Одноступенчатый на орбиту

Эта статья поднимает множество проблем. Пожалуйста, помогите улучшить его или обсудите эти проблемы на странице обсуждения . ( Узнайте, как и когда удалить эти сообщения-шаблоны ) Эта статья, возможно, содержит оригинальные исследования . Пожалуйста, улучшите его , проверив сделанные утверждения и добавив встроенные цитаты . Заявления, содержащие только оригинальные исследования, следует удалить. ( Март 2010 г. ) ( Узнайте, как и когда удалить этот шаблон сообщения ) Эта статья требует дополнительных ссылок для проверки . Пожалуйста, помогите улучшить эту статью , добавив цитаты из надежных источников . Материал, не полученный от источника, может быть оспорен и удален. Найти источники:  «Однокадровый выход на орбиту»  -  новости  · газеты  · книги  · ученый  · JSTOR ( март 2010 г. ) ( Узнайте, как и когда удалить этот шаблон сообщения ) ( Узнайте, как и когда удалить этот шаблон сообщения )

VentureStar был планируемая SSTO космоплан .

Одноступенчатые к орбите (или SSTO ) транспортного средства достигает орбиты от поверхности тела с использованием только ракетного топлива и жидкости и без расходуя резервуаров, двигателей, или других крупных аппаратных средств. Этот термин обычно, но не исключительно, относится к многоразовым транспортным средствам . ^[1] На сегодняшний день запускаемые с Земли ракеты-носители SSTO никогда не запускались; орбитальные запуски с Земли выполнялись полностью или частично одноразовыми многоступенчатыми ракетами .

Основное предполагаемое преимущество концепции SSTO - исключение аппаратной замены, 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. ^[2]

Считается маловероятным запуск с Земли одноступенчатого космического корабля на химическом топливе для вывода 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 в час); необходимость преодоления земного притяжения, особенно на ранних этапах полета; и полет в атмосфере Земли , который ограничивает скорость на ранних этапах полета и влияет на характеристики двигателя. ^{[ необходима цитата ]}

Достижения в области ракетостроения в 21 - м веке привели к существенному снижению стоимости для запуска килограмма полезного груза либо низкой околоземной орбиту или Международной космической станции , ^[3] уменьшение основного прогнозируемого преимущества концепции SSTO.

Известные концепции одноступенчатого вывода на орбиту включают Skylon , DC-X , Lockheed Martin X-33 и Roton SSTO . Однако, несмотря на некоторые обещания, ни один из них еще не приблизился к достижению орбиты из-за проблем с поиском достаточно эффективной двигательной установки. ^[1]

Одноступенчатый к орбите гораздо легче достичь на внеземных тел , которые имеют более слабые гравитационные поля и снизить атмосферное давление , чем Земли, таких как Луна и Марс, и было достигнуто с Луны по программе Apollo «s Lunar Module , несколькими космическими роботами советской программы «Луна» и китайским « Чанъэ 5» .

История [ править ]

Ранние концепции [ править ]

До второй половины двадцатого века космические путешествия проводились очень мало. В течение 1960-х годов начали появляться некоторые из первых концептуальных проектов такого рода судов. ^[4]

Одна из самых ранних концепций SSTO был расходным Одноэтапным Orbital Space Truck (OOST) , предложенный Филипп Боно , ^[5] инженер для Douglas Aircraft Company . ^[6] 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 районы Солнечной системы, такие как Марс . ^{[7] [8]}

Североамериканский воздуха дополненной VTOVL с 1963 был аналогичным большим корабль , который использовал бы ПВРД по снижению Liftoff массы транспортного средства за счет устранения необходимости в больших количествах жидкий кислород при путешествии через атмосферу. ^[9]

С 1965 года Роберт Салкельд исследовал различные концепции одноступенчатых крылатых космических самолетов. Он предложил транспортное средство, которое будет сжигать углеводородное топливо, находясь в атмосфере, а затем переключаться на водородное топливо для повышения эффективности в космосе. ^{[10] [11] [12]}

Другие примеры ранних концепций Боно (до 1990-х годов), которые так и не были созданы, включают:

