Одноступенчатый выход на орбиту

редактировать

Система запуска, использующая только одну ступень ракеты

VentureStar была предложена ССТО космоплан.

A одноступенчатый орбитальный (или ССТО ) аппарат выходит на орбиту от поверхности тела, используя только топливо и жидкости и без расходование танков, двигателей или другого важного оборудования. Этот термин обычно, но не исключительно, относится к многоразовым транспортным средствам. На сегодняшний день запускаемые с Земли ракеты-носители SSTO никогда не запускались; орбитальные запуски с Земли выполнялись полностью или частично расходуемыми многоступенчатыми ракетами.

. Основным предполагаемым преимуществом концепции SSTO является устранение необходимости замены оборудования, присущей одноразовым системам запуска. Однако единовременные расходы, связанные с проектированием, разработкой, исследованиями и проектированием (DDR E) многоразовых систем SSTO, намного выше, чем у расходных систем, из-за существенных технических проблем, связанных с SSTO, при условии, что эти технические проблемы действительно могут быть решены.

Считается маловероятным запуск с Земли одноступенчатого космического корабля на химическом топливе на орбиту. Основными осложняющими факторами для SSTO с Земли являются: высокая орбитальная скорость более 7 400 метров в секунду (27 000 км / ч; 17 000 миль / ч); необходимость преодоления земного притяжения, особенно на ранних этапах полета; и полет в атмосфере Земли, что ограничивает скорость на ранних этапах полета и влияет на характеристики двигателя.

Достижения в области ракетной техники в 21 веке привели к существенному снижению стоимости запуска килограмм полезной нагрузки на низкую околоземную орбиту или на Международную космическую станцию , что снижает основное предполагаемое преимущество концепции SSTO.

Известные концепции одноступенчатого вывода на орбиту включают Skylon, DC-X, Lockheed Martin X-33 и Ротон ССТО. Однако, несмотря на некоторые надежды, ни один из них еще не приблизился к достижению орбиты из-за проблем с поиском достаточно эффективной двигательной установки.

Одноступенчатый выход на орбиту намного проще осуществить на внеземных телах, которые имеют более слабые гравитационные поля и более низкое атмосферное давление, чем Земля, такие как Луна и Марс, и было достигнуто с Луны обеими программой Apollo Лунным модулем и несколько роботизированных космических кораблей советской программы Луна.

Содержание

1 История
- 1.1 Ранние концепции
- 1.2 Технология DC-X
- 1.3 Ротон
2 Подходы
- 2.1 Плотное топливо по сравнению с водородным топливом
- 2.2 Один двигатель для всех высот
- 2.3 Дыхание на воздухе SSTO
- 2.4 Помощь при запуске
- 2.5 Ядерная тяга
- 2.6 Тяговая установка с лучом
3 Проблемы проектирования, присущие SSTO
4 Примеры
- 4.1 Текущие разработки
- 4.2 Skylon
5 Альтернативные подходы к недорогим космическим полетам
6 См. Также
7 Дополнительная литература
8 Ссылки
9 Внешние ссылки

История

Ранние концепции

Концепт-арт ROMBUS

До второй половины двадцатого века космические путешествия проводились очень мало. В течение 1960-х годов начали появляться некоторые из первых концептуальных проектов для этого типа кораблей.

Одной из самых ранних концепций SSTO был одноэтапный орбитальный космический грузовик (OOST) одноразового использования, предложенный Филипом Боно, инженер Douglas Aircraft Company. Также была предложена многоразовая версия под названием ROOST.

Другой ранней концепцией SSTO была многоразовая ракета-носитель под названием NEXUS, предложенная Краффтом Арнольдом Эрике в начале 1960-х годов. Это был один из крупнейших космических кораблей, когда-либо созданных, с диаметром более 50 метров и способностью поднимать до 2000 коротких тонн на околоземную орбиту, предназначенный для миссий в более отдаленные места в солнечной системе, такие как Марс. North American Air Augmented VTOVL с 1963 года был таким же большим кораблем, который использовал прямоточные воздушно-реактивные двигатели для уменьшения взлетной массы транспортного средства за счет устранения потребности в большом количестве жидкого кислорода при путешествии через атмосферу.

