Одноступенчатый на орбиту

Система запуска, использующая только одну ступень ракеты.

VentureStar был предложенным космическим самолетом SSTO .

Одноступенчатый корабль ( SSTO ) выходит на орбиту с поверхности тела, используя только топливо и жидкости и не расходуя баки, двигатели или другое основное оборудование. Этот термин обычно, но не исключительно, относится к транспортным средствам многоразового использования . ^[1] На сегодняшний день ни одна ракета-носитель SSTO наземного базирования никогда не запускалась; Орбитальные запуски с Земли осуществлялись многоступенчатыми ракетами полностью или частично одноразового использования .

Основным прогнозируемым преимуществом концепции ССТО является исключение аппаратной замены, свойственной одноразовым пусковым системам. Однако единовременные затраты, связанные с проектированием, разработкой, исследованиями и проектированием (DDR&E) многоразовых систем SSTO, намного выше, чем у одноразовых систем, из-за существенных технических проблем SSTO, если предположить, что эти технические проблемы действительно могут быть решены. ^[2] Транспортным средствам SSTO также может потребоваться значительно более высокий уровень регулярного технического обслуживания. ^[3]

Считается маловероятным запуск с Земли одноступенчатого космического корабля на химическом топливе . Основными осложняющими факторами SSTO с Земли являются: высокая орбитальная скорость более 7400 метров в секунду (27 000 км/ч; 17 000 миль в час); необходимость преодоления земной гравитации, 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 ракетной технике в 21 веке привели к существенному снижению стоимости запуска килограмма полезной нагрузки либо на низкую околоземную орбиту , либо на Международную космическую станцию , ^[5] уменьшив основное прогнозируемое преимущество концепции SSTO.

Известные концепции одноступенчатого вывода на орбиту включают Skylon , в котором использовался двигатель SABRE с гибридным циклом, который может использовать кислород из атмосферы, когда он находится на малой 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 должен был заменить космический челнок, а также Roton SSTO , вертолет, способный выйти на орбиту. Однако, несмотря на некоторые обещания, ни один из них пока не приблизился к достижению орбиты из-за проблем с поиском достаточно эффективной двигательной установки и прекращения разработки. ^[1]

Одноступенчатого вывода на орбиту гораздо легче достичь на внеземных телах, которые имеют более слабые гравитационные поля и более низкое атмосферное давление, чем Земля, таких как Луна и Марс, и это было достигнуто с Луны с помощью лунного модуля программы Аполлон . несколькими автоматическими космическими кораблями советской программы «Луна» и китайским « Чанъэ-5» .

История

Ранние концепции

Концепт-арт РОМБУСА

До второй половины двадцатого века в области космических путешествий проводилось очень мало исследований. В 1960-е годы начали появляться одни из первых концептуальных проектов этого вида судов. ^[6]

Одной из первых концепций SSTO был одноступенчатый орбитальный космический грузовик одноразового использования (OOST), предложенный Филипом Боно , ^[7] инженером 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 Краффтом Арнольдом Эрике в начале 1960-х годов. Это был один из крупнейших когда-либо созданных космических кораблей диаметром более 50 метров и способностью поднимать до 2000 коротких тонн на околоземную орбиту, предназначенный для полетов к дальним местам Солнечной системы, таким как Марс . ^{[9] [10]}

North American Air Augmented VTOVL 1963 года был таким же большим кораблем, в котором использовались ПВРД для уменьшения взлетной массы корабля за счет устранения необходимости в большом количестве жидкого кислорода во время путешествия через атмосферу. ^[11]

С 1965 года Роберт Салкельд исследовал различные концепции одноступенчатых крылатых космических самолетов , выходящих на орбиту . Он предложил транспортное средство, которое будет сжигать углеводородное топливо в атмосфере, а затем переключаться 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 созданы, включают:

• РОМБУС (многоразовый орбитальный модуль, ракета-носитель и служебный шаттл), еще одна разработка Филипа Боно. ^{[15] [16]} Технически это не была одноступенчатая ступень, так как на ней упали некоторые из первоначальных баков с водородом, но она подошла очень близко к этому.
• Итак, адаптированная концепция ROMBUS, предназначенная для доставки солдат и военной техники на другие континенты по суборбитальной траектории. ^{[17] [18]}
• Pegasus, еще одна адаптированная концепция ROMBUS, предназначенная для перевозки пассажиров и полезных грузов на большие расстояния за короткие промежутки времени в космосе. ^[19]
• Дуглас САССТО — концепция ракеты-носителя 1967 года. ^[20]
• Hyperion, еще одна концепция Филипа Боно, в которой использовались сани для набора скорости перед взлетом, чтобы сэкономить количество топлива, которое нужно было поднять в воздух. ^[21]

