Одноступенчатый-на-орбиту

Система запуска, использующая только одну ступень ракеты

VentureStar — проектируемый космический самолет SSTO .

Одноступенчатый орбитальный ( SSTO ) аппарат достигает орбиты с поверхности тела, используя только топливо и жидкости и не расходуя баки, двигатели или другое крупное оборудование. Термин относится исключительно к многоразовым аппаратам . ^[1] На сегодняшний день ни один из запущенных с Земли ракет-носителей SSTO не был запущен; орбитальные запуски с Земли выполнялись либо полностью, либо частично одноразовыми многоступенчатыми ракетами .

Главным прогнозируемым преимуществом концепции SSTO является устранение замены оборудования, присущего одноразовым системам запуска. Однако единовременные расходы, связанные с проектированием, разработкой, исследованиями и проектированием (DDR&E) многоразовых систем SSTO, намного выше, чем у одноразовых систем из-за существенных технических проблем SSTO, предполагая, что эти технические проблемы фактически могут быть решены. ^[2] Транспортные средства SSTO также могут потребовать значительно более высокого уровня регулярного обслуживания. ^[3]

Считается, что запуск одноступенчатого космического корабля на химическом топливе с Земли в минимальной степени возможен. Основными осложняющими факторами для SSTO с Земли являются: высокая орбитальная скорость более 7400 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 из-за сопротивления и влияет на работу двигателя. ^[4]

Достижения в области ракетной техники в XXI веке привели к существенному снижению стоимости запуска килограмма полезной нагрузки как на низкую околоземную орбиту , так и на Международную космическую станцию ^​​[5] , что снижает основное прогнозируемое преимущество концепции SSTO.

Известные концепции одноступенчатого вывода на орбиту включают Skylon , который использовал двигатель гибридного цикла SABRE, который может использовать кислород из атмосферы, когда он находится на низкой высоте, а затем использовать бортовой жидкий кислород после переключения на ракетный двигатель замкнутого цикла на большой высоте, McDonnell Douglas DC-X , Lockheed Martin X-33 и VentureStar, который был предназначен для замены Space Shuttle, и Roton SSTO , который представляет собой вертолет, который может выйти на орбиту. Однако, несмотря на показ некоторых перспектив, ни один из них пока не приблизился к достижению орбиты из-за проблем с поиском достаточно эффективной двигательной системы и прекращением разработки. ^[1]

Одноступенчатый вывод на орбиту гораздо проще осуществить на внеземных телах, которые имеют более слабые гравитационные поля и более низкое атмосферное давление, чем Земля, таких как Луна и Марс, и был достигнут с Луны лунным модулем программы « Аполлон» , несколькими автоматическими космическими аппаратами советской программы «Луна » и китайскими миссиями по возвращению образцов лунного грунта «Чанъэ-5» и «Чанъэ-6» .

История

Ранние концепции

ROMBUS концепт-арт

До второй половины двадцатого века было проведено очень мало исследований в области космических путешествий. В 1960-х годах начали появляться некоторые из первых концептуальных проектов для этого типа кораблей. ^[6]

Одной из самых ранних концепций SSTO был одноразовый одноступенчатый орбитальный космический грузовик (OOST), предложенный Филиппом Боно ^[7] , инженером компании Douglas Aircraft Company . ^[8] Также была предложена многоразовая версия под названием ROOST.

Еще одной ранней концепцией SSTO была многоразовая ракета-носитель под названием NEXUS , предложенная Крафтом Арнольдом Эрике в начале 1960-х годов. Это был один из крупнейших космических кораблей, когда-либо концептуализированных, 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 . ^{[9] [10]}

Североамериканский самолет вертикального взлета и посадки с расширенными возможностями 1963 года был таким же большим летательным аппаратом, который должен был использовать прямоточные воздушно-реактивные двигатели для уменьшения стартовой массы транспортного средства за счет устранения необходимости в больших количествах жидкого кислорода при движении в атмосфере. ^[11]

С 1965 года Роберт Салкелд исследовал различные концепции одноступенчатого крылатого космического самолета для вывода на орбиту . Он предложил транспортное средство, которое сжигало бы углеводородное топливо в атмосфере, а затем переключалось бы на водородное топливо для повышения эффективности в космосе. ^{[12] [13] [14]}

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

• ROMBUS (многоразовый орбитальный модуль, ускоритель и челнок) — еще одна разработка Филиппа Боно. ^{[15] [16]} Технически это был не одноступенчатый ракетный модуль, поскольку он сбросил часть своих первоначальных водородных баков, но он был очень близок к этому.
• Ithacus, адаптированная концепция ROMBUS, которая была разработана для перевозки солдат и военной техники на другие континенты по суборбитальной траектории. ^{[17] [18]}
• Pegasus — еще одна адаптированная концепция ROMBUS, предназначенная для перевозки пассажиров и грузов на большие расстояния за короткое время в космосе. ^[19]
• Douglas SASSTO , концепция ракеты-носителя 1967 года. ^[20]
• Hyperion — еще одна концепция Филипа Боно, в которой для набора скорости перед взлетом использовались сани, что позволяло экономить топливо, которое нужно было поднять в воздух. ^[21]

