Tek aşamalı yörüngeye - Single-stage-to-orbit

Bu makalenin birden çok sorunu var. Lütfen yardım et onu geliştir veya bu konuları konuşma sayfası. (Bu şablon mesajların nasıl ve ne zaman kaldırılacağını öğrenin) Bu makale muhtemelen içerir orjinal araştırma. Lütfen onu geliştir tarafından doğrulanıyor iddia edilen ve eklenen satır içi alıntılar. Yalnızca orijinal araştırmadan oluşan ifadeler kaldırılmalıdır. (Mart 2010) (Bu şablon mesajını nasıl ve ne zaman kaldıracağınızı öğrenin) Bu makale için ek alıntılara ihtiyaç var doğrulama. Lütfen yardım et bu makaleyi geliştir tarafından güvenilir kaynaklara alıntılar eklemek. Kaynaksız materyale itiraz edilebilir ve kaldırılabilir. Kaynakları bulun: "Tek aşamalı yörünge"  – Haberler  · gazeteler  · kitabın  · akademisyen  · JSTOR (Mart 2010) (Bu şablon mesajını nasıl ve ne zaman kaldıracağınızı öğrenin) (Bu şablon mesajını nasıl ve ne zaman kaldıracağınızı öğrenin)

VentureStar önerilen bir SSTO idi uzay uçağı.

Bir tek aşamalı yörüngeye (veya SSTO) araç ulaşır yörünge Sadece itici gazlar ve sıvılar kullanan ve tankları, motorları veya diğer önemli donanımı harcamadan bir gövdenin yüzeyinden. Bu terim genellikle, ancak münhasıran değil, yeniden kullanılabilir araçlar.^[1] Bugüne kadar, Dünya'dan fırlatılan hiçbir SSTO fırlatma aracı uçmadı; Dünya'dan yörünge fırlatmaları tamamen veya kısmen gerçekleştirildi harcanabilir çok aşamalı roketler.

SSTO konseptinin öngörülen ana avantajı, harcanabilir başlatma sistemlerinde bulunan donanım değişiminin ortadan kaldırılmasıdır. Bununla birlikte, yeniden kullanılabilir SSTO sistemlerinin tasarımı, geliştirilmesi, araştırılması ve mühendisliği (DDR & E) ile ilişkili yinelenmeyen maliyetler, bu teknik sorunların aslında çözülebileceğini varsayarsak, SSTO'nun önemli teknik zorlukları nedeniyle harcanabilir sistemlerden çok daha yüksektir.^[2]

Tek aşamadan yörüngeye fırlatmanın marjinal olarak mümkün olduğu düşünülmektedir. kimyasal yakıtlı Dünya'dan bir uzay aracı. Dünyadan SSTO için başlıca karmaşıklaştırıcı faktörler şunlardır: saniyede 7.400 metrenin üzerinde yüksek yörünge hızı (27.000 km / saat; 17.000 mph); özellikle uçuşun ilk aşamalarında, Dünya'nın yerçekiminin üstesinden gelme ihtiyacı; ve içinde uçuş Dünya atmosferi, uçuşun erken aşamalarında hızı sınırlayan ve motor performansını etkileyen.^{[kaynak belirtilmeli ]}

21. yüzyılda roketçilik alanındaki gelişmeler, her ikisine de bir kilogram yük fırlatma maliyetinde önemli bir düşüşle sonuçlandı. alçak dünya yörüngesi ya da Uluslararası Uzay istasyonu,^[3] SSTO konseptinin öngörülen ana avantajını azaltmak.

Yörünge kavramları dikkate değer tek aşamalı Skylon, DC-X, Lockheed Martin X-33, ve Roton SSTO. Bununla birlikte, bir miktar söz vermesine rağmen, yeterince verimli bir tahrik sistemi bulma konusundaki sorunlar nedeniyle hiçbiri yörüngeye ulaşmaya henüz yaklaşamadı.^[1]

Ay ve Mars gibi Dünya'dan daha zayıf yerçekimi alanlarına ve daha düşük atmosferik basınca sahip dünya dışı cisimlerde tek aşamadan yörüngeye ulaşmak çok daha kolaydır ve Ay ikisinden de Apollo programı 's Ay Modülü ve Sovyet'in birkaç robotik uzay aracı Luna programı.

