdeauna respectate în Rusia și China .
O rachetă sonoră este o rachetă care descrie o traiectorie suborbitală care permite efectuarea de măsurători și experimente. Lansată vertical, o rachetă sonoră poate transporta sute de kilograme de instrumente sau experimente științifice la o altitudine cuprinsă între o sută și o mie de kilometri, în funcție de model. Sarcina sa utilă, adăpostită în vârful mașinii, este recuperată cu o parașută. Cercetările efectuate cu rachete sonore se concentrează în principal pe 2 teme:
O rachetă balistică este o rachetă care poartă o sarcină militară în general nucleară a cărei traiectorie este balistică. Faza balistică este precedată de o fază de accelerație alimentată de un motor rachetă oferind mașinii impulsul necesar pentru a-și atinge ținta.
Distingem:
O rachetă experimentală este o rachetă care nu poartă o sarcină utilă, destinată să experimenteze diferite componente ale rachetei finale sau să dobândească sau să completeze cunoștințele necesare pentru realizarea unei rachete.
Dezvoltarea primelor rachete este direct legată de descoperirea pulberii negre , un amestec de cărbune , salpetru și sulf cu putere explozivă ridicată. Această descoperire dată de majoritatea istoricilor Chinei datează probabil din secolul al XI- lea, dar niciun document scris nu a atestat. Prima utilizare documentată a rachetelor se referă la o bătălie care a avut loc în 1232 : în timpul asediului Kaifeng de către mongoli , chinezii și-au împins înapoi dușmanii cu ajutorul „săgeților de foc zburătoare”. Rachetele folosite la acea vreme, deși nu foarte distructive pe cont propriu, au făcut posibilă dezorganizarea armatei opuse provocând panică la caii săi. Această inovație se răspândește rapid. După bătălia de la Kaifeng, mongolii și-au produs propriile rachete și aceste cunoștințe s-au răspândit rapid la oamenii pe care i-au atacat: japonezi, coreeni, indieni. În Anglia , călugărul englez Roger Bacon dă formula pentru pudra neagră într-o lucrare care datează probabil din anii 1240. Arabii ar fi fost conștienți de rachetele de după capturarea Bagdadului de către mongoli în 1258. Manuscrisul arab Kitâb al- furussia wal munassab al-harbiya scris probabil între 1285 și 1295 menționează acest tip de armă. Între XIII - lea și XV - lea secole, rapoarte împrăștiate de rachete menționează în mai multe cărți care menționează utilizarea lor de rachete în timpul luptei. Este posibil ca acestea să fi fost folosite de arabi în timpul cruciadelor a șaptea , împotriva trupelor regelui Saint Louis . Aceste rachete transportau o sarcină utilă explozivă sub forma unui sac de pulbere. Prima utilizare în Europa în lupte semnificative are loc într-un conflict între Veneția și Genova în care un turn din orașul Chiogga este bombardat de rachete.
Rachetele ca armă ar fi fost folosite în Normandia împotriva englezilor în jurul anului 1450 . În Franța , Jean Froissart a descoperit că precizia acestor arme se îmbunătățea dacă erau lansate din tuburi (acesta este strămoșul bazooka ). În Italia , Joanes de Fontana a proiectat o torpilă de suprafață propulsată cu rachete al cărei scop era să dea foc navelor inamice. În secolul al XVI- lea , rachetele au căzut în dizgrație ca războiul qu'engins (parțial datorită îmbunătățirii puterii și artileriei de precizie), chiar dacă au continuat să fie folosite pentru artificii. La sfârșitul XVIII E secolul, suveranul statului Mysore în India , folosește împotriva englezilor invadator un corp de artificieri înarmați cu rachete care cuprinde o manta de oțel, la rachetele de Mysore . Acest exemplu l-a inspirat pe englezul William Congreve, care a dezvoltat racheta omonimă care a fost folosită cu succes diferit în timpul mai multor bătălii navale sau terestre din timpul războaielor napoleoniene. Un artificier german , Johann Schmidlap , inventează racheta de cuibărit, o mașină cu mai multe etape aprinsă secvențial și care permite artificiilor să atingă o altitudine mai mare. Este strămoșul rachetelor cu mai multe etape utilizate astăzi. În Primul Război Mondial , rachetele au reapărut împreună cu strămoșii rachetelor, folosite de aviatori pentru a lovi baloane de observare ale inamicului.