Star-raker : В 1979 году компания Rockwell International представила концепцию многоциклового многоциклового воздушно- реактивного прямоточного воздушно-реактивного двигателя с полезной нагрузкой 100 тонн , одноступенчатого выходящего на орбиту космического самолета с горизонтальным взлетом и горизонтальной посадкой под названием Star-Raker , предназначенного для запуска тяжелых грузов. Космические спутники на солнечной энергии на околоземной орбите высотой 300 морских миль. ^{[22] [23] [24]} Star-raker должен был иметь 3 ракетных двигателя LOX/LH2 (на базе SSME ) + 10 турбо прямоточных воздушно-реактивных двигателей. ^[22]

Примерно в 1985 году проект NASP должен был вывести на орбиту ГПВРД, но финансирование было остановлено, а проект отменен. ^[25] Примерно в то же время HOTOL попыталась использовать технологию реактивных двигателей с предварительным охлаждением , но не смогла продемонстрировать значительные преимущества перед ракетной технологией. ^[26]

Технология DC-X

Первый полет DC-X

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. Было запланировано несколько других прототипов, в том числе DC-X2 (полумасштабный прототип) и DC-Y, полномасштабный корабль, способный одноступенчатым выводом на орбиту. Ни один из них не был построен, но в 1995 году проект был передан НАСА , и они построили DC-XA, модернизированный прототип в масштабе в одну треть. Эта машина была потеряна, когда приземлилась с развернутыми только тремя из четырех посадочных площадок, в результате чего она опрокинулась на бок и взорвалась. С тех пор проект не был продолжен. ^{[ нужна цитата ]}

Ротон

С 1999 по 2001 год компания Rotary Rocket пыталась построить машину SSTO под названием Roton. Он привлек большое внимание средств массовой информации, и рабочий прототип небольшого масштаба был завершен, но конструкция оказалась в значительной степени непрактичной. ^[27]

Подходы

Существовали различные подходы к SSTO, в том числе 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 летать на орбиту. и вернуться на посадку, как авиалайнер, совершенно неповрежденным.

Для SSTO с ракетным двигателем основной задачей является достижение достаточно высокого отношения массы, чтобы нести достаточное количество топлива для выхода на орбиту , а также значительную массу полезной нагрузки . Одна из возможностей — придать ракете начальную скорость с помощью космической пушки , как запланировано в проекте Quicklaunch . ^[28]

Для воздушно-реактивного SSTO основной проблемой является сложность системы и связанные с ней затраты на исследования и разработки , материаловедение и методы строительства, необходимые для выживания на устойчивом высокоскоростном полете в атмосфере, а также достижения достаточно высокого отношения массы, чтобы нести достаточное количество топлива для выхода на орбиту, а также значительный вес полезной нагрузки. Воздушно-реактивные конструкции обычно летают на сверхзвуковых или гиперзвуковых скоростях и обычно включают в себя ракетный двигатель для окончательного вывода на орбиту. ^[1]

Будь то ракетный или воздушно-реактивный аппарат многоразового использования, он должен быть достаточно прочным, чтобы выдержать несколько полетов в космос туда и обратно, не увеличивая при этом чрезмерный вес и не требуя обслуживания. Кроме того, многоразовое транспортное средство должно иметь возможность вернуться без повреждений и безопасно приземлиться. ^{[ нужна цитата ]}

Хотя когда-то считалось, что одноступенчатые ракеты недосягаемы, достижения в области технологий материалов и технологий строительства показали, что они возможны. Например, расчеты показывают, что первая ступень «Титана II» , запущенная самостоятельно, будет иметь соотношение топлива и оборудования корабля 25:1. ^[29] У него достаточно эффективный двигатель для выхода на орбиту, но при этом он не несет большой полезной нагрузки. ^[30]

Плотное и водородное топливо

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

^{Водород} имеет следующие ^{преимущества :}

• Водород имеет удельный импульс почти на 30% выше (около 450 секунд против 350 секунд), чем большинство плотных видов топлива.
• Водород — отличный охлаждающий агент.
• Полная масса водородных ступеней ниже, чем у плотнотопливных ступеней при той же полезной нагрузке.
• Водород экологически безопасен.