Tarih

Erken kavramlar

ROMBUS konsept çizimi

Yirminci yüzyılın ikinci yarısından önce, uzay yolculuğu konusunda çok az araştırma yapıldı. 1960'larda, bu tür bir zanaat için ilk konsept tasarımlardan bazıları ortaya çıkmaya başladı.^[4]

En eski SSTO konseptlerinden biri, tarafından önerilen harcanabilir Tek aşamalı Orbital Uzay Kamyonu (OOST) idi. Philip Bono,^[5] için bir mühendis Douglas Uçak Şirketi.^[6] ROOST adlı yeniden kullanılabilir bir sürüm de önerildi.

Bir başka erken SSTO konsepti, adı verilen yeniden kullanılabilir fırlatma aracıydı BAĞ KURMA tarafından önerilen Krafft Arnold Ehricke 1960'ların başında. Bu, 50 metreden fazla bir çapa ve 2000 kısa tona kadar Dünya yörüngesine kaldırma kabiliyetine sahip, şimdiye kadar kavramsallaştırılmış en büyük uzay gemilerinden biriydi; Mars.^[7][8]

Kuzey Amerika Hava Artırılmış VTOVL 1963'ten itibaren, atmosferde seyahat ederken büyük miktarlarda sıvı oksijen ihtiyacını ortadan kaldırarak aracın kalkış kütlesini azaltmak için ramjet kullanacak olan benzer şekilde büyük bir araçtı.^[9]

1965'ten itibaren Robert Salked, kanatlı yörüngeye kadar çeşitli tek aşamaları araştırdı uzay uçağı kavramlar. Yanacak bir araç önerdi hidrokarbon yakıtı atmosferdeyken ve sonra hidrojen yakıtı uzayda bir kez verimliliği artırmak için.^[10][11][12]

Bono'nun (1990'lardan önce) hiçbir zaman inşa edilmeyen erken konseptlerinin diğer örnekleri şunları içerir:

• ROMBUS (Yeniden Kullanılabilir Yörünge Modülü, Booster ve Utility Shuttle), Philip Bono'dan bir başka tasarım.^[13][14] Bu, ilk hidrojen tanklarından bazılarını düşürdüğü için teknik olarak tek aşama değildi, ancak çok yaklaştı.
• Ithacus, askerleri ve askeri teçhizatı diğer kıtalara yörünge altı yörünge yoluyla taşımak için tasarlanmış uyarlanmış bir ROMBUS konsepti.^[15][16]
• Yolcuları ve yükleri uzay yoluyla kısa sürede uzun mesafelere taşımak için tasarlanmış bir başka uyarlanmış ROMBUS konsepti Pegasus.^[17]
• Douglas SASSTO, bir 1967 fırlatma aracı konsepti.^[18]
• Hyperion, havaya kaldırılması gereken yakıt miktarından tasarruf etmek için kalkıştan önce hızı artırmak için bir kızak kullanan bir başka Philip Bono konsepti.^[19]

Yıldız kazıcı: 1979'da Rockwell International 100 ton yük kapasiteli, çok tekerlekli, hava soluyan ramjet için bir konsept geliştirdi /kriyojenik roket motoru, yatay kalkış / yatay iniş, tek aşamadan yörüngeye uzay düzlemi Star-Raker, ağır fırlatmak için tasarlandı Uzay tabanlı güneş enerjisi uyduları 300 deniz mili Dünya yörüngesine yerleştirdi.^[20][21][22] Star-raker, 3 x LOX / LH2 roket motoruna sahip olacaktı ( SSME ) + 10 x turboramjet.^[20]

1985 civarında NASP proje yörüngeye bir scramjet aracı fırlatmayı amaçlıyordu, ancak finansman durduruldu ve proje iptal edildi.^[23] Yaklaşık aynı zamanda HOTOL kullanmaya çalıştı önceden soğutulmuş jet motoru teknolojisi, ancak roket teknolojisine göre önemli avantajlar gösteremedi.^[24]

DC-X teknolojisi

İlk uçuş DC-X

Delta Clipper Experimental'ın kısaltması olan DC-X, önerilen bir SSTO için vidasız bir üçte bir ölçekli dikey kalkış ve iniş göstericisiydi. Şimdiye kadar üretilmiş birkaç prototip SSTO aracından biridir. DC-X2 (yarı ölçekli bir prototip) ve yörüngeye tek aşamalı yerleştirme yeteneğine sahip tam ölçekli bir araç olan DC-Y dahil olmak üzere birkaç başka prototip tasarlandı. Bunların hiçbiri inşa edilmedi, ancak proje tarafından devralındı NASA 1995'te üçte bir oranında yükseltilmiş bir prototip olan DC-XA'yı geliştirdiler. Bu araç, dört iniş pistinden yalnızca üçü açılmış halde indiğinde kayboldu ve bu da yan tarafının devrilmesine ve patlamasına neden oldu. O zamandan beri projeye devam edilmedi.^{[kaynak belirtilmeli ]}