Între sfârșitul XIX - lea lea și al doilea război mondial cele mai mari progrese in teorie se datorează rus Konstantin Tsiolkovsky . Acesta din urmă, în lucrarea sa The Exploration of Cosmic Space by Jet Engines (1903), descrie o rachetă cu combustibil lichid (hidrogen / oxigen) care ar fi suficient de puternică pentru a se elibera de atracția Pământului și pentru a ajunge la alte planete. El cercetează propulsorii care pot fi folosiți pentru a propulsa rachete, forma camerei de ardere , răcirea acesteia prin circulația combustibilului, ghidarea traiectoriei prin suprafețe în mișcare plasate în jetul de gaz, stabilizarea giroscopică a rachetei, principii care va fi preluat mai târziu. El a scris legea fundamentală a raportului de masă care implică divizarea rachetei în mai multe etape. De asemenea, calculează diferitele viteze implicate în astronautică și cunoscute sub numele de viteze cosmice . El descrie o stație interplanetară care ar fi alcătuită din mai multe elemente separate și a cărei orbită ar putea fi schimbată.
Tehnica a continuat să progreseze în perioada interbelică grație diferiților pionieri, cum ar fi Pedro Paulet , producătorul primului motor cu propulsie lichidă, Louis Damblanc care a lansat prima rachetă cu etape și Robert Goddard , specialist în dezvoltarea motoarelor rachete.
La începutul XX - lea secol dezvoltarea de rachete în scopuri pașnice pentru călătorie interplanetară este o sursă de cercetători de motivare. Dar armata este cea care contribuie în cele din urmă la dezvoltarea rachetelor prin finanțarea lucrărilor care conduc la aplicații practice precum rachete, sisteme de asistență la decolare de avioane, avioane rachetă și rachete cu rază lungă de acțiune. În special germanii cu opera lui Werner von Braun , cu celebrul V2 . După război, Statele Unite și URSS au colectat singuri echipamente și ingineri germani (a se vedea Operațiunea Clips ). Primul „V2” SUA , care a lucrat von Braun, a decolat pe 14 martie 1946. Sovietul „V2”, a decolat 18 octombrie 1947 sub conducerea lui Serghei Korolyov și Valentin Glushko . Cursa către spațiu a început.
Indiferent de dimensiunea sa, doi parametri sunt practic suficienți pentru a defini performanța unei rachete:
Lansator | Constructor | Data 1 st zbor |
Capacitate (tone) orbită mică |
Capacitate (tone) orbită geostaționară |
Masă (tone) |
Înălțime (metri) | Număr de zboruri cu succes |
Observații | stare |
---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
Angara A5 | Rusia | 2013 | 24.5 | 4.5 | 759 | 55.4 | 0 | În dezvoltare | |
Falcon Heavy | Statele Unite | 2018 | 63,8 | 26.7 | 1421 | 70 | 3 | Prima etapă și amplificatoarele laterale aterizează separat fie pe o barjă în larg sau pe uscat în apropierea locurilor de decolare pentru a fi refolosite | In operatie |
Ares V | Statele Unite | 188 | - | ? | 116 | 0 | Dezvoltare abandonată în 2010 | Dezvoltare abandonată | |
Ares I | Statele Unite | 2009 | 25 | - | ? | 94 | 1 | Inițial dedicat zborurilor cu pilot, dezvoltarea sa a fost abandonată în 2010 | Dezvoltare abandonată |