Однако водород также имеет ^{следующие недостатки :}

• Очень низкая плотность (около 1/7 плотности керосина) – требуется очень большой резервуар .
• Глубоко криогенный – необходимо хранить при очень низких температурах и, следовательно, требует усиленной изоляции.
• Очень легко вырывается из малейшего зазора
• Широкий диапазон горючести – легко воспламеняется и горит опасно невидимым пламенем.
• Имеет тенденцию конденсировать кислород, что может вызвать проблемы с воспламеняемостью.
• Имеет большой коэффициент расширения даже при небольших утечках тепла.

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

В то время как резервуары с керосином могут составлять 1% от веса их содержимого, резервуары с водородом часто должны весить 10% 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 дополнительно влияет на конструкцию остальной части автомобиля: насосы и трубопроводы должны быть намного больше, чтобы перекачивать топливо в двигатель. В результате соотношение тяги к весу двигателей, работающих на водороде, на 30–50% ниже, чем у сопоставимых двигателей, использующих более плотное топливо. ^{[ нужна цитата ]}

Эта неэффективность косвенно влияет и на гравитационные потери ; аппарат должен поддерживаться 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 в горизонтальном направлении действует меньшая тяга. Меньшая горизонтальная тяга приводит к увеличению времени достижения орбиты, а гравитационные потери увеличиваются как минимум на 300 метров в секунду (1100 км/ч; 670 миль в час). Хотя отношение массы к кривой дельта-v не кажется большим, оно очень крутое для достижения орбиты за одну ступень, и это составляет 10% разницу по отношению к соотношению масс, не считая экономии на резервуаре и насосе. ^{[ нужна цитата ]}

Общий эффект заключается в том, что существует на удивление небольшая разница в общих характеристиках между SSTO, использующими водород, и теми, которые используют более плотное топливо, за исключением того, что разработка и покупка водородных транспортных средств могут оказаться гораздо более дорогими. Тщательные исследования показали, что некоторые плотные топлива (например, жидкий пропан ) превосходят характеристики водородного топлива при использовании в ракете-носителе SSTO на 10% при том же сухом весе. ^[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 побудил ряд сторонников SSTO пересмотреть мнение о водороде как о 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. ^{[ нужна цитата ]}

Один двигатель для всех высот

В некоторых концепциях SSTO используется один и тот же двигатель для всех высот, что является проблемой для традиционных двигателей с колоколообразным соплом . В зависимости от атмосферного давления требуются колокола различной формы. Двигатели, предназначенные для работы в вакууме, имеют большие раструбы, позволяющие выхлопным газам расширяться до давления, близкого к вакууму, тем самым повышая эффективность. ^[33] Из-за эффекта, известного как разделение потока , использование вакуумного колокола в атмосфере может иметь 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 уменьшаются за счет ступеней, поскольку двигатели верхних ступеней, такие как Rocketdyne J-2, не должны запускаться до тех пор, пока атмосферное давление не станет незначительным, и поэтому могут использовать больший колокол.

Одним из возможных решений было бы использование аэроспайкового двигателя , который может быть эффективен в широком диапазоне атмосферного давления. Фактически в конструкции Х-33 должен был использоваться линейный аэроспайковый двигатель . ^[34]

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

Тем не менее, на очень больших высотах чрезвычайно большие колокола двигателя имеют тенденцию расширять выхлопные газы до давления, близкого к вакууму. В итоге эти колокола двигателя контрпродуктивны ^{[ сомнительно ]} из-за лишнего 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. ^{[ нужна цитата ]}

Воздушно-дыхательный ССТО

Космический самолет Скайлон

В некоторых проектах SSTO предпринимается попытка использовать воздушно-реактивные двигатели , которые собирают окислитель и реакционную массу из атмосферы, чтобы уменьшить взлетную массу аппарата. ^[35]