Roton

1999'dan 2001'e kadar Rotary Rocket, Roton adında bir SSTO aracı yapmaya çalıştı. Medyanın büyük miktarda ilgisini çekti ve çalışan bir alt ölçek prototipi tamamlandı, ancak tasarım büyük ölçüde pratik değildi.^[25]

Yaklaşımlar

SSTO'ya, fırlatılan ve dikey olarak inen saf roketler, hava soluyan dahil olmak üzere çeşitli yaklaşımlar olmuştur. Scramjet Yatay olarak indirilip inen motorlu araçlar, nükleer enerjili araçlar ve hatta Jet motoru - Yörüngeye uçabilen ve uçak gibi inişe geri dönen tamamen sağlam araçlar.

Roketle çalışan SSTO için temel zorluk, yeterli miktarda taşıyabilmek için yeterince yüksek bir kütle oranına ulaşmaktır. itici başarmak yörünge artı anlamlı yük ağırlık. Bir olasılık, rokete bir başlangıç ​​hızı vermektir. uzay tabancası planlandığı gibi Hızlı başlatma proje.^{[kaynak belirtilmeli ]}

Hava soluyan SSTO için temel zorluk, sistemin karmaşıklığı ve Araştırma ve Geliştirme maliyetler malzeme Bilimi ve atmosfer içinde sürekli yüksek hızlı uçuşta hayatta kalmak için gerekli inşaat teknikleri, ve Yörüngeye ulaşmak için yeterli itici gazı taşımak için yeterince yüksek bir kütle oranı artı anlamlı bir yük ağırlığı elde etmek. Hava soluyan tasarımlar genellikle uçar süpersonik veya hipersonik hızları ve genellikle yörünge için son yanma için bir roket motoru içerir.^[1]

İster roketle çalışan ister hava soluyan olsun, yeniden kullanılabilir bir araç, fazla ağırlık veya bakım eklemeden uzaya çoklu gidiş-dönüş yolculuklarından sağ çıkacak kadar sağlam olmalıdır. Ek olarak, yeniden kullanılabilir bir aracın hasar görmeden yeniden girebilmesi ve güvenli bir şekilde iniş yapabilmesi gerekir.^{[kaynak belirtilmeli ]}

Tek aşamalı roketlerin bir zamanlar erişilemeyeceği düşünülürken, malzeme teknolojisi ve yapım tekniklerindeki gelişmeler bunların mümkün olduğunu göstermiştir. Örneğin, hesaplamalar gösteriyor ki Titan II Kendi başına başlatılan ilk aşama, 25'e 1 yakıt / araç donanımı oranına sahip olacaktı.^[26]Yörüngeye ulaşmak için yeterince verimli bir motora sahiptir, ancak fazla yük taşımamaktadır.^[27]

Hidrojen yakıtlara karşı yoğun

Hidrojen yakıtı SSTO araçları için bariz yakıt gibi görünebilir. İle yakıldığında oksijen, hidrojen en yüksek olanı verir özgül dürtü yaygın olarak kullanılan herhangi bir yakıtın oranı: 350 saniyeye kıyasla yaklaşık 450 saniye gazyağı.^{[kaynak belirtilmeli ]}

Hidrojenin aşağıdaki avantajları vardır:^{[kaynak belirtilmeli ]}

• Hidrojen, çoğu yoğun yakıttan yaklaşık% 30 daha yüksek özgül dürtüye (350 saniyeye karşı yaklaşık 450 saniye) sahiptir.
• Hidrojen mükemmel bir soğutucudur.
• Hidrojen aşamalarının brüt kütlesi, aynı faydalı yük için yoğun yakıtlı aşamalardan daha düşüktür.
• Hidrojen çevre dostudur.

Bununla birlikte, hidrojenin şu dezavantajları da vardır:^{[kaynak belirtilmeli ]}

• Çok düşük yoğunluk (yaklaşık¹⁄₇ gazyağı yoğunluğu) - çok büyük bir tank gerektirir
• Derinden kriyojenik - çok düşük sıcaklıklarda depolanmalıdır ve bu nedenle yoğun izolasyona ihtiyaç duyar
• En küçük boşluktan çok kolay kaçar
• Geniş yanma aralığı - kolayca tutuşur ve tehlikeli şekilde görünmez bir alevle yanar
• Yanıcılık sorunlarına neden olabilecek oksijeni yoğunlaştırma eğilimindedir
• Büyük genişleme katsayısı küçük ısı sızıntıları için bile.