Ariane 5 ECA | Europa | 2002 | 21 | 9.6 | 780 | 56 | 90/94 | In operatie | |
Atlas V 400 | Statele Unite | 2002 | 12.5 | 7.6 (GTO) | 546 | 58.3 | 8/8 | In operatie | |
Delta II | Statele Unite | 1989 | 2.7-6.1 | 0.9-2.17 (GTO) | 152-232 | 39 | 151/153 | In operatie | |
Delta IV Heavy | Statele Unite | 2004 | 25.8 | 6.3 | 733 | 77.2 | 10/11 | In operatie | |
Șoimul 9 | Statele Unite | 2009 | 9.9 | 4.9 (GTO) | 325 | 70 | 47/49 | Prima rachetă cu prima etapă de aterizare fie pe o barjă în larg sau pe uscat în apropierea locului de decolare pentru a fi refolosită | In operatie |
GSLV | India | 2001 | 5 | 2,5 (GTO) | 402 | 49 | 4/5 | In operatie | |
H2A 204 | Japonia | 2006 | 15 | 6 (GTO) | 445 | 53 | 1/1 | Seria H2A include alte modele Prima lansare 2001 14 lansări de succes din 15 |
In operatie |
Lung 2 martie | China | 1999 | 8.4 | - | 464 | 62 | 7/7 | Dedicat zborurilor cu echipaj | In operatie |
PSLV | India | 1993 | 3.2 | 1.4 (GTO) | 294 | 44 | 18/20 | In operatie | |
Proton | Rusia | 1965 | 22 | 6 (GTO) | 694 | 62 | 294/335 | In operatie | |
Naveta spatiala | Statele Unite | nouăsprezece optzeci și unu | 24.4 | 3.8 (GTO) | 2040 | 56 | 124/125 | Zboruri echipate | Arestat |
Saturn V | Statele Unite | 1967 | 118 | 47 | 3039 | 110 | 13/13 | Arestat | |
Soyuz -FG | Rusia | 2001 | 7.1 | - | 305 | 49.5 | 17/17 | Primele zboruri din serie în 1966 (peste 1.700 de zboruri) |
In operatie |
Titan IV B | Statele Unite | 1997 | 21.7 | 5.8 | 943 | 44 | 15/17 | Arestat | |
Vega | Europa | 2012 | 1.5 | - | 137 | 30 | 14/15 | In operatie | |
Zenit | Ucraina | 1999 | - | 5.3 | 462 | 59.6 | 26/29 | Lansat de pe o platformă mobilă pe mare | In operatie |
Combustibil | Oxidant | Raport de amestecare |
Densitatea medie a amestecului |
Temperatura de ardere |
Viteza de ejecție | Avantaje și dezavantaje |
utilizare | ||||||
---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
Desemnare | Temperatura de fierbere | Densitate | Caracteristici | Desemnare | Temperatura de fierbere | Densitate | Caracteristici | ||||||
Kerosen | 80 ° C până la 150 ° C | 0,8 | Oxigen | −183 ° C | 1.14 | 2.4 | 1,02 | 3.400 ° C | 3000 m / s | criogenice | |||
UDMH | 63 ° C | 0,8 | Oxigen | 1.7 | 0,97 | 3.200 ° C | 3.200 m / s | criogenice | |||||
Hidrogen | −253 ° C | 0,07 | Oxigen | 4 | 0,28 | 2.700 ° C | 4.300 m / s | criogenice | |||||
UDMH | Tetraoxid de azot | 21 ° C | 1,45 | 2.7 | 1.17 | 2800 ° C | 2.900 m / s | toxic hipergolic stocabil | |||||
Kerosen | Acid azotic | 86 ° C | 1,52 | 4.8 | 1,35 | 2950 ° C | 2.600 m / s | non criogenice | |||||
Hidrazină | 114 ° C | 1,01 | Fluor | −188 ° C | 1,54 | 2 | 1.30 | 4300 ° C | 3.700 m / s | criogenice | |||
Hidrogen | Fluor | 8 | 0,46 | 3.700 ° C | 4.500 m / s | hipergolică |
Rachetele sunt prezente în special în domeniul științifico-ficțional, unde sunt asociate zborului spațial. Ne vom aminti în special albumul de benzi desenate On a Marche sur la Lune unde autorul belgian Hergé și-a setat echipajul condus de Tintin să pună piciorul pe Lună în 1954 , cu cincisprezece ani înainte de Neil Armstrong . Au avut o rachetă care a rămas faimoasă.