С 1965 года. Роберт Салкед исследовал различные концепции одноступенчатого орбитального крылатого космического самолета. Он предложил транспортное средство, которое будет сжигать углеводородное топливо в атмосфере, а затем переключаться на водородное топливо для повышения эффективности в космосе.

Другие примеры ранних концепций Боно (до 1990-х годов), которые никогда не были построены, включают:

ROMBUS (многоразовый орбитальный модуль, ускоритель и служебный шаттл), еще один дизайн от Филипа Боно. Технически это не было одноэтапным этапом, так как он сбросил некоторые из своих первоначальных резервуаров с водородом, но он был очень близок.
Ithacus, адаптированная концепция ROMBUS, которая была разработана для перевозки солдат и военной техники на другие континенты через суб- орбитальная траектория.
Pegasus, еще одна адаптированная концепция ROMBUS, разработанная для перевозки пассажиров и полезных грузов на большие расстояния в короткие промежутки времени через космос.
Douglas SASSTO, еще одна концепция ракеты-носителя.
Hyperion, еще один концепт Филипа Боно, который использовал сани для набора скорости перед взлетом, чтобы сэкономить на количестве топлива, которое необходимо было поднять в воздух.

В 1979 году Rockwell International представила концепт для тяжеловесного многоциклового прямоточного воздушно-реактивного двигателя с грузоподъемностью 100 тонн / криогенного ракетного двигателя, одноступенчатого орбитального космического самолета с горизонтальным взлетом / горизонтальной посадкой под названием Star-Raker, предназначенного для запуска тяжелых космического базирования солнечная энергия спутники на орбите Земли 300 морских миль.

Ar В 1985 году проект NASP был предназначен для запуска на орбиту ГПВРД, но финансирование было прекращено, и проект был отменен. Примерно в то же время HOTOL пытались использовать технологию реактивного двигателя с предварительным охлаждением, но не смогли показать существенных преимуществ по сравнению с ракетной технологией.

Технология DC-X

Первый полет DC-X

DC-X, сокращенно от Delta Clipper Experimental, представлял собой беспилотный демонстрационный образец вертикального взлета и посадки в масштабе одной трети для предлагаемого SSTO. Это один из немногих когда-либо построенных прототипов SSTO. Планировалось несколько других прототипов, в том числе DC-X2 (полуразмерный прототип) и DC-Y, полномасштабный аппарат, который будет способен одноступенчато выводиться на орбиту. Ни один из них не был построен, но проект был передан НАСА в 1995 году, и они построили DC-XA, модернизированный прототип в масштабе одной трети. Этот автомобиль был потерян, когда приземлился с развернутыми только тремя из четырех посадочных площадок, из-за чего он перевернулся на бок и взорвался. С тех пор проект не был продолжен.

Roton

С 1999 по 2001 год Rotary Rocket пытались построить автомобиль SSTO под названием Roton. Он получил большое внимание средств массовой информации, и был завершен рабочий прототип, но его конструкция была в значительной степени непрактичной.

Подходы

Существовали различные подходы к SSTO, включая чистые ракеты, которые запускаются и приземляются вертикально, воздушно-реактивные ГПВР двигатели, которые запускаются и приземляются горизонтально, атомные аппараты и даже реактивные двигатели аппараты, которые могут вылетать на орбиту и возвращаться на посадку, как авиалайнер, полностью целы.

Для SSTO с ракетными двигателями основная задача заключается в достижении достаточно высокого отношения массы, чтобы нести достаточно топлива для достижения орбиты, а также значимой полезной нагрузки. вес. Одна из возможностей - придать ракете начальную скорость с помощью космической пушки, как запланировано в проекте Quicklaunch.

Для воздушно-реактивного SSTO основная проблема заключается в сложность системы и связанные с ними затраты на исследования и разработки, материаловедение и методы строительства, необходимые для выживания в длительном высокоскоростном полете в атмосфере и достижения достаточно высокого отношения масс, чтобы нести достаточно топливо для достижения орбиты, плюс значительный вес полезной нагрузки. Конструкции с воздушным дыханием обычно летают на сверхзвуковой или гиперзвуковой скоростях и обычно включают ракетный двигатель для окончательного сгорания на орбите.