^{Некоторые} из проблем, связанных с этим ^{подходом :}

• Ни один известный воздушно-реактивный двигатель не способен работать на орбитальной скорости в атмосфере (например, ГПВРД на водородном топливе , по-видимому, имеют максимальную скорость около 17 Маха). ^[36] Это означает, что для окончательного вывода на орбиту необходимо использовать ракеты.
• Тяга ракеты требует, чтобы орбитальная масса была как можно меньшей, чтобы минимизировать вес топлива.
• Отношение тяги к массе ракет, работающих на бортовом кислороде, резко возрастает по мере расходования топлива, поскольку топливный бак окислителя имеет около 1% массы окислителя, который он несет, тогда как воздушно-реактивные двигатели традиционно имеют плохую производительность. Отношение тяги к массе относительно фиксировано во время подъема на воздушном транспорте.
• Очень высокие скорости в атмосфере требуют очень тяжелых систем тепловой защиты, что еще больше затрудняет выход на орбиту.
• Хотя на меньших скоростях воздушно-реактивные двигатели очень эффективны, однако КПД ( Isp ) и уровни тяги воздушно-реактивных двигателей значительно падают на высоких скоростях (выше 5–10 Маха в зависимости от двигателя) и начинают приближаться к таковым у воздушно-реактивных двигателей. ракетные двигатели или еще хуже.
• Подъемная сила и аэродинамическое сопротивление транспортных средств на гиперзвуковых скоростях плохие, однако эффективная подъемная сила ракетных транспортных средств при высоких перегрузках не отличается от них .

Таким образом, например, в конструкциях ГПВРД (например, X-43 ) бюджеты масс, похоже, не ограничиваются орбитальным запуском. ^{[ нужна цитата ]}

Аналогичные проблемы возникают с одноступенчатыми аппаратами, пытающимися вывести на орбиту обычные реактивные двигатели: вес реактивных двигателей не компенсируется в достаточной степени за счет уменьшения количества топлива. ^[37]

С другой стороны, подобные LACE конструкции с предварительно охлажденным воздушно-реактивным двигателем , такие как космический самолет Skylon (и ATREX ), которые переходят на ракетную тягу на гораздо более низких скоростях (5,5 Маха), по-видимому, действительно дают, по крайней мере на бумаге, улучшенную орбитальную массовую долю по сравнению с чистой массой. ракеты (даже многоступенчатые) в достаточной степени, чтобы обеспечить возможность полного повторного использования с лучшей долей полезной нагрузки. ^[38]

Важно отметить, что массовая доля является важным понятием в конструкции ракеты. Однако массовая доля может иметь мало общего со стоимостью ракеты, поскольку затраты на топливо очень малы по сравнению с затратами на инженерную программу в целом. В результате дешевая ракета с низкой массовой долей может быть в состоянии доставить на орбиту больше полезной нагрузки за заданную сумму денег, чем более сложная и более эффективная ракета. ^{[ нужна цитата ]}

Помощь при запуске

Многие аппараты являются лишь узко суборбитальными, поэтому практически все, что дает относительно небольшое увеличение дельта-v, может быть полезным, и поэтому желательна помощь извне для аппарата. ^{[ нужна цитата ]}

^{Предлагаемые средства помощи при запуске включают} :

• запуск саней (железнодорожный, маглев, включая Bantam, MagLifter и StarTram и т. д.) ^[39]
• воздушный старт или буксировка самолета
• дозаправка в полете
• Пусковая площадка Lofstrom / космические фонтаны

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

• Космический трос
• буксиры

Ядерная двигательная установка

Из-за проблем с весом, таких как защита, многие ядерные двигательные установки не могут поднять собственный вес и, следовательно, непригодны для запуска на орбиту. Однако некоторые конструкции, такие как проект «Орион» и некоторые ядерно-тепловые конструкции, имеют соотношение тяги к весу, превышающее 1, что позволяет им взлетать. Очевидно, что одной из главных проблем ядерной силовой установки будет безопасность как во время запуска для пассажиров, так и в случае сбоя во время запуска. По состоянию на декабрь 2021 года ни одна текущая программа не пытается осуществить ядерное движение с поверхности Земли. ^{[ нужна цитата ]}

Лучевая двигательная установка

Поскольку они могут быть более энергичными, чем потенциальная энергия, которую допускает химическое топливо, некоторые концепции ракет с лазерным или микроволновым приводом имеют потенциал для одноступенчатого запуска транспортных средств на орбиту. На практике эта область невозможна при нынешних технологиях. ^{[ нужна цитата ]}

Проблемы проектирования, присущие SSTO

Ограничения проектного пространства транспортных средств SSTO были описаны инженером-ракетчиком Робертом Труаксом :