Star-raker : В 1979 году компания Rockwell International представила концепцию многоциклового воздушно-реактивного двигателя с прямым впрыском воздуха и криогенным ракетным двигателем грузоподъемностью 100 тонн , одноступенчатого космического самолета с горизонтальным взлетом и горизонтальной посадкой , предназначенного для вывода на орбиту тяжелых космических спутников солнечной энергии на околоземную орбиту высотой 300 морских миль. ^{[22] [23] [24] Star-} raker должен был иметь 3 ракетных двигателя LOX/LH2 (на основе SSME ) + 10 турбопрямоточных воздушно-реактивных двигателей. ^[22]

Около 1985 года проект NASP был направлен на запуск гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя на орбиту, но финансирование было остановлено, и проект был закрыт. ^[25] Примерно в то же время проект HOTOL пытался использовать технологию предварительно охлажденного реактивного двигателя , но не смог продемонстрировать существенных преимуществ по сравнению с ракетной технологией. ^[26]

Технология DC-X

Первый полет DC -X

DC-X, сокращение от Delta Clipper Experimental, был беспилотным демонстратором вертикального взлета и посадки в масштабе 1/3 для предлагаемого SSTO. Это один из немногих когда-либо построенных прототипов транспортных средств SSTO. Было задумано несколько других прототипов, включая DC-X2 (прототип в масштабе 1/2) и DC-Y, полномасштабный транспорт, который мог бы выводить на орбиту одну ступень. Ни один из них не был построен, но проект был передан NASA в 1995 году, и они построили DC-XA, модернизированный прототип в масштабе 1/3. Этот транспорт был потерян, когда он приземлился только с тремя из четырех развернутых посадочных площадок, из-за чего он опрокинулся на бок и взорвался. С тех пор проект не продолжался. ^{[ необходима цитата ]}

Ротон

С 1999 по 2001 год компания Rotary Rocket пыталась построить транспортное средство SSTO под названием Roton. Оно привлекло большое внимание СМИ, и был завершен рабочий прототип в уменьшенном масштабе, но конструкция оказалась в значительной степени непрактичной. ^[27]

Подходы

Были предложены различные подходы к созданию SSTO, включая чистые ракеты, которые запускаются и приземляются вертикально, аппараты с воздушно- реактивными двигателями, которые запускаются и приземляются горизонтально, аппараты с ядерными двигателями и даже аппараты с реактивными двигателями , которые могут выходить на орбиту и возвращаться при посадке как авиалайнер, будучи полностью неповрежденными.

Для ракетного SSTO основной проблемой является достижение достаточно высокого соотношения масс, чтобы нести достаточно топлива для достижения орбиты , а также значимого веса полезной нагрузки . Одна из возможностей — придать ракете начальную скорость с помощью космической пушки , как запланировано в проекте Quicklaunch . ^[28]

Для воздушно-реактивных SSTO основной проблемой является сложность системы и связанные с этим затраты на исследования и разработки , материаловедение и методы строительства, необходимые для выживания в условиях длительного высокоскоростного полета в атмосфере, а также достижения достаточно высокого массового соотношения для перевозки достаточного количества топлива для достижения орбиты, а также значимого веса полезной нагрузки. Воздушно-реактивные конструкции обычно летают на сверхзвуковых или гиперзвуковых скоростях и обычно включают ракетный двигатель для окончательного сгорания для выхода на орбиту. ^[1]

Независимо от того, на ракетном или воздушном двигателе, многоразовый автомобиль должен быть достаточно прочным, чтобы выдерживать многократные полеты в космос без добавления избыточного веса или обслуживания. Кроме того, многоразовый автомобиль должен иметь возможность возвращаться без повреждений и безопасно приземляться. ^{[ необходима цитата ]}

Хотя одноступенчатые ракеты когда-то считались недостижимыми, достижения в области технологий материалов и строительства показали, что они возможны. Например, расчеты показывают, что первая ступень Titan II , запущенная самостоятельно, будет иметь соотношение топлива к оборудованию носителя 25 к 1. ^[29] У нее достаточно эффективный двигатель для достижения орбиты, но без большой полезной нагрузки. ^[30]

Плотное топливо против водородного

Водородное топливо может показаться очевидным топливом для транспортных средств SSTO. При сжигании с кислородом водород дает самый высокий удельный импульс среди всех обычно используемых видов топлива: около 450 секунд, по сравнению с 350 секундами для керосина . ^{[ необходима цитата ]}

Водород имеет следующие преимущества: ^{[ необходима цитата ]}

• Удельный импульс водорода почти на 30% выше (около 450 секунд против 350 секунд), чем у большинства плотных видов топлива.
• Водород является прекрасным охлаждающим средством.
• Общая масса водородных ступеней меньше, чем у ступеней с плотным топливом при той же полезной нагрузке.
• Водород безопасен для окружающей среды.