Будь то ракетный или воздушный. дышащий, многоразовый автомобиль должен быть достаточно прочным, чтобы выдержать многократные поездки в космос без увеличения веса или обслуживания. Кроме того, многоразовая машина должна иметь возможность без повреждений вернуться в нее и безопасно приземлиться.

Хотя раньше считалось, что одноступенчатые ракеты недосягаемы, достижения в области технологий материалов и строительства показали, что это возможно. Например, расчеты показывают, что первая ступень Titan II, запускаемая самостоятельно, будет иметь соотношение топлива к оборудованию транспортного средства 25: 1. У него достаточно эффективный двигатель для достижения орбиты, но без большой полезной нагрузки.

Плотное по сравнению с водородным топливом

Водородное топливо может показаться очевидным топливом для транспортных средств SSTO. При сжигании кислородом водород дает самый высокий удельный импульс из любого обычно используемого топлива: около 450 секунд по сравнению с 350 секундами для керосина.

. следующие преимущества:

Удельный импульс водорода почти на 30% выше (около 450 секунд по сравнению с 350 секундами), чем у большинства плотных топлив.
Водород - отличный хладагент.
Масса брутто Водородные ступени ниже, чем ступени с плотным топливом для той же полезной нагрузки.
Водород экологически безопасен.

Однако водород также имеет следующие недостатки:

Очень низкая плотность (около ⁄ 7 плотности керосина) - требуется очень большой резервуар
Глубоко криогенный - должен храниться при очень низких температурах и, следовательно, требует прочной изоляции
Очень сильно улетучивается легко с минимального зазора
Широкий диапазон горючести - легко воспламеняется и горит опасно невидимым пламенем
Имеет тенденцию к конденсации кислорода, что может вызвать проблемы с воспламеняемостью s
Имеет большой коэффициент расширения даже для небольших утечек тепла.

С этими проблемами можно справиться, но за дополнительную плату.

А керосиновые баки могут составлять 1% от веса их содержимого, водородные резервуары часто должны весить 10% от их содержимого. Это связано как с низкой плотностью, так и с дополнительной изоляцией, необходимой для минимизации выкипания (проблема, которая не возникает с керосином и многими другими видами топлива). Низкая плотность водорода также влияет на конструкцию остальной части транспортного средства: насосы и трубопроводы должны быть намного больше, чтобы перекачивать топливо в двигатель. Конечным результатом является соотношение тяги к массе двигателей, работающих на водороде, на 30–50% ниже, чем у сопоставимых двигателей, использующих более плотное топливо.

Эта неэффективность также косвенно влияет на потери от силы тяжести ; аппарат должен удерживаться на ракетной мощности, пока не достигнет орбиты. Меньшая избыточная тяга водородных двигателей из-за более низкого отношения тяги к весу означает, что транспортное средство должно подниматься более круто, и поэтому меньшая тяга действует в горизонтальном направлении. Меньшая горизонтальная тяга приводит к увеличению времени выхода на орбиту, а гравитационные потери увеличиваются как минимум на 300 метров в секунду (1100 км / ч; 670 миль в час). Хотя и не кажется большим, отношение масс к кривой дельта-v очень круто для достижения орбиты за одну ступень, и это составляет 10% разницы в отношении массового отношения в верхней части резервуара и экономии насоса.

Общий эффект заключается в том, что существует удивительно небольшая разница в общих характеристиках между SSTO, которые используют водород, и теми, которые используют более плотное топливо, за исключением того, что водородные транспортные средства могут быть довольно дорогими в разработке и покупке. Тщательные исследования показали, что некоторые плотные виды топлива (например, жидкий пропан ) превосходят характеристики водородного топлива при использовании в ракете-носителе SSTO на 10% при той же сухой массе.

1960-е годы Филип Боно исследовал одноступенчатые трехкомпонентные ракеты VTVL и показал, что они могут увеличить размер полезной нагрузки примерно на 30%.