Используя аналогичные технологии (т.е. те же компоненты топлива и конструкционную фракцию), двухступенчатый орбитальный аппарат всегда будет иметь лучшее соотношение полезной нагрузки к весу, чем одноступенчатый, предназначенный для той же миссии, что в большинстве случаев очень намного лучше [отношение полезной нагрузки к весу]. Только когда структурный фактор приближается к нулю (очень небольшой вес конструкции транспортного средства), соотношение полезной нагрузки и веса одноступенчатой ​​ракеты приближается к соотношению двухступенчатой ​​ракеты. Небольшой просчет – и одноступенчатая ракета останется без полезной нагрузки. Чтобы вообще что-то получить, технологии должны быть доведены до предела. Выжимание последней капли удельного импульса и снятие последнего фунта стоит денег и/или снижает надежность. ^[40]

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

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

где:

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

${\displaystyle I_{\text{sp}}}$– удельный импульс пороха ,

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

${\displaystyle MR}$коэффициент массы транспортного средства ,

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

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

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

где:

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

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

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

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

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

Массовая доля топлива ( ) транспортного средства может быть выражена исключительно как функция 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 транспортного средства SSTO. ^[41] Структурная эффективность транспортного средства максимизируется, когда структурный коэффициент приближается к нулю. Структурный коэффициент определяется как: ${\displaystyle \lambda }$

Сравнение чувствительности к фактору роста для аппаратов с одноступенчатым выходом на орбиту (SSTO) и с ограниченным ступенчатым выходом на орбиту (TSTO). На основе полета на околоземной орбите со скоростью Delta v = 9,1 км/с и массой полезной нагрузки = 4500 кг для дальности полета 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 массовую долю 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 массовой доли конструкции можно найти, отметив, что массовая доля полезной нагрузки , массовая доля пороха и конструкционная массовая доля в сумме дают единицу: ${\displaystyle \left({\frac {m_{\text{pl}}}{m_{i}}}\right)}$

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

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

Приравнивание выражений для структурной массовой доли и решение исходной массы автомобиля дает:

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

Это выражение показывает, как размер транспортного средства SSTO зависит от его структурной эффективности. Учитывая профиль миссии и тип топлива , размер транспортного средства увеличивается с увеличением конструктивного коэффициента. ^[42] Чувствительность к фактору роста показана параметрически как для SSTO, так и для двухступенчатых аппаратов (TSTO) для стандартной миссии на околоземной орбите. ^[43] Кривые вертикальной асимптотики 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 неоптимизированной машиной TSTO, использующей ограниченную ступень , ракете SSTO, запускающей идентичную массу полезной нагрузки и использующей те же самые топлива, всегда потребуется существенно меньший структурный коэффициент для достижения того же значения delta-v. Учитывая, что современные технологии материалов устанавливают нижний предел наименьших достижимых структурных коэффициентов примерно 0,1, ^[44] многоразовые транспортные средства SSTO обычно являются непрактичным выбором даже при использовании доступных видов топлива с высочайшими характеристиками.

Примеры

Легче достичь SSTO от тела с более низким гравитационным притяжением, чем у Земли, такого как Луна или Марс . Лунный модуль «Аполлон» поднялся с лунной поверхности на лунную орбиту за один этап. ^[45]

Детальное исследование транспортных средств SSTO было подготовлено космическим подразделением корпорации Chrysler в 1970–1971 годах по контракту НАСА NAS8-26341. Их предложение ( Shuttle SERV ) представляло собой огромный аппарат с полезной нагрузкой более 50 000 кг (110 000 фунтов), использующий реактивные двигатели для (вертикальной) посадки. ^[46] Хотя технические проблемы казались разрешимыми, ВВС США требовалась крылатая конструкция, которая привела к созданию «Шаттла» в том виде, в котором мы его знаем сегодня.