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

• Очень низкая плотность (около 1 ⁄ 7 плотности керосина) – требуется очень большой бак
• Глубоко криогенный – должен храниться при очень низких температурах и, следовательно, нуждается в надежной изоляции.
• Очень легко выскальзывает из самой маленькой щели.
• Широкий спектр горючести – легко воспламеняется и горит опасным невидимым пламенем.
• Имеет тенденцию конденсировать кислород, что может вызвать проблемы с воспламеняемостью.
• Имеет большой коэффициент расширения даже для небольших утечек тепла.

Эти проблемы можно решить, но за дополнительную плату. ^{[ необходима цитата ]}

В то время как вес керосиновых баков может составлять 1% от веса их содержимого, водородные баки часто должны весить 10% от их содержимого. Это связано как с низкой плотностью, так и с дополнительной изоляцией, необходимой для минимизации испарения (проблема, которая не возникает с керосином и многими другими видами топлива). Низкая плотность водорода дополнительно влияет на конструкцию остальной части транспортного средства: насосы и трубопроводы должны быть намного больше, чтобы перекачивать топливо в двигатель. В результате отношение тяги к весу двигателей, работающих на водороде, на 30–50% ниже, чем у сопоставимых двигателей, использующих более плотное топливо. ^{[ необходима цитата ]}

Эта неэффективность косвенно влияет и на потери гравитации ; транспортное средство должно удерживаться на ракетной мощности, пока не достигнет орбиты. Меньшая избыточная тяга водородных двигателей из-за меньшего отношения тяги к весу означает, что транспортное средство должно подниматься более круто, и поэтому меньшая тяга действует горизонтально. Меньшая горизонтальная тяга приводит к тому, что для достижения орбиты требуется больше времени, а потери гравитации увеличиваются как минимум на 300 метров в секунду (1100 км/ч; 670 миль/ч). Несмотря на то, что кривая отношения массы к дельта-v не кажется большой, она очень крутая для достижения орбиты за одну ступень, и это составляет 10% разницы в отношении массы в дополнение к экономии на баках и насосах. ^{[ требуется ссылка ]}

Общий эффект заключается в том, что на удивление мало различий в общей производительности 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 производительность водородного топлива при использовании в ракете-носителе SSTO на 10% для того же сухого веса. ^[31]

В 1960-х годах Филип Боно исследовал одноступенчатые трехкомпонентные ракеты VTVL и показал, что они могут увеличить размер полезной нагрузки примерно на 30% ^{[32] .}

Опыт эксплуатации экспериментальной ракеты DC-X заставил ряд сторонников SSTO пересмотреть мнение о водороде как об удовлетворительном топливе. 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

Некоторые концепции SSTO используют один и тот же двигатель для всех высот, что является проблемой для традиционных двигателей с соплом в форме колокола . В зависимости от атмосферного давления требуются разные формы колокола. Двигатели, предназначенные для работы в вакууме, имеют большие колокола, что позволяет выхлопным газам расширяться до почти вакуумного давления, тем самым повышая эффективность. ^[33] Из-за эффекта, известного как разделение потока , использование вакуумного колокола в атмосфере имело бы катастрофические последствия для двигателя. Поэтому двигатели, предназначенные для работы в атмосфере, должны укорачивать сопло, расширяя газы только до атмосферного давления. Потери эффективности из-за меньшего колокола обычно смягчаются посредством ступенчатости, поскольку двигатели верхней ступени, такие как Rocketdyne J-2, не должны запускаться, пока атмосферное давление не станет незначительным, и поэтому могут использовать больший колокол.

Одним из возможных решений было бы использование двигателя аэроспайка , который может быть эффективен в широком диапазоне давлений окружающей среды. Фактически, линейный двигатель аэроспайка должен был использоваться в конструкции X-33 . ^[34]

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

Тем не менее, на очень больших высотах, чрезвычайно большие колокола двигателя имеют тенденцию расширять выхлопные газы до почти вакуумных давлений. В результате, эти колокола двигателя контрпродуктивны ^{[ сомнительны – обсудить ]} из-за их избыточного веса. Некоторые концепции SSTO используют двигатели очень высокого давления, которые позволяют использовать высокие передаточные числа с уровня земли. Это дает хорошую производительность, сводя на нет необходимость в более сложных решениях. ^{[ требуется цитата ]}

Воздушно-реактивный SSTO

Космический самолет Skylon

В некоторых проектах SSTO предпринимается попытка использовать воздушно-реактивные двигатели , которые собирают окислитель и реакционную массу из атмосферы для снижения взлетного веса аппарата. ^[35]