• ROMBUS (многоразовый орбитальный модуль, ускоритель и служебный шаттл), еще одна разработка Филипа Боно. ^{[13] [14]} Технически это не была одноступенчатая установка, поскольку она сбросила некоторые из своих первоначальных резервуаров с водородом, но она подошла очень близко.
• Ithacus, адаптированная концепция ROMBUS, которая была разработана для перевозки солдат и военной техники на другие континенты по суборбитальной траектории. ^{[15] [16]}
• Pegasus, еще одна адаптированная концепция ROMBUS, предназначенная для перевозки пассажиров и грузов на большие расстояния за короткие промежутки времени в космосе. ^[17]
• Дуглас САССТО , концепция ракеты-носителя 1967 года. ^[18]
• Hyperion, еще один концепт Филипа Боно, в котором использовались сани для набора скорости перед взлетом, чтобы сэкономить количество топлива, которое нужно было поднять в воздух. ^[19]

Star-raker : в 1979 году Rockwell International представила концепцию 100-тонного многоциклового воздушно-реактивного прямоточного воздушно- реактивного двигателя большой грузоподъемности / криогенного ракетного двигателя с одноступенчатым выводом на орбиту горизонтального взлета / горизонтальной посадки под названием Star-Raker , предназначенного для запуска тяжелых космических аппаратов. спутников на солнечной энергии на орбиту Земли 300 морских миль. ^{[20] [21] [22]} Star-raker должен был иметь 3 ракетных двигателя LOX / LH2 (на основе SSME ) + 10 турбореактивных двигателей. ^[20]

Примерно в 1985 году проект NASP был предназначен для запуска на орбиту ГПВРД, но финансирование было прекращено, и проект был отменен. ^[23] Примерно в то же время HOTOL попытался использовать технологию реактивного двигателя с предварительным охлаждением , но не смог показать существенных преимуществ перед ракетной технологией. ^[24]

Технология DC-X [ править ]

DC-X, сокращение от Delta Clipper Experimental, представлял собой беспилотный демонстратор вертикального взлета и посадки в масштабе одной трети для предлагаемого SSTO. Это один из немногих когда-либо построенных прототипов автомобилей SSTO. Планировалось несколько других прототипов, в том числе DC-X2 (полуразмерный прототип) и DC-Y, полномасштабный аппарат, который можно было бы одноступенчато выводить 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, в результате чего он перевернулся на бок и взорвался. С тех пор проект не получил продолжения. ^{[ необходима цитата ]}

Ротон [ править ]

С 1999 по 2001 год Rotary Rocket пыталась построить автомобиль SSTO под названием Roton. Он привлек большое внимание средств массовой информации, и был завершен рабочий прототип, но его конструкция была в значительной степени непрактичной. ^[25]

Подходы [ править ]

Существуют различные подходы к SSTO, в том числе чистые ракеты, которые запускаются и приземляются вертикально, воздушно- реактивные ГРП, которые запускаются и приземляются горизонтально, аппараты с ядерными двигателями и даже аппараты с реактивными двигателями, которые могут летать на орбиту. и возвратная посадка, как у авиалайнера, полностью цела.

Для SSTO с ракетными двигателями основная задача заключается в достижении достаточно высокого отношения масс, чтобы нести достаточно топлива для выхода на орбиту , а также значительный вес полезной нагрузки . Одна из возможностей - придать ракете начальную скорость с помощью космической пушки , как и планировалось в проекте Quicklaunch . ^{[ необходима цитата ]}

Для SSTO с воздушным дыханием основной проблемой является сложность системы и связанные с ней 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 достаточное количество топлива. достичь орбиты, плюс значительный вес полезной нагрузки. Конструкции с воздушным дыханием обычно летают на сверхзвуковых или гиперзвуковых скоростях и обычно включают в себя ракетный двигатель для окончательного выхода на орбиту. ^[1]

Будь то ракетный или воздушный, многоразовое транспортное средство должно быть достаточно прочным, чтобы выдержать многократные полеты в космос без увеличения веса или обслуживания. Кроме того, многоразовый автомобиль должен иметь возможность без повреждений возвращаться в него и безопасно приземляться. ^{[ необходима цитата ]}

Когда-то считалось, что одноступенчатые ракеты недостижимы, но достижения в области технологий материалов и строительства показали, что они возможны. Например, расчеты показывают, что первая ступень Titan II , запускаемая самостоятельно, будет иметь соотношение топлива к оборудованию транспортного средства 25: 1. ^[26] У него достаточно эффективный двигатель для выхода на орбиту, но без большой полезной нагрузки. ^[27]