Опыт эксплуатации с Экспериментальная ракета DC-X заставила ряд сторонников SSTO пересмотреть водород как удовлетворительное топливо. Покойный Макс Хантер, используя водородное топливо в DC-X, часто говорил, что, по его мнению, первый успешный орбитальный SSTO, скорее всего, будет работать на пропане.

Один двигатель для всех высот

Некоторые концепции SSTO используют один и тот же двигатель для всех высот, что является проблемой для традиционных двигателей с колоколообразным соплом. В зависимости от атмосферного давления оптимальны разные формы колокола. У двигателей, работающих в нижних слоях атмосферы, колокола короче, чем у двигателей, работающих в вакууме. Наличие колокола, оптимального только на одной высоте, снижает общий КПД двигателя.

Одним из возможных решений может быть использование аэроискового двигателя, который может быть эффективным в широком диапазоне окружающих условий. давления. Фактически, в конструкции X-33 должен был использоваться линейный аэрокосмический двигатель.

Другие решения предполагали использование нескольких двигателей и других конструкций адаптации к высоте, таких как двойной -мю колокола или раздвижные секции раструба.

Тем не менее, на очень больших высотах очень большие раструбы двигателя имеют тенденцию расширять выхлопные газы до давления, близкого к вакуумному. В результате эти колокола двигателя контрпродуктивны из-за их избыточного веса. В некоторых концепциях SSTO используются двигатели очень высокого давления, которые позволяют использовать высокие передаточные числа с уровня земли. Это дает хорошие характеристики, устраняя необходимость в более сложных решениях.

Воздушное дыхание SSTO

Skylon космический самолет

В некоторых конструкциях для SSTO предпринимаются попытки использовать воздушно-реактивные двигатели, которые собирают окислитель и реакционная масса из атмосферы для уменьшения взлетной массы транспортного средства.

Некоторые из проблем, связанных с этим подходом:

Ни один известный воздушно-реактивный двигатель не может работать с орбитальной скоростью в пределах в атмосфере (например, ГПВД, работающие на водороде, кажется, имеют максимальную скорость около 17 Маха). Это означает, что для окончательного вывода на орбиту необходимо использовать ракеты.
Для тяги ракеты необходимо, чтобы орбитальная масса была как можно меньше, чтобы минимизировать вес топлива.
Отношение тяги к массе Количество ракет, которые полагаются на бортовой кислород, резко возрастает по мере расхода топлива, потому что топливный бак окислителя имеет около 1% массы окислителя, который он несет, в то время как воздушно-реактивные двигатели обычно имеют плохое соотношение тяги к массе, которое относительно фиксировано. во время подъема на воздушном дыхании.
Очень высокие скорости в атмосфере требуют очень тяжелых систем тепловой защиты, что еще больше затрудняет достижение орбиты.
В то время как на более низких скоростях воздушно-реактивные двигатели очень эффективный, но КПД (Isp ) и уровни тяги воздушно-реактивных двигателей значительно падают на высоких скоростях (выше 5–10 Маха в зависимости от двигателя) и начинают приближаться к ракетным двигателям или хуже.
Отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению транспортных средств на гиперзвуковой скорости низкое, однако эффективное отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению ракетных аппаратов при высоких g равно , не отличается.

Таким образом, например, с конструкциями ГПВРД (например, X-43 ) бюджеты массы, кажется, не близки к орбитальному запуску.

Подобные проблемы возникают с одноступенчатыми аппаратами, пытающимися вывести на орбиту обычные реактивные двигатели - вес реактивного самолета

С другой стороны, LACE-подобные конструкции с предварительным охлаждением воздуха, такие как космический самолет Skylon (и ), не компенсируются в достаточной степени за счет уменьшения количества топлива. ATREX ), которые переходят на ракетную тягу на более низких скоростях (5,5 Маха), кажется, дают, по крайней мере на бумаге, улучшенную орбитальную массовую долю по сравнению с чистыми ракетами (даже многоступенчатыми ракетами), достаточными для удержания исключена возможность полного повторного использования с более высокой долей полезной нагрузки.