Bu konularla ilgilenilebilir, ancak ek ücrete tabidir.^{[kaynak belirtilmeli ]}

Gazyağı tankları içeriklerinin ağırlığının% 1'i olabilirken, hidrojen tankları genellikle içeriklerinin% 10'unu ağırlığında olmalıdır. Bunun nedeni hem düşük yoğunluk hem de kaynamayı en aza indirmek için gereken ek yalıtımdır (gazyağı ve diğer birçok yakıtta ortaya çıkmayan bir sorun). Düşük hidrojen yoğunluğu, aracın geri kalanının tasarımını da etkiler: yakıtı motora pompalamak için pompaların ve boru tesisatının çok daha büyük olması gerekir. Sonuç, hidrojen yakıtlı motorların itme / ağırlık oranının, daha yoğun yakıt kullanan benzer motorlara göre% 30-50 daha düşük olmasıdır.^{[kaynak belirtilmeli ]}

Bu verimsizlik dolaylı olarak etkiler yerçekimi kayıpları ayrıca; araç yörüngeye ulaşana kadar roket gücünde kendini tutmalıdır. Düşük itme / ağırlık oranı nedeniyle hidrojen motorlarının daha düşük aşırı itme kuvveti, aracın daha dik bir şekilde yükselmesi gerektiği anlamına gelir ve bu nedenle daha az itme yatay olarak hareket eder. Daha az yatay itme, yörüngeye ulaşmanın daha uzun sürmesine neden olur ve yerçekimi kayıpları saniyede en az 300 metre artar (1,100 km / sa; 670 mph). Büyük görünmemekle birlikte, kütle oranı delta-v eğri tek bir aşamada yörüngeye ulaşmak için çok diktir ve bu, tankajın üstündeki kütle oranında% 10'luk bir fark ve pompa tasarrufu sağlar.^{[kaynak belirtilmeli ]}

Genel etki, hidrojen kullanan SSTO'lar ile daha yoğun yakıt kullanan SSTO'lar arasında genel performansta şaşırtıcı derecede az fark olmasıdır, ancak hidrojen araçlarının geliştirilmesi ve satın alınması daha pahalı olabilir. Dikkatli çalışmalar, bazı yoğun yakıtların (örneğin sıvı propan ) aynı kuru ağırlık için bir SSTO fırlatma aracında kullanıldığında hidrojen yakıtının performansını% 10 aştı.^[28]

1960'larda Philip Bono araştırılan tek aşamalı, VTVL tripropellant roketler ve yük boyutunu yaklaşık% 30 artırabileceğini gösterdi.^[29]

İle operasyonel deneyim DC-X deneysel roket, bazı SSTO savunucularının hidrojeni tatmin edici bir yakıt olarak yeniden değerlendirmesine neden oldu. Merhum Max Hunter, DC-X'te hidrojen yakıtı kullanırken, genellikle ilk başarılı yörünge SSTO'nun daha çok propan ile besleneceğini düşündüğünü söyledi.^{[kaynak belirtilmeli ]}

Tüm rakımlar için tek motor

Bazı SSTO konseptleri, tüm rakımlar için aynı motoru kullanır, bu da çan şeklindeki geleneksel motorlar için bir sorundur. ağızlık. Atmosferik basınca bağlı olarak, farklı çan biçimleri optimaldir. Alt atmosferde çalışan motorlar, vakumda çalışmak üzere tasarlanmış olanlara göre daha kısa çanlara sahiptir. Yalnızca tek bir yükseklikte optimum olan bir zile sahip olmak, genel motor verimliliğini düşürür.^{[kaynak belirtilmeli ]}

Olası bir çözüm, bir havacılık motoru, çok çeşitli ortam basınçlarında etkili olabilir. Aslında, doğrusal bir havacılık motoru kullanılacaktı. X-33 tasarım.^{[kaynak belirtilmeli ]}

Diğer çözümler, birden çok motor ve diğer irtifa uyarlama tasarımları çift ​​mu çanları gibi veya genişletilebilir çan bölümleri.^{[kaynak belirtilmeli ]}