Плотное топливо против водородного [ править ]

Самым очевидным топливом для автомобилей SSTO может показаться водородное топливо . При сжигании с кислородом водород дает самый высокий удельный импульс из любого обычно используемого топлива: около 450 секунд по сравнению с 350 секундами для керосина . ^{[ необходима цитата ]}

Водород имеет следующие преимущества: ^{[ ссылка ]}

• Удельный импульс водорода почти на 30% выше (около 450 секунд против 350 секунд), чем у большинства плотных видов топлива.
• Водород - отличный хладагент.
• Полная масса водородных ступеней ниже, чем ступеней с плотным топливом для той же полезной нагрузки.
• Водород экологически чистый.

Однако водород также имеет следующие недостатки: ^{[ цитата необходима ]}

• Очень низкая плотность (около ¹ / ₇ плотности керосина) - требует очень большого резервуара
• Глубоко криогенный - должен храниться при очень низких температурах и, следовательно, требует прочной изоляции
• Очень легко ускользает из мельчайших щелей
• Широкий диапазон горючести - легко воспламеняется и горит опасно невидимым пламенем
• Склонен к конденсации кислорода, что может вызвать проблемы с воспламеняемостью.
• Имеет большой коэффициент расширения даже для небольших утечек тепла.

С этими проблемами можно справиться, но за дополнительную плату. ^{[ необходима цитата ]}

В то время как баки с керосином могут составлять 1% от веса своего содержимого, баки с водородом часто должны весить 10% от своего 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. ^{[ необходима цитата ]}

Эта неэффективность также косвенно влияет на гравитационные потери ; транспортное средство должно удерживаться на мощности ракеты, 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). Несмотря на то, что это не кажется большим, отношение масс к кривой дельта-v очень круто для достижения орбиты за одну ступень, и это составляет 10% разницу в соотношении масс в верхней части резервуара и экономии насоса. ^{[ необходима цитата ]}

Общий эффект заключается в том, что существует удивительно небольшая разница в общих характеристиках между SSTO, использующими водород, и теми, которые используют более плотное топливо, за исключением того, что водородные транспортные средства могут быть намного дороже 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 том же сухом весе. ^[28]

В 1960-х Филип Боно исследовал одноступенчатые трехкомпонентные ракеты VTVL и показал, что они могут улучшить размер полезной нагрузки примерно на 30%. ^[29]

Опыт эксплуатации экспериментальной ракеты DC-X побудил 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. ^{[ необходима цитата ]}

Один двигатель для всех высот [ править ]

Некоторые концепции SSTO используют один и тот же двигатель на всех высотах, что является проблемой для традиционных двигателей с колоколообразным соплом . В зависимости от атмосферного давления оптимальны разные формы колокола. Двигатели, работающие в нижних слоях атмосферы, имеют более короткие колокола, чем двигатели, предназначенные для работы в вакууме. Наличие звонка, оптимального только на одной высоте, снижает общую эффективность двигателя. ^{[ необходима цитата ]}

Одним из возможных решений может быть использование аэрокосмического двигателя , который может быть эффективным в широком диапазоне атмосферного давления. Фактически, в конструкции X-33 предполагалось использовать линейный аэродинамический двигатель . ^{[ необходима цитата ]}

Другие решения включают использование нескольких двигателей и других конструкций, адаптирующихся к высоте, таких как двойные колокола или раздвижные секции колокола . ^{[ необходима цитата ]}

Тем не менее, на очень больших высотах очень большие колокола двигателя имеют тенденцию расширять выхлопные газы до давления, близкого к вакуумному. В результате эти колокола двигателя контрпродуктивны ^{[ сомнительно - обсудить ]} 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 хорошую производительность, устраняя необходимость в более сложных решениях. ^{[ необходима цитата ]}

Воздушное дыхание SSTO [ править ]

Некоторые конструкции для SSTO пытаются использовать воздушно-реактивные двигатели, которые собирают окислитель и реакционную массу из атмосферы, чтобы уменьшить взлетную массу транспортного средства. ^{[ необходима цитата ]}