Важно отметить, что массовая доля является важной концепцией в разработке ракеты. Однако массовая доля может иметь мало общего с затратами на ракету, поскольку затраты на топливо очень малы по сравнению с затратами инженерной программы в целом. В результате дешевая ракета с низкой массовой долей может быть способна доставить на орбиту больше полезной нагрузки с заданной суммой денег, чем более сложная и более эффективная ракета.

Запуск помогает

Многие аппараты являются лишь узко суборбитальными, поэтому практически все, что дает относительно небольшое увеличение дельта-v, может быть полезным, и поэтому желательна внешняя помощь аппарату.

Предлагаемая помощь при запуске включает:

запуск салазок (рельс, маглев, включая Bantam, MagLifter и StarTram и т. Д.)
запуск с воздуха или буксировка самолета
заправка в полете
пусковая петля Lofstrom / космические фонтаны

И ресурсы на орбите, такие как:

Космический трос
буксиры

Ядерная тяга

Из-за проблем с весом, таких как экранирование, многие ядерные двигательные установки не способны поднимать собственный вес и поэтому не подходят для вывода на орбиту. Однако некоторые конструкции, такие как проект Орион и некоторые конструкции ядерно-тепловые, имеют отношение тяги к массе, превышающее 1, что позволяет им взлетать. Ясно, что одной из основных проблем с ядерной двигательной установкой будет безопасность как во время запуска для пассажиров, так и в случае отказа во время запуска. Никакая текущая программа не пытается использовать ядерный двигатель с поверхности Земли.

Движитель с лучевым приводом

Потому что они могут быть более энергичными, чем потенциальная энергия, которую допускает химическое топливо, некоторые концепции ракет с лазерным или микроволновым питанием имеют потенциал для вывода средств на орбиту, одноступенчатые. На практике эта область невозможна при использовании современных технологий.

Проблемы проектирования, присущие SSTO

Ограничения пространства для проектирования автомобилей SSTO были описаны инженером-конструктором ракет Робертом Труаксом :

Используя аналогичные технологии (т. Е. То же топливо и конструктивную долю), двухступенчатый корабль-орбита всегда будет иметь лучшее соотношение полезной нагрузки к массе, чем одноступенчатый, разработанный для той же миссии, в большинстве случаев очень намного лучше [соотношение полезной нагрузки к массе]. Только когда структурный фактор приближается к нулю [очень маленький вес конструкции транспортного средства], отношение полезной нагрузки к весу одноступенчатой ракеты приближается к таковому у двухступенчатой. Небольшой просчет - и одноступенчатая ракета заводится без полезной нагрузки. Чтобы получить хоть что-то, технологии должны быть доведены до предела. Выдавливание последней капли удельного импульса и сбрасывание последнего фунта требует денег и / или снижает надежность.

Уравнение ракеты Циолковского выражает максимальное изменение скорости, которое может достичь любая отдельная ступень ракеты:

Δ v = I sp ⋅ g 0 ln ⁡ (MR) {\ displaystyle \ Delta v = I _ {\ text {sp}} \ cdot g_ {0} \ ln (MR)}

\ Delta v = I_ \ text {sp} \ cdot g_0 \ ln (MR)

где:

Δ v {\ displaystyle \ Delta v}

\ Delta v

(delta-v ) - максимальное изменение скорости транспортного средства,

I sp {\ displaystyle I _ {\ text {sp}}}

I _ {\ text {sp} }

- удельный импульс топлива; удельный импульс;,

г 0 {\ displaystyle g_ {0}}

g_ {0}

- стандартная сила тяжести,

MR {\ displaystyle MR}

MR

- транспортное средство отношение масс,

ln {\ displaystyle \ ln}

\ ln

относится к функции натурального логарифма.