Некоторые из проблем, связанных с этим подходом: ^{[ необходима ссылка ]}

• Ни один известный воздушно-реактивный двигатель не способен работать на орбитальной скорости в атмосфере (например, водородные прямоточные воздушно -реактивные двигатели, по-видимому, имеют максимальную скорость около 17 Махов). ^[36] Это означает, что для окончательного вывода на орбиту необходимо использовать ракеты.
• Для создания тяги ракеты необходимо, чтобы орбитальная масса была как можно меньше, чтобы минимизировать вес топлива.
• Удельная тяга ракет, работающих на кислороде на борту, резко возрастает по мере расходования топлива, поскольку в топливном баке с окислителем около 1% массы составляет окислитель, тогда как воздушно-реактивные двигатели традиционно имеют низкую удельную тягу, которая относительно постоянна во время подъема на воздушно-реактивном топливе.
• Очень высокие скорости в атмосфере требуют очень мощных систем тепловой защиты, что еще больше затрудняет выход на орбиту.
• На более низких скоростях воздушно-реактивные двигатели весьма эффективны, однако эффективность ( Isp ) и тяга воздушно-реактивных двигателей значительно снижаются на высоких скоростях (выше 5–10 Махов в зависимости от двигателя) и начинают приближаться к показателям ракетных двигателей или даже хуже.
• Коэффициент подъемной силы/лобовое сопротивление транспортных средств на гиперзвуковых скоростях невелик, однако эффективный коэффициент подъемной силы/лобовое сопротивление ракетных транспортных средств при высоких перегрузках не отличается .

Таким образом, например, в случае с гиперзвуковыми прямоточными воздушно-реактивными двигателями (например, X-43 ) массовые бюджеты, по-видимому, не ограничиваются орбитальным запуском. ^{[ необходима цитата ]}

Аналогичные проблемы возникают и с одноступенчатыми транспортными средствами, пытающимися вывести на орбиту обычные реактивные двигатели — вес реактивных двигателей не компенсируется в достаточной степени уменьшением количества топлива. ^[37]

С другой стороны, конструкции предварительно охлажденных воздушно-реактивных двигателей типа LACE , такие как космический самолет Skylon (и ATREX ), которые переходят на ракетную тягу на довольно низких скоростях (5,5 Маха), по-видимому, дают, по крайней мере на бумаге, улучшенную орбитальную массовую долю по сравнению с чистыми ракетами (даже многоступенчатыми ракетами), достаточную для того, чтобы обеспечить возможность полного повторного использования с лучшей долей полезной нагрузки. ^[38]

Важно отметить, что массовая доля является важным понятием в проектировании ракеты. Однако массовая доля может иметь мало общего со стоимостью ракеты, поскольку стоимость топлива очень мала по сравнению со стоимостью инженерной программы в целом. В результате дешевая ракета с плохой массовой долей может быть способна доставить больше полезной нагрузки на орбиту за ту же сумму денег, чем более сложная и более эффективная ракета. ^{[ необходима цитата ]}

Помощь при запуске

Многие аппараты находятся лишь в узкой суборбитальной зоне, поэтому практически все, что дает относительно небольшое увеличение дельта-v, может быть полезным, и поэтому желательна внешняя помощь для аппарата. ^{[ необходима цитата ]}

Предлагаемые меры по запуску включают: ^{[ необходима ссылка ]}

• запуск саней (рельсовых, магнитной подвески, включая Bantam, MagLifter и StarTram и т. д.) ^[39]
• воздушный запуск или буксировка самолетом
• заправка в полете
• Стартовая петля Лофстрема / космические фонтаны

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

• Космический трос
• буксиры

Ядерная тяга

Из-за проблем с весом, таких как экранирование, многие ядерные двигательные установки не способны поднять собственный вес и, следовательно, непригодны для запуска на орбиту. Однако некоторые проекты, такие как проект Orion , и некоторые ядерные тепловые проекты имеют отношение тяги к весу, превышающее 1, что позволяет им взлетать. Очевидно, что одной из главных проблем с ядерной силовой установкой будет безопасность, как во время запуска для пассажиров, так и в случае отказа во время запуска. По состоянию на февраль 2024 года ни одна из текущих программ не пытается запустить ядерную силовую установку с поверхности Земли. ^{[ необходима цитата ]}

Движение с использованием луча

Поскольку они могут быть более энергичными, чем потенциальная энергия, которую обеспечивает химическое топливо, некоторые концепции ракет с лазерным или микроволновым питанием имеют потенциал для запуска транспортных средств на орбиту, одноступенчатыми. На практике эта область невозможна с нынешними технологиями. ^{[ необходима цитата ]}

Конструктивные проблемы, присущие SSTO

Конструктивные ограничения пространства для кораблей SSTO были описаны инженером-конструктором ракет Робертом Труаксом :