Некоторые из проблем с этим подходом: ^{[ необходима цитата ]}

• Ни один из известного воздушно - реактивного двигателя не способен работать на орбитальной скорости в атмосфере (например , водород топливо гиперзвуковых реактивные двигатели , кажется, имеют максимальную скорость около 17 Маха). ^[30] Это означает, что ракеты должны использоваться для окончательного вывода на орбиту.
• Тяга ракеты требует, чтобы орбитальная масса была как можно меньше, чтобы минимизировать вес топлива.
• Отношение тяги к массе 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 традиционно имеют плохие характеристики. Отношение тяги к весу, которое относительно фиксировано во время всплытия с воздушным дыханием.
• Очень высокие скорости в атмосфере требуют очень тяжелых систем тепловой защиты, что еще больше затрудняет достижение орбиты.
• На более низких оборотах воздушно-реактивные двигатели очень эффективны, но КПД ( Isp ) и тяга воздушно-реактивных двигателей значительно падают на высоких скоростях (выше 5–10 Маха в зависимости от двигателя) и начинают приближаться к показателям ракетные двигатели или того хуже.
• Отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению транспортных средств на гиперзвуковых скоростях низкое, однако эффективные отношения подъемной силы к лобовому сопротивлению ракетных транспортных средств при высоких g не отличаются .

Таким образом, например, с конструкциями ГПВРД (например, X-43 ), массовые бюджеты, кажется, не близки к орбитальному запуску. ^{[ необходима цитата ]}

Подобные проблемы возникают с одноступенчатыми транспортными средствами, пытающимися вывести на орбиту обычные реактивные двигатели - вес реактивных двигателей недостаточно компенсируется уменьшением количества топлива. ^[31]

С другой стороны, LACE-подобные конструкции с воздушным дыханием с предварительным охлаждением, такие как космоплан Skylon (и ATREX ), которые переходят на ракетную тягу на более низких скоростях (5,5 Маха), кажется, дают, по крайней мере, на бумаге, улучшенную долю орбитальной массы по сравнению с чистой. ракет (даже многоступенчатых) достаточно, чтобы сохранить возможность полного повторного использования с лучшей долей полезной нагрузки. ^[32]

Важно отметить, что массовая доля является важным понятием при 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 доставить больше полезной нагрузки на орбиту с заданной суммой денег, чем более сложная и более эффективная ракета. ^{[ необходима цитата ]}

Помощь при запуске [ править ]

Многие транспортные средства только узко суборбитальные, поэтому практически все, что дает относительно небольшое увеличение дельта-v, может быть полезным, и поэтому желательна внешняя помощь для транспортного средства. ^{[ необходима цитата ]}

Предлагаемые варианты помощи при запуске включают: ^{[ необходима цитата ]}

• спуск на санях (рельс, маглев, включая Bantam, MagLifter , StarTram и т. д.) ^[33]
• воздушный старт или буксировка самолета
• заправка топливом в полете
• Стартовая петля Лофстрема / космические фонтаны

И такие ресурсы на орбите, как: ^{[ необходима цитата ]}

• Космический трос
• буксиры

Ядерная тяга [ править ]

Из-за проблем с весом, таких как защита, многие ядерные двигательные установки не могут поднять собственный вес и, следовательно, не подходят для запуска на орбиту. Однако некоторые конструкции, такие как проект Орион и некоторые ядерные тепловые конструкции, действительно 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. ^{[ необходима цитата ]}

Силовая установка с лучевым приводом [ править ]

Поскольку они могут быть более энергичными, чем потенциальная энергия, которую допускает химическое топливо, некоторые концепции ракет с лазерным или микроволновым питанием могут выводить транспортные средства на орбиту в одноступенчатом режиме. На практике это невозможно при существующих технологиях. ^{[ необходима цитата ]}

Проблемы проектирования, присущие SSTO [ править ]

Проектные ограничения пространства для автомобилей SSTO были описаны инженером-конструктором ракет Робертом Труаксом :

Используя аналогичные технологии (т. Е. То же самое топливо и конструктивную фракцию), двухступенчатый корабль на орбите 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 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 сбривание последнего фунта стоит денег и / или снижает надежность. ^[34]

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

${\displaystyle \Delta v=I_{\text{sp}}\cdot g_{0}\ln(MR)}$

куда:

${\displaystyle \Delta v}$( дельта-v ) - максимальное изменение скорости транспортного средства,

${\displaystyle I_{\text{sp}}}$- удельный импульс топлива ,

${\displaystyle g_{0}}$является стандартной гравитации ,

${\displaystyle MR}$- отношение масс автомобиля ,

${\displaystyle \ln }$относится к функции натурального логарифма .