Отношение масс транспортное средство определяется как отношение начальной массы транспортного средства при полной загрузке топливом $(mi) {\ displaystyle \ left (m_ {i} \ right)}$ $\ left (m_i \ right)$ к окончательной массе транспортного средства $( мф) {\ Displaystyle \ влево (м_ {е} \ г ight)}$ $\ left (m_f \ right)$ после прожига:

MR = mimf = mp + ms + m pl ms + m pl {\ displaystyle MR = {\ frac {m_ {i}} {m_ {f}} } = {\ frac {m_ {p} + m_ {s} + m _ {\ text {pl}}} {m_ {s} + m _ {\ text {pl}}}}}

MR = \ frac {m_i} { m_f} = \ frac {m_p + m_s + m_ \ text {pl}} {m_s + m_ \ text {pl}}

где:

mi {\ displaystyle m_ {i}}

m_ {i}

- начальная масса транспортного средства или полная взлетная масса

(GLOW) {\ displaystyle \ left (GLOW \ right)}

\ left (GLOW \ right)

mf {\ displaystyle m_ {f}}

m_ {f }

- конечная масса транспортного средства после сгорания,

ms {\ displaystyle m_ {s}}

m_ {s}

- структурная масса транспортного средства,

mp {\ displaystyle m_ {p}}

m_p

- масса топлива,

m pl {\ displaystyle m _ {\ text {pl}}}

m_\text{pl}

- масса полезной нагрузки.

массовая доля топлива ( $ζ {\ displaystyle \ zeta}$ $\ zeta$ ) транспортного средства может быть выражена исключительно как функция отношения масс:

ζ = mpmi = mi - mfmi = 1 - mfmi = 1 - 1 MR = MR - 1 MR {\ displaystyle \ zeta = {\ frac {m_ {p}} {m_ {i}}} = {\ frac {m_ {i} -m_ {f}} {m_ {i}}} = 1 - {\ frac {m_ {f}} {m_ {i}}} = 1 - {\ frac {1} {MR}} = {\ frac {MR-1} {MR} }}

\ zeta = \ frac {m_p} {m_i} = \ frac {m_i - m_f} {m_i} = 1 - \ frac {m_f} {m_i} = 1 - \ frac {1} {MR} = \ frac {MR - 1} {MR}

Структурный коэффициент ( $λ {\ displaystyle \ lambda}$ $\ lambda$ ) является критическим параметром в конструкции автомобиля SSTO. Структурная эффективность транспортного средства максимальна, когда структурный коэффициент приближается к нулю. Структурный коэффициент определяется как:

Сравнение чувствительности к факторам роста для аппаратов с одноступенчатым выходом на орбиту (SSTO) и с ограниченным движением по орбите (TSTO). На основе миссии НОО с дельтой v = 9,1 км / с и массой полезной нагрузки = 4500 кг для дальности полета топлива Isp.

λ = msmp + ms = msmi - m pl = msmi 1 - m pl mi {\ displaystyle \ lambda = {\ frac {m_ {s}} {m_ {p} + m_ {s}}} = {\ frac {m_ {s}} {m_ {i} -m _ {\ text {pl}}}} = { \ frac {\ frac {m_ {s}} {m_ {i}}} {1 - {\ frac {m _ {\ text {pl}}} {m_ {i}}}}}}

\ lambda = \ frac {m_s} {m_p + m_s} = \ frac {m_s} {m_i - m_ \ text {pl}} = \ frac {\ frac {m_s} {m_i}} {1 - \ frac {m_ \ text {pl}} {m_i}}

Общая структурная массовая доля $(msmi) {\ displaystyle \ left ({\ frac {m_ {s}} {m_ {i}}} \ right)}$ $\ left (\ frac {m_s} { m_i} \ right)$ может быть выражена через структурный коэффициент:

msmi = λ (1 - m pl mi) {\ displaystyle {\ frac {m_ {s}} {m_ {i}}} = \ lambda \ left (1 - {\ frac {m _ {\ text {pl }}} {m_ {i}}} \ right)}

\ frac {m_s} {m_i} = \ lambda \ left (1 - \ frac {m_ \ text {pl}} {m_i} \ right)

Дополнительное выражение для общей массовой доли конструкции можно найти, отметив, что массовая доля полезной нагрузки $(m pl mi) {\ displaystyle \ left ( {\ frac {m _ {\ text {pl}}} {m_ {i}}} \ right)}$ $\ left (\ frac {m_ \ text {pl}} {m_i} \ right)$ , сумма массовой доли топлива и массовой доли конструкции равна единице:

1 = m pl mi + mpmi + msmi = m pl mi + ζ + msmi {\ displaystyle 1 = {\ frac {m _ {\ text {pl }}} {m_ {i}}} + {\ frac {m_ {p}} {m_ {i}}} + {\ frac {m_ {s}} {m_ {i}}} = {\ frac {m_ {\ text {pl}}} {m_ {i}}} + \ zeta + {\ frac {m_ {s}} {m_ {i}}}}

1 = \ frac {m_ \ text {pl}} {m_i} + \ frac {m_p} {m_i} + \ frac {m_s} {m_i} = \ frac {m_ \ text {pl}} {m_i} + \ zeta + \ frac {m_s} {m_i}

msmi = 1 - ζ - m pl mi {\ displaystyle {\ frac {m_ {s}} {m_ {i}}} = 1- \ zeta - {\ frac {m _ {\ text {pl}}} {m_ {i}}}}

\ frac {m_s} {m_i} = 1 - \ zeta - \ frac {m_ \ text {pl}} {m_i}

Приравнивание выражений для массовой доли конструкции и решения для начальной массы транспортного средства:

mi = GLOW = m pl 1 - (ζ 1 - λ) {\ displaystyle m_ {i} = GLOW = {\ frac {m _ {\ text {pl }}} {1- \ left ({\ frac {\ zeta} {1- \ lambda}} \ right)}}}

m_i = GLOW = \ fr ac {m_ \ text {pl}} {1 - \ left (\ frac {\ zeta} {1 - \ lambda} \ right)}

Это выражение показывает, как размер автомобиля SSTO зависит от его конструктивной эффективности. Учитывая профиль миссии $(Δ v, m pl) {\ displaystyle \ left (\ Delta v, m _ {\ text {pl}} \ right)}$ $\ left (\ Delta v, m_ \ text {pl} \ right)$ и тип пороха $(I sp) {\ displaystyle \ left (I _ {\ text {sp}} \ right)}$ $\ left (I_ \ text { sp} \ right)$ , размер транспортного средства увеличивается с увеличением коэффициента конструкции. Эта чувствительность к фактору роста параметрически показана для аппаратов SSTO и двухэтапного вывода на орбиту (TSTO) для стандартной миссии LEO. Кривые асимптоты по вертикали при максимальном пределе структурного коэффициента, когда критерии миссии больше не могут быть выполнены:

λ max = 1 - ζ = 1 MR {\ displaystyle \ lambda _ {\ text {max}} = 1- \ zeta = {\ frac {1} {MR}}}

\ lambda_ \ text {max} = 1 - \ zeta = \ frac {1} {MR}

По сравнению с неоптимизированным транспортным средством TSTO, использующим ограниченную стадию, ракете SSTO, запускающей идентичную массу полезной нагрузки и использующую те же топлива, всегда потребуется существенно меньший структурный коэффициент для достижения той же дельта-v. Учитывая, что современные технологии материалов устанавливают нижний предел примерно 0,1 на наименьшие достижимые конструкционные коэффициенты, многоразовые транспортные средства SSTO обычно нецелесообразны даже при использовании топлива с самыми высокими характеристиками.

Примеры

Легче получить SSTO из тела с меньшим гравитационным притяжением, чем у Земли, такого как Луна или Марс. Лунный модуль «Аполлон» поднялся с поверхности Луны на лунную орбиту за одну ступень.

Детальное исследование аппаратов SSTO было подготовлено космическим подразделением Chrysler Corporation. в 1970–1971 гг. по контракту NASA NAS8-26341. Их предложение (Shuttle SERV ) было огромным транспортным средством с полезной нагрузкой более 50 000 кг (110 000 фунтов), использующим реактивные двигатели для (вертикальной) посадки. В то время как технические проблемы казались решаемыми, для ВВС США требовалась крылатая конструкция, которая привела к созданию шаттла, который мы знаем сегодня.