Используя схожие технологии (то есть те же самые топлива и структурную долю), двухступенчатый орбитальный аппарат всегда будет иметь лучшее соотношение полезной нагрузки к весу, чем одноступенчатый, разработанный для той же миссии, в большинстве случаев, гораздо лучшее [соотношение полезной нагрузки к весу]. Только когда структурный фактор приближается к нулю [очень малый вес конструкции аппарата], соотношение полезной нагрузки к весу одноступенчатой ​​ракеты приближается к двухступенчатому. Небольшая ошибка в расчетах, и одноступенчатая ракета оказывается без полезной нагрузки. Чтобы получить хоть что-то, технологии должны быть напряжены до предела. Выжимание последней капли удельного импульса и срезание последнего фунта стоит денег и/или снижает надежность. ^[40]

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

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

где:

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

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

${\displaystyle g_{0}}$это стандартная гравитация ,

${\displaystyle MR}$- это отношение масс транспортного средства ,

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

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

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

где:

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

${\displaystyle m_{f}}$конечная масса транспортного средства после сгорания,

${\displaystyle m_{s}}$- это структурная масса транспортного средства,

${\displaystyle m_{p}}$масса топлива,

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

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

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

Структурный коэффициент ( ) является критическим параметром в конструкции транспортного средства SSTO. ^[41] Структурная эффективность транспортного средства максимизируется, когда структурный коэффициент приближается к нулю. Структурный коэффициент определяется как: ${\displaystyle \lambda }$

Сравнение чувствительности фактора роста для одноступенчатых (SSTO) и двухступенчатых (TSTO) аппаратов с ограниченной ступенью. На основе миссии LEO с Delta v = 9,1 км/с и массой полезной нагрузки = 4500 кг для диапазона топлива Isp.

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

Общую структурную долю массы можно выразить 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 структурной массовой доли можно найти, заметив, что массовая доля полезной нагрузки , массовая доля топлива и структурная массовая доля в сумме дают единицу: ${\displaystyle \left({\frac {m_{\text{pl}}}{m_{i}}}\right)}$

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

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

Приравнивая выражения для структурной массовой доли и решая 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 корабля SSTO зависит от его структурной эффективности. Учитывая профиль миссии и тип топлива , размер корабля увеличивается с ростом структурного коэффициента. ^[42] Эта чувствительность к фактору роста показана параметрически как для кораблей SSTO, так и для двухступенчатых (TSTO) кораблей для стандартной миссии LEO. ^[43] Кривые вертикально асимптотируют на максимальном пределе структурного коэффициента, где 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 ограниченное количество ступеней , ракета SSTO, запускающая идентичную массу полезной нагрузки и использующая те же виды топлива, всегда будет требовать существенно меньший структурный коэффициент для достижения того же значения delta-v. Учитывая, что современная технология материалов устанавливает нижний предел приблизительно в 0,1 для наименьших достижимых структурных коэффициентов, ^[44] многоразовые транспортные средства SSTO, как правило, являются непрактичным выбором даже при использовании самых высокопроизводительных из имеющихся видов топлива.

Примеры

Легче достичь SSTO с тела с более низким гравитационным притяжением, чем у Земли, например, с Луны или Марса . Лунный модуль Apollo поднялся с поверхности Луны на лунную орбиту за один этап. ^[45]

Детальное исследование транспортных средств SSTO было подготовлено Космическим подразделением корпорации Chrysler в 1970–1971 годах по контракту NASA NAS8-26341. Их предложение ( Shuttle SERV ) представляло собой огромный аппарат с более чем 50 000 килограммов (110 000 фунтов) полезной нагрузки, использующий реактивные двигатели для (вертикальной) посадки. ^[46] Хотя технические проблемы казались разрешимыми, ВВС США потребовалась крылатая конструкция, которая привела к созданию Shuttle, каким мы его знаем сегодня.

Демонстратор технологий DC-X без экипажа , изначально разработанный McDonnell Douglas для офиса программы Стратегической оборонной инициативы (SDI), был попыткой построить транспортное средство, которое могло бы привести к транспортному средству SSTO. Испытательный корабль размером в одну треть управлялся и обслуживался небольшой группой из трех человек, базировавшихся в трейлере, и корабль был однажды перезапущен менее чем через 24 часа после приземления. Хотя испытательная программа не обошлась без неудач (включая небольшой взрыв), DC-X продемонстрировал, что аспекты технического обслуживания концепции были надежными. Этот проект был отменен, когда он приземлился с тремя из четырех развернутых опор, опрокинулся и взорвался во время четвертого полета после передачи управления от Организации стратегической оборонной инициативы к NASA. ^{[ необходима цитата ]}

Ракета -носитель Aquarius была разработана для доставки сыпучих материалов на орбиту с максимально возможной дешевизной. ^{[ необходима цитата ]}

Текущее развитие

Текущие и предыдущие проекты SSTO включают японский проект Kankoh-maru , ARCA Haas 2C , Radian One и индийский космический самолет Avatar . ^{[ необходима ссылка ]}