Отношение масс транспортного средства определяется как отношение начальной массы транспортного средства при полной загрузке топливом к конечной массе транспортного средства после сгорания:${\displaystyle \left(m_{i}\right)}$${\displaystyle \left(m_{f}\right)}$

${\displaystyle MR={\frac {m_{i}}{m_{f}}}={\frac {m_{p}+m_{s}+m_{\text{pl}}}{m_{s}+m_{\text{pl}}}}}$

куда:

${\displaystyle m_{i}}$- начальная масса транспортного средства или полная взлетная масса ,${\displaystyle \left(GLOW\right)}$

${\displaystyle m_{f}}$ - конечная масса автомобиля после сгорания,

${\displaystyle m_{s}}$ - конструкционная масса автомобиля,

${\displaystyle m_{p}}$ - масса пороха,

${\displaystyle m_{\text{pl}}}$ - масса полезной нагрузки.

Фракции пропеллента масса ( ) транспортного средства , может быть выражена только в зависимости от соотношения масс:${\displaystyle \zeta }$

${\displaystyle \zeta ={\frac {m_{p}}{m_{i}}}={\frac {m_{i}-m_{f}}{m_{i}}}=1-{\frac {m_{f}}{m_{i}}}=1-{\frac {1}{MR}}={\frac {MR-1}{MR}}}$

Структурный коэффициент ( ) является критическим параметром при проектировании автомобилей SSTO. ^[35] Структурная эффективность транспортного средства максимальна, когда структурный коэффициент приближается к нулю. Структурный коэффициент определяется как:${\displaystyle \lambda }$

${\displaystyle \lambda ={\frac {m_{s}}{m_{p}+m_{s}}}={\frac {m_{s}}{m_{i}-m_{\text{pl}}}}={\frac {\frac {m_{s}}{m_{i}}}{1-{\frac {m_{\text{pl}}}{m_{i}}}}}}$

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

${\displaystyle {\frac {m_{s}}{m_{i}}}=\lambda \left(1-{\frac {m_{\text{pl}}}{m_{i}}}\right)}$

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

${\displaystyle 1={\frac {m_{\text{pl}}}{m_{i}}}+{\frac {m_{p}}{m_{i}}}+{\frac {m_{s}}{m_{i}}}={\frac {m_{\text{pl}}}{m_{i}}}+\zeta +{\frac {m_{s}}{m_{i}}}}$

${\displaystyle {\frac {m_{s}}{m_{i}}}=1-\zeta -{\frac {m_{\text{pl}}}{m_{i}}}}$

Приравнивая выражения для массовой доли конструкции и решение для начальной массы транспортного средства, получаем:

${\displaystyle m_{i}=GLOW={\frac {m_{\text{pl}}}{1-\left({\frac {\zeta }{1-\lambda }}\right)}}}$

Это выражение показывает, как размер автомобиля SSTO зависит от его конструктивной эффективности. Учитывая профиль миссии и тип топлива , размер транспортного средства увеличивается с увеличением конструктивного коэффициента. ^[36] Эта чувствительность к фактору роста показана параметрически как для SSTO, так и для двухэтапных орбитальных аппаратов (TSTO) для стандартной миссии LEO. ^[37] Кривые асимптоты по вертикали при максимальном пределе структурного коэффициента, когда критерии миссии больше не могут быть выполнены:${\displaystyle \left(\Delta v,m_{\text{pl}}\right)}$${\displaystyle \left(I_{\text{sp}}\right)}$

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

По сравнению с неоптимизированным транспортным средством TSTO, использующим ограниченную ступень , ракета SSTO, запускающая идентичную массу полезной нагрузки и использующую те же порохы, всегда будет требовать существенно меньшего конструктивного коэффициента для достижения той же дельта-v. Учитывая, что современные технологии материалов устанавливают нижний предел примерно 0,1 для наименьших достижимых конструктивных коэффициентов, ^[38] многоразовые транспортные средства SSTO обычно нецелесообразны даже при использовании топлива с самыми высокими характеристиками.