Беспилотный демонстратор технологий DC-X , первоначально разработанный компанией McDonnell Douglas для офиса программы Стратегической оборонной инициативы (SDI), был попыткой создать транспортное средство, которое могло бы привести к созданию транспортного средства SSTO. Испытательный корабль размером в одну треть управлялся и обслуживался небольшой командой из трех человек, базирующейся в трейлере, и однажды корабль был перезапущен менее чем через 24 часа после приземления. Хотя программа испытаний не обошлась без сбоев (включая небольшой взрыв), DC-X продемонстрировал, что аспекты технического обслуживания концепции были надежными. Этот проект был отменен, когда он приземлился с развернутыми тремя из четырех опор, опрокинулся и взорвался во время четвертого полета после передачи управления от Организации Стратегической оборонной инициативы НАСА. ^{[ нужна цитата ]}

Ракета -носитель «Водолей» была разработана для максимально дешевой доставки сыпучих материалов на орбиту. ^{[ нужна цитата ]}

Текущее развитие

Текущие и предыдущие проекты SSTO включают японский проект Канко-мару , ARCA Haas 2C , Radian One и индийский космический самолет «Аватар» . ^{[ нужна цитата ]}

Скайлон

В 2010 году британское правительство вступило в партнерство с ЕКА для продвижения концепции одноступенчатого орбитального космического самолета под названием Skylon . ^[47] Эта конструкция была впервые разработана компанией Reaction Engines Limited (REL) , ^{[48] [49]} компанией, основанной Аланом Бондом после закрытия HOTOL . ^[50] Космический самолет «Скайлон» был положительно воспринят британским правительством и Британским межпланетным обществом . ^[51] После успешного испытания силовой установки, которое было проверено двигательным подразделением ЕКА в середине 2012 года, компания REL объявила, что начнет рассчитанный на три с половиной года проект по разработке и созданию испытательного стенда двигателя Sabre для доказать работоспособность двигателей на воздушно-реактивном и ракетном режимах. ^[52] В ноябре 2012 года было объявлено, что ключевое испытание предварительного охладителя двигателя было успешно завершено и что ESA проверило конструкцию предварительного охладителя. Теперь разработка проекта может перейти к следующему этапу, который включает в себя создание и испытания полномасштабного прототипа двигателя. ^{[52] [53]}

Звездолет

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

Альтернативные подходы к недорогому космическому полету

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

Используя эту концепцию, некоторые аэрокосмические аналитики полагают, что способ снижения затрат на запуск является полной противоположностью SSTO. В то время как многоразовые SSTO позволили бы снизить затраты на запуск за счет создания многоразового высокотехнологичного корабля, который часто запускается с минимальными затратами на техническое обслуживание, подход «массового производства» рассматривает технические достижения в первую очередь как источник проблемы стоимости. Просто создав и запустив большое количество ракет и, следовательно, запустив большой объем полезной нагрузки, можно снизить затраты. Такой подход был опробован в конце 1970-х — начале 1980-х годов в Западной Германии с помощью ракеты OTRAG , базирующейся в Демократической Республике Конго . ^[55]

Это чем-то похоже на подход, который использовали некоторые предыдущие системы, используя простые двигательные системы с «низкотехнологичным» топливом, как это все еще делают российские и китайские космические программы . ^{[ нужна цитата ]}

Альтернативой масштабированию является сделать выброшенные ступени практически многоразовыми : это была первоначальная цель проектирования фазы B космических кораблей «Шаттл» , и в настоящее время ее преследует программа разработки многоразовых систем запуска SpaceX с их Falcon 9 , Falcon Heavy и Starship . и Blue Origin с использованием New Glenn .

Смотрите также

• Аэроспайк двигатель
• Бристольские космические самолеты
• Британская аэрокосмическая компания HOTOL
• Канко-мару
• Запустить цикл
• Локхид Мартин Х-33
• Массовая доля
• НАСА Х-43
• Орбитальное кольцо
• Роквелл Х-30
• Ротон
• ГПВРД
• Космический лифт
• Движение космического корабля
• Трехступенчатый выход на орбиту
• Двухступенчатый вывод на орбиту
• ВенчурСтар
• XS-1 (космический корабль)

дальнейшее чтение

• Эндрю Дж. Бутрика: Одноступенчатый выход на орбиту - политика, космические технологии и поиски многоразовой ракеты. Издательство Университета Джона Хопкинса, Балтимор, 2004 г., ISBN  9780801873386 .