Yine de, çok yüksek irtifalarda, son derece büyük motor çanları, egzoz gazlarını neredeyse vakum basınçlarına kadar genişletme eğilimindedir. Sonuç olarak, bu motor çanları ters etkiye sahiptir^{[şüpheli – tartışmak]} aşırı kilolarından dolayı. Bazı SSTO konseptleri, yüksek oranların zemin seviyesinden kullanılmasına izin veren çok yüksek basınçlı motorlar kullanır. Bu, daha karmaşık çözümlere olan ihtiyacı ortadan kaldırarak iyi performans sağlar.^{[kaynak belirtilmeli ]}

Hava soluması SSTO

Skylon uzay uçağı

SSTO için bazı tasarımlar, hava soluyan jet motorları aracın kalkış ağırlığını azaltmak için atmosferden oksitleyici ve reaksiyon kütlesi toplayan.^{[kaynak belirtilmeli ]}

Bu yaklaşımla ilgili sorunlardan bazıları şunlardır:^{[kaynak belirtilmeli ]}

• Bilinen hiçbir hava soluma motoru, atmosfer içinde yörünge hızında çalışamaz (örneğin, hidrojen yakıtlı scramjets Yaklaşık Mach 17'lik bir en yüksek hıza sahip gibi görünüyor).^[30] Bu, son yörünge yerleştirme için roketlerin kullanılması gerektiği anlamına gelir.
• Roket itme kuvveti, itici ağırlığını en aza indirmek için yörünge kütlesinin olabildiğince küçük olmasını gerektirir.
• Yerleşik oksijene dayanan roketlerin itme-ağırlık oranı, yakıt harcandıkça önemli ölçüde artar, çünkü oksitleyici yakıt tankı taşıdığı oksitleyici olarak kütlenin yaklaşık% 1'ine sahiptir, oysa hava soluyan motorlar geleneksel olarak zayıftır. hava soluma yükselişi sırasında nispeten sabit olan itme / ağırlık oranı.
• Atmosferdeki çok yüksek hızlar, yörüngeye ulaşmayı daha da zorlaştıran çok ağır termal koruma sistemleri gerektirir.
• Düşük hızlarda, hava soluyan motorlar çok verimlidir, ancak verimlilik (Isp ) ve hava soluyan jet motorlarının itme seviyeleri yüksek hızda önemli ölçüde düşer (motora bağlı olarak Mach 5-10'un üzerinde) ve roket motorlarınınkine veya daha kötüsüne yaklaşmaya başlar.
• Oranları sürüklemek için kaldırın Hipersonik hızlardaki araçların oranı zayıftır, ancak roket araçlarının yüksek g hızındaki sürükleme oranları için etkili kaldırma farklı değil.

Dolayısıyla, örneğin scramjet tasarımlarında (ör. X-43 ) yörüngesel fırlatma için kitle bütçeleri kapanmıyor gibi görünüyor.^{[kaynak belirtilmeli ]}

Konvansiyonel jet motorlarını yörüngeye taşımaya çalışan tek aşamalı araçlarda da benzer sorunlar ortaya çıkıyor - jet motorlarının ağırlığı, itici yakıtın azalmasıyla yeterince telafi edilemiyor.^[31]

Öte yandan, LACE benzeri önceden soğutulmuş hava soluma gibi tasarımlar Skylon uzay uçağı (ve ATREX ) daha düşük hızlarda (Mach 5.5) roket itişine geçiş, en azından kağıt üzerinde iyileştirilmiş bir yörünge kütle oranı saf roketlerden (çok aşamalı roketler bile) daha iyi yük oranıyla tam yeniden kullanılabilirlik olasılığını yeterince ortadan kaldıracak kadar.^[32]

Bir roket mühendisliğinde kütle oranının önemli bir kavram olduğuna dikkat etmek önemlidir. Bununla birlikte, yakıt maliyetleri bir bütün olarak mühendislik programının maliyetleriyle karşılaştırıldığında çok düşük olduğundan, kütle oranının bir roketin maliyetiyle çok az ilgisi olabilir. Sonuç olarak, zayıf bir kütle oranına sahip ucuz bir roket, daha karmaşık ve daha verimli bir rokete göre belirli bir miktar parayla yörüngeye daha fazla yük taşıyabilir.^{[kaynak belirtilmeli ]}

Başlatma asistleri

Pek çok araç yalnızca dar bir şekilde yörünge altındadır, bu nedenle pratikte nispeten küçük bir delta-v artışı sağlayan her şey yardımcı olabilir ve bu nedenle bir araç için dışarıdan yardım istenir.^{[kaynak belirtilmeli ]}