Примеры [ править ]

Легче достичь 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 один этап. ^{[ необходима цитата ]}

Детальное исследование аппаратов SSTO было подготовлено космическим подразделением Chrysler Corporation в 1970–1971 годах 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. ^[39] Хотя технические проблемы казались решаемыми, ВВС США требовали крылатой конструкции, которая привела к созданию «Шаттла», каким мы его знаем сегодня.

Демонстрационный образец технологии DC-X без экипажа , первоначально разработанный Макдоннеллом Дугласом для программного офиса Стратегической оборонной инициативы (SDI), был попыткой построить транспортное средство, которое могло бы привести к транспортному средству SSTO. Испытательный корабль размером в одну треть обслуживала и обслуживала небольшая команда из трех человек, базировавшаяся из трейлера, и однажды корабль был перезапущен 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 на четвертом полете после передачи управления изОрганизация стратегической оборонной инициативы НАСА. ^{[ необходима цитата ]}

Водолей Ракета - носитель был разработан , чтобы принести сыпучие материалы орбиту как можно дешевле. ^{[ необходима цитата ]}

Текущая разработка [ править ]

Текущие и предыдущие проекты SSTO включают японский проект Kankoh-maru , ARCA Haas 2C и космоплан Indian Avatar . ^{[ необходима цитата ]}

Skylon [ править ]

Британское правительство в партнерстве с ЕКА в 2010 году продвигало концепцию одноступенчатого орбитального космического самолета под названием Skylon . ^[40] Впервые эта конструкция была разработана Reaction Engines Limited (REL) , ^{[41] [42]} компанией, основанной Аланом Бондом после закрытия HOTOL . ^[43] Космический самолет Skylon был положительно воспринят британским правительством и Британским межпланетным обществом . ^[44]После успешного испытания силовой установки, которое было проверено силовым подразделением ESA в середине 2012 года, REL объявила, что начнет трех с половиной годичный проект по разработке и созданию испытательного стенда двигателя Sabre для проверки двигателей. производительность в его воздушном и ракетном режимах. ^[45] В ноябре 2012 года было объявлено, что ключевое испытание предварительного охладителя двигателя было успешно завершено, и что ЕКА проверило конструкцию предварительного охладителя. Теперь можно перейти к следующему этапу разработки проекта, который включает в себя создание и тестирование полномасштабного прототипа двигателя. ^{[45] [46]}

Альтернативные подходы к недорогим космическим полетам [ править ]

Многие исследования показали, что независимо от выбранной технологии наиболее эффективным методом снижения затрат является эффект масштаба . ^{[ необходима цитата ]} Простой запуск большого количества автомобилей снижает производственные затраты на автомобиль, подобно тому, как массовое производство автомобилей привело к значительному увеличению доступности. ^{[ необходима цитата ]}

Используя эту концепцию, некоторые аэрокосмические аналитики полагают, что способ снижения затрат на запуск прямо противоположен 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. Такой подход был предпринят в конце 1970 - х, начале 1980 - х в Западной Германии с Демократической Республикой Конго -На OTRAG ракеты . ^[47]

Это в некоторой степени похоже на подход, который применяли некоторые предыдущие системы с использованием простых систем двигателей с «низкотехнологичным» топливом, как это до сих пор используется в космических программах России и Китая . ^{[ необходима цитата ]}

Альтернатива масштабированию - сделать выброшенные ступени практически многоразовыми : это цель программы разработки многоразовой системы запуска SpaceX и их Falcon 9 , Falcon Heavy и Starship . Похожий подход использует Blue Origin , используя New Glenn .

См. Также [ править ]

Дальнейшее чтение [ править ]

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

Ссылки [ править ]

Внешние ссылки [ править ]

Викискладе есть медиафайлы, связанные с одноступенчатым выходом на орбиту .

• Одноступенчатый мысленный эксперимент
• Почему такие высокие затраты на запуск? , анализ стоимости космических запусков, с разделом, критикующим SSTO
• Холодные уравнения космического полета Критика SSTO Джеффри Ф. Беллом.
• Скорость выгорания одноступенчатой ​​ракеты Vb.