Скайлон

В 2010 году британское правительство объединилось с ЕКА для продвижения концепции одноступенчатого орбитального космоплана под названием Skylon . ^[47] Этот проект был впервые разработан Reaction Engines Limited (REL) , ^{[48] [49]} компанией, основанной Аланом Бондом после отмены HOTOL . ^[50] Космоплан Skylon был положительно принят британским правительством и Британским межпланетным обществом . ^[51] После успешного испытания двигательной установки, которое было проверено двигательным подразделением ЕКА в середине 2012 года, REL объявила, что начнет трехлетний проект по разработке и созданию испытательного стенда двигателя Sabre , чтобы доказать производительность двигателей в его воздушно-реактивном и ракетном режимах. ^[52] В ноябре 2012 года было объявлено, что ключевое испытание предварительного охладителя двигателя было успешно завершено, и что ЕКА проверило конструкцию предварительного охладителя. Теперь проекту разрешено перейти на следующую стадию, которая включает в себя создание и испытание полномасштабного прототипа двигателя. ^{[52] [53]}

Звездолет

Илон Маск, генеральный директор SpaceX, заявил, что верхняя ступень прототипа ракеты "Starship" , которая в настоящее время разрабатывается в Starbase (Техас) , способна достичь орбиты в качестве SSTO. Однако он признает, что если бы это было сделано, не осталось бы заметной массы для теплового щита , посадочных опор или топлива для посадки, не говоря уже о какой-либо полезной нагрузке. ^[54]

Альтернативные подходы к недорогим космическим полетам

Многие исследования показали, что независимо от выбранной технологии наиболее эффективным методом снижения затрат является экономия за счет масштаба . ^{[ требуется ссылка ]} Простой запуск большого общего количества снижает производственные затраты на одно транспортное средство, подобно тому, как массовое производство автомобилей привело к значительному повышению их доступности. ^{[ требуется ссылка ]}

Используя эту концепцию, некоторые аналитики аэрокосмической отрасли полагают, что способ снижения затрат на запуск является полной противоположностью SSTO. В то время как многоразовые SSTO снизили бы затраты на запуск, сделав многоразовый высокотехнологичный аппарат, который запускается часто с низким уровнем обслуживания, подход «массового производства» рассматривает технические достижения как источник проблемы затрат в первую очередь. Просто строя и запуская большое количество ракет, и, следовательно, запуская большой объем полезной нагрузки, можно снизить затраты. Этот подход был предпринят в конце 1970-х, начале 1980-х годов в Западной Германии с ракетой OTRAG, базирующейся в Демократической Республике Конго . ^[55]

Это несколько похоже на подход, который применялся в некоторых предыдущих системах, использующих простые системы двигателей с «низкотехнологичным» топливом, как это до сих пор делают российская и китайская космические программы . ^{[ необходима цитата ]}

Альтернативой масштабированию является создание практически многоразовых отбракованных ступеней : это было изначальной целью исследований фазы B проекта Space Shuttle и в настоящее время реализуется в рамках программы разработки многоразовой пусковой системы SpaceX с их Falcon 9 , Falcon Heavy и Starship , а также Blue Origin с использованием New Glenn .

Смотрите также

• двигатель АэроСпайк
• Бристольские Космические Планы
• Британская аэрокосмическая компания HOTOL
• Канко-мару
• Запуск петли
• Локхид Мартин X-33
• Массовая доля
• НАСА X-43
• Орбитальное кольцо
• Роквелл X-30
• Ротон
• ГПВРД
• Космический лифт
• Двигательная установка космического корабля
• Трехступенчатый-на-орбиту
• Двухступенчатый-на-орбиту
• VentureStar
• XS-1 (космический корабль)

Дальнейшее чтение

• Эндрю Дж. Бутрика: Одноступенчатый выход на орбиту — политика, космические технологии и поиски многоразовой ракетной техники. Издательство Университета Джонса Хопкинса, Балтимор 2004, ISBN  9780801873386 .