Önerilen başlatma destekleri şunları içerir:^{[kaynak belirtilmeli ]}

• kızak fırlatma (ray, maglev dahil Bantam, MagLifter, ve StarTram, vb.)^[33]
• hava fırlatma veya uçak çekme
• uçuş sırasında yakıt ikmali
• Lofstrom başlatma döngüsü /uzay çeşmeleri

Ve yörünge üzerindeki kaynaklar gibi:^{[kaynak belirtilmeli ]}

• Uzay ipi
• römorkörler

Nükleer tahrik

Kalkanlama gibi ağırlık sorunları nedeniyle, birçok nükleer tahrik sistemi kendi ağırlıklarını kaldıramaz ve bu nedenle yörüngeye fırlatmak için uygun değildir. Ancak, bazı tasarımlar Orion projesi ve bazı nükleer termal tasarımları var ağırlık oranı itme 1'den fazla, havalanmalarını sağlar. Açıkçası, nükleer tahrik ile ilgili ana sorunlardan biri, hem yolcular için bir fırlatma sırasında hem de fırlatma sırasında bir arıza olması durumunda güvenlik olacaktır. Mevcut hiçbir program, Dünya yüzeyinden nükleer itme girişiminde bulunmuyor.^{[kaynak belirtilmeli ]}

Işınla çalışan tahrik

Kimyasal yakıtın izin verdiği potansiyel enerjiden daha enerjik olabildikleri için, bazı lazer veya mikrodalgayla çalışan roket konseptleri, araçları yörüngeye tek aşamada fırlatma potansiyeline sahiptir. Pratikte bu alan mevcut teknoloji ile mümkün değildir.^{[kaynak belirtilmeli ]}

SSTO'nun doğasında bulunan tasarım zorlukları

SSTO araçlarının tasarım alanı kısıtlamaları roket tasarım mühendisi tarafından açıklandı Robert Truax:

Benzer teknolojileri kullanarak (yani, aynı itici güçler ve yapısal kısım), iki aşamalı yörüngeli bir araç, her zaman aynı görev için tasarlanmış tek bir aşamadan daha iyi bir yük / ağırlık oranına sahip olacaktır. çok daha iyi [yük-ağırlık oranı]. Yalnızca yapısal faktör sıfıra yaklaştığında [çok az araç yapısı ağırlığı], tek aşamalı bir roketin faydalı yük / ağırlık oranı iki aşamalı bir rokete yaklaşır. Hafif bir hesap hatası ve tek aşamalı roket yüksüz olarak sona eriyor. Herhangi bir şeyi elde etmek için teknolojinin sınırlara kadar uzatılması gerekiyor. Belirli bir dürtüdeki son damlayı azaltmak ve son poundu azaltmak, maliyete neden olur ve / veya güvenilirliği azaltır.^[34]

Tsiolkovsky roket denklemi herhangi bir tek roket aşamasının elde edebileceği hızdaki maksimum değişikliği ifade eder:

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

nerede:

${displaystyle Delta v}$ (delta-v ) aracın maksimum hız değişimidir,

${displaystyle I_ {ext {sp}}}$ itici özgül dürtü,

${displaystyle g_ {0}}$ ... standart yerçekimi,

${displaystyle MR}$ araç Kütle oranı,

${displaystyle ln}$ ifade eder doğal logaritma işlevi.

Bir aracın kütle oranı, itici maddelerle tam olarak yüklendiğinde ilk araç kütlesinin oranı olarak tanımlanır. ${displaystyle left (m_ {i} ight)}$ son araç kütlesine kadar ${displaystyle left (m_ {f} ight)}$ yanıktan sonra:

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

nerede:

${displaystyle m_ {i}}$ ilk araç kütlesi mi yoksa brüt kaldırma ağırlığı ${displaystyle left (GLOWight)}$,

${displaystyle m_ {f}}$ yanıktan sonraki son araç kütlesi,

${displaystyle m_ {s}}$ aracın yapısal kütlesi,

${displaystyle m_ {p}}$ itici kütle,

${displaystyle m_ {ext {pl}}}$ faydalı yük kütlesidir.

itici kütle oranı (${displaystyle zeta}$) bir aracın yalnızca kütle oranının bir fonksiyonu olarak ifade edilebilir:

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

Yapısal katsayı (${displaystyle lambda}$) SSTO araç tasarımında kritik bir parametredir.^[35] Bir aracın yapısal verimliliği, yapısal katsayı sıfıra yaklaştıkça maksimize edilir. Yapısal katsayı şu şekilde tanımlanır:

Tek Aşamadan Yörüngeye (SSTO) ve sınırlı aşamalı İki Aşamadan Yörüngeye (TSTO) araçlar için büyüme faktörü duyarlılığının karşılaştırılması. LEO'nun Delta v = 9,1 km / sn misyonuna ve Isp itici menzili için faydalı yük kütlesi = 4500 kg'a dayanmaktadır.