Рекомендации

1. Ричард Варвилл и Алан Бонд (2003). «Сравнение концепций двигательной установки многоразовых пусковых установок SSTO» (PDF) . JBIS . Архивировано из оригинала (PDF) 15 июня 2011 года . Проверено 5 марта 2011 г.
2. Дик, Стивен и Ланниус, Р., «Критические проблемы в истории космических полетов», Публикация НАСА SP-2006-4702, 2006.
3. Кёлле, Дитрих Э. (1 июля 1993 г.). «Анализ стоимости одноступенчатых (SSTO) многоразовых баллистических ракет-носителей». Акта Астронавтика . 30 : 415–421. Бибкод : 1993AcAau..30..415K. дои : 10.1016/0094-5765(93)90132-G. ISSN  0094-5765. Архивировано из оригинала 1 октября 2021 года . Проверено 24 сентября 2021 г.
4. Тосо, Федерико. «АНАЛИЗ РАЗВЕРТЫВАННОЙ ПОЛЕЗНОЙ НАГРУЗКИ ДЛЯ ОДНОЙ СТУПЕНИ ВЫВОДА НА ОРБИТУ КОСМОПЛАНА» (PDF) . Центр будущих технологий воздушного космического транспорта : 1.
5. Гарри В. Джонс (2018). «Недавнее значительное снижение стоимости космических запусков» (PDF) . ICES. Архивировано 15 марта 2020 года в Wayback Machine . Проверено 12 декабря 2018 г.
6. Гомерсолл, Эдвард (20 июля 1970 г.). Концепция одноступенчатого шаттла для вывода на орбиту . Отдел анализа миссии Эймса, Управление передовых исследований и технологий: НАСА. п. 54. N93-71495.
7. Филип Боно и Кеннет Уильям Гатланд, Границы космоса , ISBN 0-7137-3504-X 
8. Уэйд, Марк. «ООСТ». Энциклопедия космонавтики. Архивировано из оригинала 10 октября 2011 года . Проверено 18 октября 2015 г.
9. Обзор аэрокосмических проектов (Отчет). Том. 3. Архивировано из оригинала 1 октября 2021 года . Проверено 18 октября 2015 г.
10. "SP-4221 Решение о космическом шаттле" . История НАСА. Архивировано из оригинала 1 октября 2021 года . Проверено 18 октября 2015 г.
11. "Энциклопедия астронавтики - Североамериканский воздушный дополненный VTOVL" . Архивировано из оригинала 4 марта 2016 года . Проверено 18 октября 2015 г.
12. "Салкельдский шаттл" . astronautix.com . Архивировано из оригинала 28 декабря 2016 года . Проверено 13 июня 2015 г.
13. "РОБЕРТ САЛКЕЛДС" . pmview.com . Архивировано из оригинала 11 июня 2019 года . Проверено 13 июня 2015 г.
14. "STS-1 Дальнейшее чтение" . НАСА.gov . Архивировано из оригинала 1 октября 2021 года . Проверено 13 июня 2015 г.
15. Боно, Филип (июнь 1963 г.). «ROMBUS - Концепция интегрированной системы для многоразового орбитального модуля / ракеты-носителя и служебного шаттла». АИАА (АИАА-1963-271). Архивировано из оригинала 16 декабря 2008 года.
16. "Ромбус". www.astronautix.com . Архивировано из оригинала 11 июня 2008 года.
17. Боно, Филип (июнь 1963 г.). «Итакус» — новая концепция межконтинентального баллистического транспорта (ICBT)». АИАА (АИАА-1964-280). Архивировано из оригинала 16 декабря 2008 года.
18. "Итакус". www.astronautix.com . Архивировано из оригинала 28 мая 2002 года.
19. "Пегас ВТОВЛ". www.astronautix.com . Архивировано из оригинала 3 марта 2016 года.
20. "САССТО". www.astronautix.com . Архивировано из оригинала 6 октября 2008 года.
21. "Гиперион SSTO". www.astronautix.com . Архивировано из оригинала 13 мая 2011 года.
22. "Звездный грабли". www.astronautix.com . Архивировано из оригинала 7 августа 2020 года . Проверено 15 августа 2020 г. .
23. «Космический самолет, который НАСА хотело использовать для строительства солнечных электростанций на орбите» . www.vice.com . Архивировано из оригинала 7 августа 2020 года . Проверено 15 августа 2020 г. .
24. «Star Raker: воздушно-реактивный двигатель с ракетным двигателем, летающее крыло Tridelta с горизонтальным взлетом, одноступенчатая транспортная система на орбиту» (PDF) . Архивировано (PDF) из оригинала 29 февраля 2020 г. Проверено 15 августа 2020 г. .