Ссылки

1. Ричард Варвилл и Алан Бонд (2003). "Сравнение концепций движения для многоразовых пусковых установок SSTO" (PDF) . JBIS . Архивировано из оригинала (PDF) 15 июня 2011 г. . Получено 5 марта 2011 г. .
2. Дик, Стивен и Ланниус, Р., «Критические вопросы истории космических полетов», публикация НАСА SP-2006-4702, 2006.
3. Koelle, Dietrich E. (1 июля 1993 г.). «Анализ стоимости одноступенчатых (SSTO) многоразовых баллистических ракет-носителей». Acta Astronautica . 30 : 415–421. Bibcode : 1993AcAau..30..415K. doi : 10.1016/0094-5765(93)90132-G. ISSN  0094-5765. Архивировано из оригинала 1 октября 2021 г. Получено 24 сентября 2021 г.
4. Тосо, Федерико. "АНАЛИЗ РАЗВЕРНУТОЙ ПОЛЕЗНОЙ НАГРУЗКИ ДЛЯ ОДНОСТУПЕНЧАТОГО ОРБИТАЛЬНОГО КОСМИЧЕСКОГО САМОЛЕТА" (PDF) . Центр будущих технологий воздушного космического транспорта : 1.
5. Гарри В. Джонс (2018). «Недавнее крупное снижение стоимости космических запусков» ^{[ постоянная неработающая ссылка ]} (PDF). ICES Архивировано 15 марта 2020 года на Wayback Machine . Получено 12 декабря 2018 года.
6. Гомерсалл, Эдвард (20 июля 1970 г.). Концепция одноступенчатого орбитального шаттла . Отдел анализа миссий Эймса, Управление перспективных исследований и технологий: НАСА. стр. 54. N93-71495.
7. Филип Боно и Кеннет Уильям Гатланд, Границы космоса , ISBN 0-7137-3504-X 
8. Уэйд, Марк. "OOST". Энциклопедия Astronautica. Архивировано из оригинала 10 октября 2011 года . Получено 18 октября 2015 года .
9. Обзор аэрокосмических проектов (отчет). Том 3. Архивировано из оригинала 1 октября 2021 г. Получено 18 октября 2015 г.
10. "SP-4221 The Space Shuttle Decision". История NASA. Архивировано из оригинала 1 октября 2021 года . Получено 18 октября 2015 года .
11. "Encyclopedia Astronautica - North American Air Augmented VTOVL". Архивировано из оригинала 4 марта 2016 года . Получено 18 октября 2015 года .
12. "Salkeld Shuttle". astronautix.com . Архивировано из оригинала 28 декабря 2016 года . Получено 13 июня 2015 года .
13. "ROBERT SALKELD'S". pmview.com . Архивировано из оригинала 11 июня 2019 . Получено 13 июня 2015 .
14. "STS-1 Further Reading". nasa.gov . Архивировано из оригинала 1 октября 2021 г. . Получено 13 июня 2015 г. .
15. Боно, Филип (июнь 1963 г.). "ROMBUS - Интегрированная системная концепция для многоразового орбитального модуля/ускорителя и шаттла". AIAA (AIAA-1963-271). Архивировано из оригинала 16 декабря 2008 г.
16. "Rombus". www.astronautix.com . Архивировано из оригинала 11 июня 2008 года.
17. Боно, Филипп (июнь 1963 г.). «Итакус» — новая концепция межконтинентального баллистического транспорта (МБТ)». AIAA (AIAA-1964-280). Архивировано из оригинала 16 декабря 2008 г.
18. "Ithacus". www.astronautix.com . Архивировано из оригинала 28 мая 2002 года.
19. "Pegasus VTOVL". www.astronautix.com . Архивировано из оригинала 3 марта 2016 года.
20. "SASSTO". www.astronautix.com . Архивировано из оригинала 6 октября 2008 года.
21. "Hyperion SSTO". www.astronautix.com . Архивировано из оригинала 13 мая 2011 года.
22. "Star-raker". www.astronautix.com . Архивировано из оригинала 7 августа 2020 . Получено 15 августа 2020 .
23. «Космический самолет, который НАСА хотело использовать для строительства солнечных электростанций на орбите». www.vice.com . Архивировано из оригинала 7 августа 2020 года . Получено 15 августа 2020 года .
24. "Star Raker - воздушно-реактивный летательный аппарат с ракетным двигателем, горизонтальным взлетом и трехдельтавидным крылом, одноступенчатая система транспортировки на орбиту" (PDF) . Архивировано (PDF) из оригинала 29 февраля 2020 г. . Получено 15 августа 2020 г. .
25. "X-30". 29 августа 2002 г. Архивировано из оригинала 29 августа 2002 г.
26. Moxon, Julian (1 марта 1986 г.), «Hotol: where next?», Flight International , т. 129, № 4000, Business Press International, стр. 38–40, ISSN  0015-3710, архивировано из оригинала 22 октября 2012 г. – через FlightGlobal Archive
27. «Wired 4.05: Безумно здорово? или просто безумно?». wired.com . Май 1996. Получено 13 июня 2015 .
28. "Пушка для стрельбы припасами в космос". Popular Science . 15 января 2010 г. Архивировано из оригинала 15 мая 2021 г. Получено 15 мая 2021 г.
29. "The titan family". Архивировано из оригинала 1 октября 2021 г. Получено 14 сентября 2009 г.