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

Genel yapısal kütle oranı ${displaystyle left ({frac {m_ {s}} {m_ {i}}} ight)}$ yapısal katsayı cinsinden ifade edilebilir:

${displaystyle {frac {m_ {s}} {m_ {i}}} = lambda sol (1- {frac {m_ {ext {pl}}} {m_ {i}}} ight)}$

Genel yapısal kütle fraksiyonu için ek bir ifade, faydalı yük kütle fraksiyonuna dikkat edilerek bulunabilir. ${displaystyle sol ({frac {m_ {ext {pl}}} {m_ {i}}} ight)}$, itici kütle oranı ve yapısal kütle oranı toplamı bir:

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

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

Yapısal kütle kesri ifadelerini eşitlemek ve ilk araç kütle verimi için çözmek:

${displaystyle m_ {i} = GLOW = {frac {m_ {ext {pl}}} {1-sol ({frac {zeta} {1-lambda}} ight)}}}$

Bu ifade, bir SSTO aracının boyutunun yapısal verimliliğine nasıl bağlı olduğunu gösterir. Bir görev profili verildiğinde ${displaystyle sol (Delta v, m_ {ext {pl}} ight)}$ ve itici tipi ${displaystyle left (I_ {ext {sp}} ight)}$, artan yapısal katsayı ile bir aracın boyutu artar.^[36] Bu büyüme faktörü hassasiyeti hem SSTO hem de SSTO için parametrik olarak gösterilmiştir. iki aşamalı yörünge (TSTO) standart bir LEO görevi için araçlar.^[37] Eğriler, görev kriterlerinin artık karşılanamadığı maksimum yapısal katsayı sınırında dikey olarak asimptottur:

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

Optimize edilmemiş bir TSTO aracı ile karşılaştırıldığında kısıtlı evreleme, aynı yük kütlesini fırlatan ve aynı itici gazları kullanan bir SSTO roketi, aynı delta-v'yi elde etmek için her zaman önemli ölçüde daha küçük bir yapısal katsayı gerektirecektir. Mevcut malzeme teknolojisinin ulaşılabilen en küçük yapısal katsayılara yaklaşık 0,1'lik bir alt sınır koyduğu göz önüne alındığında,^[38] yeniden kullanılabilir SSTO araçları, mevcut en yüksek performanslı itici gazları kullanırken bile genellikle pratik olmayan bir seçimdir.

Örnekler

Dünya'dan daha düşük yerçekimi çekişine sahip bir cisimden SSTO'ya ulaşmak daha kolaydır, örneğin Ay veya Mars. Apollo Ay Modülü ay yüzeyinden ay yörüngesine tek aşamada yükseldi.^{[kaynak belirtilmeli ]}

SSTO araçlarıyla ilgili detaylı bir çalışma, Chrysler Corporation NASA sözleşmesi NAS8-26341 kapsamında 1970-1971 arasındaki Uzay Bölümü. Teklifleri (Servis Hizmeti ), 50.000 kilogramdan (110.000 lb) fazla yük kapasitesi olan devasa bir araçtı. Jet Motorları (dikey) iniş için.^[39] Teknik sorunlar çözülebilir gibi görünürken, USAF bugün bildiğimiz Mekiğe götüren kanatlı bir tasarım gerektirdi.

Vidasız DC-X teknoloji göstericisi, orijinal olarak McDonnell Douglas için Stratejik Savunma Girişimi (SDI) program ofisi, bir SSTO aracına yol açabilecek bir araç yapma girişimiydi. Üçte bir boyuttaki test aracı, bir treylere dayanan üç kişilik küçük bir ekip tarafından çalıştırıldı ve bakımı yapıldı ve araç, bir kez indikten 24 saat sonra yeniden başlatıldı. Test programında aksilik olmamasına rağmen (küçük bir patlama dahil), DC-X konseptin bakım yönlerinin sağlam olduğunu gösterdi. Bu proje, dört bacağın üçü konuşlandırılarak indiğinde, devrildiğinde ve dördüncü uçuşta yönetimi uçağa transfer ettikten sonra patladığında iptal edildi. Stratejik Savunma Girişimi Organizasyonu NASA'ya.^{[kaynak belirtilmeli ]}