Демонстрационный образец технологии DC-X без экипажа, первоначально разработанный Макдоннел Дуглас для офиса программы Стратегическая оборонная инициатива (SDI), был попытаться построить транспортное средство, которое может привести к транспортному средству SSTO. Испытательный корабль размером в одну треть обслуживала и обслуживала небольшая группа из трех человек, базировавшаяся из трейлера, и однажды корабль был повторно запущен менее чем через 24 часа после приземления. Хотя программа испытаний не обошлась без неудач (включая небольшой взрыв), DC-X продемонстрировал, что аспекты технического обслуживания концепции были правильными. Этот проект был отменен, когда он приземлился с тремя из четырех развернутых опор, перевернулся и взорвался во время четвертого полета после передачи управления от Организации стратегической оборонной инициативы НАСА.

Ракета-носитель Aquarius была разработана для максимально дешевой доставки сыпучих материалов на орбиту.

Текущие разработки

Текущие и предыдущие проекты SSTO включают японский Kankoh-maru, ARCA Haas 2C и индийский Avatar космический самолет.

Skylon

Британское правительство стало партнером ESA в 2010 году продвигать на орбиту одноступенчатый космический самолет концепцию Skylon. Этот дизайн был впервые разработан Reaction Engines Limited (REL), компанией, основанной Аланом Бондом после закрытия HOTOL. Космический самолет Skylon был положительно встречен правительством Великобритании и Британским межпланетным обществом. После успешного испытания силовой установки, которое было проверено силовым подразделением ESA в середине 2012 года, REL объявила, что приступит к проекту продолжительностью три с половиной года по разработке и созданию испытательного стенда двигателя Sabre, чтобы подтвердить работоспособность двигателей в его воздушно-реактивном и ракетном режимах. В ноябре 2012 года было объявлено, что ключевое испытание предварительного охладителя двигателя было успешно завершено, и что ESA проверило конструкцию предварительного охладителя. Теперь можно перейти к следующему этапу разработки проекта, который включает в себя создание и тестирование полномасштабного прототипа двигателя.

Альтернативные подходы к недорогому космическому полету

Многие исследования показали, что независимо от Для выбранной технологии наиболее эффективным методом снижения затрат является эффект масштаба. Простой запуск большого количества автомобилей снижает производственные затраты на одно транспортное средство, аналогично тому, как массовое производство автомобилей привело к значительному увеличению доступности.

Используя эту концепцию, некоторые аэрокосмические аналитики считают, что способ снижение затрат на запуск - полная противоположность SSTO. В то время как многоразовые SSTO снизят затраты на запуск за счет создания многоразового высокотехнологичного транспортного средства, которое часто запускается с минимальными затратами на техническое обслуживание, подход «массового производства» рассматривает технические достижения в первую очередь как источник проблемы стоимости. Затраты можно снизить, просто создав и запустив большое количество ракет и, следовательно, запустив большой объем полезной нагрузки. Этот подход был опробован в конце 1970-х, начале 1980-х в Западной Германии с помощью Демократической Республики Конго на базе ракеты OTRAG.

Это в некоторой степени похоже на подход в некоторых предыдущих системах использовались простые двигательные системы с «низкотехнологичным» топливом, как в российских и китайских космических программах.

Альтернативой масштабированию является сделать выброшенные ступени практически повторно используемыми : это цель программы разработки многоразовой системы запуска SpaceX и их Falcon 9, Falcon Heavy и Starship. Аналогичный подход используется Blue Origin, используя New Glenn.

См. Также

Дополнительная литература

Эндрю Дж. Бутрика: Одиночный выход на орбиту - политика, космические технологии и поиски многоразовой ракетной техники. Издательство Университета Джона Хопкинса, Балтимор 2004, ISBN 9780801873386.

Ссылки

Внешние ссылки

На Викискладе есть средства массовой информации, связанные с Одноступенчатой на орбиту.

Мысленный эксперимент с одноступенчатым выводом на орбиту
Почему затраты на запуск так высоки?, анализ затрат на запуск космических объектов с разделом, критикующим SSTO
The Cold Equations Of Космический полет Критика SSTO Джеффри Ф. Беллом.
Скорость выгорания Vb одноступенчатой ракеты