30. Mitchell Burnside-Clapp (февраль 1997 г.). "Проект ракеты SSTO на LO2/керосине". Архивировано из оригинала 1 октября 2021 г. Получено 14 сентября 2009 г.
31. Д-р Брюс Данн (1996). «Альтернативные виды топлива для пусковых установок SSTO». Архивировано из оригинала 26 февраля 2014 года . Получено 15 ноября 2007 года .
32. "VTOVL". astronautix.com . Архивировано из оригинала 2 июля 2015 . Получено 13 июня 2015 .
33. "Nozzle Design". www.grc.nasa.gov . Получено 8 декабря 2021 г. .
34. Монро, Коннер (30 марта 2016 г.). «Lockheed Martin X-33». NASA . Получено 8 декабря 2021 г.
35. "SABRE :: Reaction Engines". www.reactionengines.co.uk . Получено 8 декабря 2021 г. .
36. Марк Уэйд (2007). "X-30". Архивировано из оригинала 29 августа 2002 года . Получено 15 ноября 2007 года .
37. Ричард Варвилл и Алан Бонд (2003). "Сравнение концепций двигателей для многоразовых пусковых установок SSTO" (PDF) . Журнал Британского межпланетного общества . стр. 108–117. Архивировано из оригинала (PDF) 28 июня 2012 г. . Получено 15 ноября 2007 г. .
38. Чимино, П.; Дрейк, Дж.; Джонс, Дж.; Стрэйер, Д.; Венетоклис, П.: «Трансатмосферное транспортное средство, приводимое в движение воздушно-турбореактивными двигателями». Архивировано 1 октября 2021 г. в Wayback Machine , AIAA, Joint Propulsion Conference, 21-я, Монтерей, Калифорния, 8–11 июля 1985 г. 10 стр. Исследования поддержаны Политехническим институтом Ренсселера. , 07/1985
39. "Высотный экваториальный катапультный космический самолет RBCC SSTO для экономичного пилотируемого доступа к НОО". Архивировано из оригинала 1 октября 2021 г. Получено 25 ноября 2018 г.
40. Лондон III, подполковник Джон Р., «LEO по дешевке», Исследовательский отчет Авиационного университета (AFMC) № AU-ARI-93-8, октябрь 1994 г.
41. Хейл, Фрэнсис, Введение в космические полеты , Prentice Hall, 1994.
42. Моссман, Джейсон, «Исследование усовершенствованных видов топлива для обеспечения возможности вывода одноступенчатых ракет-носителей на орбиту», магистерская диссертация, Калифорнийский государственный университет, Фресно, 2006.
43. Ливингтон, Дж. В., «Сравнительный анализ ракетных и воздушно-реактивных систем запуска», Конференция и выставка «Космическая техника 2004», Сан-Диего, Калифорния, 2004.
44. Кертис, Ховард, Орбитальная механика для студентов инженерных специальностей , третье издание, Оксфорд: Elsevier, 2010. Печать.
45. "Лунный модуль Apollo 11 / EASEP". nssdc.gsfc.nasa.gov . Получено 8 декабря 2021 г. .
46. Марк Уэйд (2007). "Shuttle SERV". Архивировано из оригинала 7 апреля 2004 года . Получено 1 апреля 2010 года .
47. "UKSA рассматривает Skylon и SABRE на Parabolic Arc". parabolicarc.com . 22 сентября 2010 г. Архивировано из оригинала 14 июня 2015 г. Получено 13 июня 2015 г.
48. "Reaction Engines Ltd - Часто задаваемые вопросы". responseengines.co.uk . Архивировано из оригинала 2 июня 2015 . Получено 13 июня 2015 .
49. "UK Space Agency - Skylon System Requirements Review". Архивировано из оригинала 26 сентября 2010 года . Получено 1 марта 2011 года .
50. "Reaction Engines Limited". responseengines.co.uk . Архивировано из оригинала 8 ноября 2011 . Получено 13 июня 2015 .
51. Роберт Паркинсон (22 февраля 2011 г.). «Космический самолет SSTO прибывает в Великобританию». The Global Herald . Архивировано из оригинала 23 февраля 2011 г. Получено 28 февраля 2011 г.
52. "Концепция двигателя космического самолета Skylon достигла ключевого этапа". BBC. 28 ноября 2012 г. Архивировано из оригинала 1 октября 2021 г. Получено 28 ноября 2012 г.
53. Томсон, Ян. «Европейское космическое агентство разрешает орбитальные двигатели SABRE». Архивировано 1 октября 2021 г. в Wayback Machine . The Register . 29 ноября 2012 г.
54. Маск, Илон (5 июня 2021 г.). «Илон Маск в Twitter». Twitter . Архивировано из оригинала 5 июня 2021 г. . Получено 8 декабря 2021 г. .
55. "Otrag". www.astronautix.com . Архивировано из оригинала 1 октября 2021 г. . Получено 20 ноября 2019 г. .

Внешние ссылки

• Мысленный эксперимент «Одноступенчатый выход на орбиту» Архивировано 15 июня 2021 г. на Wayback Machine
• Почему стоимость запуска так высока? Анализ стоимости запуска космических аппаратов с разделом, критикующим SSTO
• Холодные уравнения космического полета. Критика SSTO Джеффри Ф. Белла.
• Скорость выгорания Vb одной одноступенчатой ​​ракеты