Kova Fırlatma Aracı dökme malzemeleri mümkün olduğunca ucuza yörüngeye getirmek için tasarlandı.^{[kaynak belirtilmeli ]}

Mevcut gelişme

Mevcut ve önceki SSTO projeleri arasında Japon Kankoh-maru proje ARCA Haas 2C ve Hintli Avatar uzay uçağı.^{[kaynak belirtilmeli ]}

Skylon

İngiliz Hükümeti ile ortaklık kurdu ESA 2010 yılında bir yörüngeye tek aşamalı uzay uçağı konsept çağrıldı Skylon.^[40] Bu tasarıma öncülük edildi Reaction Engines Limited (REL),^[41][42] tarafından kurulan bir şirket Alan Bond sonra HOTOL iptal edilmişti.^[43] Skylon uzay uçağı, İngiliz hükümeti tarafından olumlu karşılandı ve British Interplanetary Society.^[44] ESA'nın tahrik bölümü tarafından 2012 ortasında denetlenen başarılı bir tahrik sistemi testinin ardından, REL, bir test cihazı geliştirmek ve inşa etmek için üç buçuk yıllık bir projeye başlayacağını duyurdu. Sabre motoru motorların performansını hava soluma ve roket modlarında kanıtlamak için.^[45] Kasım 2012'de, motor ön soğutucusunun önemli bir testinin başarıyla tamamlandığı ve ESA'nın ön soğutucunun tasarımını doğruladığı açıklandı. Projenin geliştirilmesinin artık, tam ölçekli bir prototip motorun inşası ve test edilmesini içeren bir sonraki aşamasına ilerlemesine izin verilmektedir.^[45][46]

Ucuz uzay uçuşuna alternatif yaklaşımlar

Birçok çalışma, seçilen teknolojiden bağımsız olarak, en etkili maliyet düşürme tekniğinin ölçek ekonomileri.^{[kaynak belirtilmeli ]} Yalnızca büyük bir toplam sayının piyasaya sürülmesi, araç başına üretim maliyetlerini düşürür. seri üretim Otomobillerin% 90'ı, satın alınabilirlikte büyük artışlar getirdi.^{[kaynak belirtilmeli ]}

Bu konsepti kullanan bazı havacılık analistleri, fırlatma maliyetlerini düşürmenin yolunun SSTO'nun tam tersi olduğuna inanıyor. Yeniden kullanılabilir SSTO'lar, düşük bakımla sık sık lanse edilen yeniden kullanılabilir yüksek teknolojili bir araç yaparak fırlatma başına maliyetleri düşürebilirken, "seri üretim" yaklaşımı, teknik gelişmeleri ilk etapta maliyet sorununun kaynağı olarak görür. Basitçe büyük miktarlarda roket inşa edip fırlatarak ve dolayısıyla büyük hacimli bir yük fırlatarak, maliyetler düşebilir. Bu yaklaşım 1970'lerin sonunda, 1980'lerin başında Batı Almanya ile Kongo Demokratik Cumhuriyeti tabanlı OTRAG roketi.^[47]

Bu, daha önceki bazı sistemlerin "düşük teknolojili" yakıtlara sahip basit motor sistemlerini kullandığı yaklaşıma biraz benzer. Rusça ve Çin uzay programları hala yapmak.

Ölçeklendirmenin bir alternatifi, atılan aşamaları pratik olarak yapmaktır yeniden kullanılabilir: bu, SpaceX yeniden kullanılabilir başlatma sistemi geliştirme programı ve onların Falcon 9, Falcon Heavy, ve Starship. Benzer bir yaklaşım takip ediliyor Mavi Kökeni, kullanma Yeni Glenn.

Ayrıca bakınız

daha fazla okuma

• Andrew J. Butrica: Yörüngeye Tek Aşamalı - Politika, Uzay Teknolojisi ve Yeniden Kullanılabilir Roketçilik Arayışı. Johns Hopkins University Press, Baltimore 2004, ISBN  9780801873386.

Referanslar

Dış bağlantılar

• Tek Aşamadan Yörüngeye Kadar Bir Düşünce Deneyi
• Başlatma maliyetleri neden bu kadar yüksek?, SSTO'yu eleştiren bir bölümle birlikte uzay fırlatma maliyetlerinin bir analizi
• Uzay Uçuşunun Soğuk Denklemleri Jeffrey F. Bell tarafından SSTO'nun bir eleştirisi.
• Tek Aşamalı Bir Roketin Tükenmişlik Hızı Vb'si