многоступенчатая ракета, Ракета, у которой в полёте по мере израсходования топлива происходит последовательный сброс использованных и ненужных для дальнейшего полёта элементов конструкции (ракетных ступеней). Вначале, при пуске, работает двигатель 1-й ступени, способный поднять и разогнать до определенной скорости всю С. р. После израсходования основной массы топлива двигатель 1-й ступени вместе с конструкцией, включающей опорожненные баки, отбрасывается. Дальнейший полёт продолжается при работающем двигателе 2-й ступени, имеющем меньшую тягу, но способным сообщить облегчённой ракете дополнительную скорость. После выгорания топлива 2-й ступени включается двигатель 3-й ступени, а 2-я ступень сбрасывается. Процесс отделения ступеней теоретически может быть продолжен и далее, однако из-за усложнения конструкции 2-4 ступени практически являются пределом для С. р.

Конструктивно С. р. выполняются с последовательным и параллельным расположением ступеней. При обычном последовательном соединении (тандем) каждая отдельная ступень сначала полностью отрабатывает, затем отделяется, после чего включается двигатель следующей ступени. При параллельном соединении (т. н. пакетные схемы) отдельные ступени (а также двигатели и топливные баки) могут участвовать в работе одновременно. Существует много др. комбинаций, например параллельное соединение 1-й и 2-й ступеней и последовательное 2-й и 3-й. Одноступенчатая ракета рациональной конструкции практически не способна развить скорость, необходимую для вывода на околоземную орбиту космического летательного аппарата (См. Космический летательный аппарат) (около 8 км/сек).

Первые упоминания о С. р. относятся к 16 в. (В. Бирингуччо) и 17 в. (К. Семенавичус). В 20 в. вопросами применения С. р. занимались Р. Годдард, Г. Оберт, А. А. Штернфельд. Идея создания С. р. нашла наиболее полное отражение в работах К. Э. Циолковского (См. Циолковский) "Космические ракетные поезда" (1929) и "Наибольшая скорость ракеты" (1935), в которых впервые были разработаны научные основы расчёта и принципы построения С. р. Более глубокая математическая проработка проблемы С. р. была продолжена в 50-е гг., когда вопросы расчёта и конструирования С. р. стали насущными практическими задачами науки и техники.

Г. А. Назаров.

Трёхступенчатая составная ракета: а - с последовательным соединением ступеней; б - с параллельным соединением ступеней.

многоступенчатая (2-4 ступени) баллистическая Ракета для выведения в космос искусственных спутников Земли, автоматических межпланетных станций, космических кораблей, орбитальных станций и др. полезных грузов. В зависимости от энергетических характеристик и способности выводить на орбиту искусственного спутника Полезный груз определённой массы Р.-н. можно условно разделить на следующие классы: лёгкие (до 500 кг), средние (до 10 т), тяжёлые (до 100 т), сверхтяжёлые (свыше 100 т). Большинство Р.-н. создано на основе межконтинентальных баллистических ракет или баллистических ракет средней дальности.

На первых ступенях Р.-н. в качестве компонентов топлива, как правило, используются керосин и жидкий кислород, например "Восток" (СССР), "Атлас-Аджена" (США). Жидкостные ракетные двигатели верхних ступеней Р.-н. обычно работают на высококипящих компонентах топлива, например Р.-н. "Космос" (СССР), "Атлас-Аджена", "Титан-2" (США), а также на жидких водороде и кислороде, например "Атлас-Центавр", "Сатурн-5" (США).

Отличительная особенность последних ступеней некоторых Р.-н. - возможность многократного включения их двигателей, что позволяет осуществлять манёвры для изменения высоты и наклонения орбиты, а также старта полезного груза с орбиты искусственного спутника. Наряду с использованием жидкостных ракетных двигателей как основных двигателей большинства Р.-н., на некоторых из них применяются т. н. стартовые твердотопливные ракетные двигатели, которые крепятся к корпусу 1-й ступени, например "Торад-Аджена" (США).

Р.-н. могут выводить на круговую геоцентрическую орбиту полезный груз массой от нескольких кг до нескольких десятков т и сообщать ему необходимую скорость. Все Р.-н. характеризуются сравнительно малой массой и большими запасами топлива (масса топлива 85-90\% от стартовой массы ракеты). Стартовая масса Р.-н. составляет от нескольких десятков до нескольких тыс. т. Продолжительность активного участка (См. Активный участок) некоторых Р.-н. свыше 17 мин. Полёт проходит в большом диапазоне высот.

Г. А. Назаров.