25. "Х-30". 29 августа 2002 г. Архивировано из оригинала 29 августа 2002 г.
26. Моксон, Джулиан (1 марта 1986 г.), «Hotol: где дальше?», Flight International , Business Press International, vol. 129, нет. 4000, стр. 38–40, ISSN  0015-3710, заархивировано из оригинала 22 октября 2012 г. - через FlightGlobal Archive.
27. «Wired 4.05: безумно здорово? или просто безумие?». проводной.com . Май 1996 года . Проверено 13 июня 2015 г.
28. «Пушка для стрельбы припасами в космос» . Популярная наука . 15 января 2010 г. Архивировано из оригинала 15 мая 2021 г. Проверено 15 мая 2021 г.
29. "Семья титанов". Архивировано из оригинала 1 октября 2021 года . Проверено 14 сентября 2009 г.
30. Митчелл Бернсайд-Клэпп (февраль 1997 г.). «Конструкция ракеты ЛО2/керосин ССТО». Архивировано из оригинала 1 октября 2021 года . Проверено 14 сентября 2009 г.
31. Доктор Брюс Данн (1996). «Альтернативные пороха для пусковых установок SSTO». Архивировано из оригинала 26 февраля 2014 года . Проверено 15 ноября 2007 г.
32. "ВТОВЛ". astronautix.com . Архивировано из оригинала 2 июля 2015 года . Проверено 13 июня 2015 г.
33. «Дизайн сопла». www.grc.nasa.gov . Проверено 8 декабря 2021 г.
34. Монро, Коннер (30 марта 2016 г.). «Локхид Мартин Х-33». НАСА . Проверено 8 декабря 2021 г.
35. "SABRE :: Реакционные двигатели" . www.reactionengines.co.uk . Проверено 8 декабря 2021 г.
36. Марк Уэйд (2007). «Х-30». Архивировано из оригинала 29 августа 2002 года . Проверено 15 ноября 2007 г.
37. Ричард Варвилл и Алан Бонд (2003). «Сравнение концепций двигательных установок многоразовых пусковых установок SSTO» (PDF) . Журнал Британского межпланетного общества . стр. 108–117. Архивировано из оригинала (PDF) 28 июня 2012 года . Проверено 15 ноября 2007 г.
38. Чимино, П.; Дрейк, Дж.; Джонс, Дж.; Страйер, Д.; Венетоклис, П.: «Трансатмосферный аппарат с турбореактивными двигателями». Архивировано 1 октября 2021 года в Wayback Machine , AIAA, Joint Propulsion Conference, 21-я конференция, Монтерей, Калифорния, 8–11 июля 1985 г. 10 стр. Исследования поддерживаются Политехническим институтом Ренсселера. , 07/1985
39. «Высотный космический самолет RBCC SSTO, запускаемый с экваториальной катапульты, для экономичного пилотируемого доступа на НОО» . Архивировано из оригинала 1 октября 2021 года . Проверено 25 ноября 2018 г.
40. Лондон III, подполковник Джон Р., «LEO по дешевке», Отчет об исследовании Университета авиации (AFMC) № AU-ARI-93-8, октябрь 1994 г.
41. Хейл, Фрэнсис, Введение в космический полет , Прентис Холл, 1994.
42. Моссман, Джейсон, «Исследование усовершенствованных видов топлива для вывода одноступенчатых ракет-носителей на орбиту», магистерская диссертация, Калифорнийский государственный университет, Фресно, 2006.
43. Ливингтон, Дж. В., «Сравнительный анализ ракетных и воздушно-реактивных систем-носителей», Конференция и выставка Space 2004, Сан-Диего, Калифорния, 2004.
44. Кертис, Ховард, Орбитальная механика для студентов-инженеров , третье издание, Оксфорд: Elsevier, 2010. Печать.
45. "Лунный модуль Аполлона-11 / EASEP" . nssdc.gsfc.nasa.gov . Проверено 8 декабря 2021 г.
46. Марк Уэйд (2007). «Шаттл СЕРВ». Архивировано из оригинала 7 апреля 2004 года . Проверено 1 апреля 2010 г.
47. «UKSA рассматривает Skylon и SABRE на параболической дуге» . parabolicarc.com . 22 сентября 2010 г. Архивировано из оригинала 14 июня 2015 г. Проверено 13 июня 2015 г.
48. «Reaction Engines Ltd - Часто задаваемые вопросы» . www.reactionengines.co.uk . Архивировано из оригинала 2 июня 2015 года . Проверено 13 июня 2015 г.
49. «Космическое агентство Великобритании — Обзор системных требований Skylon» . Архивировано из оригинала 26 сентября 2010 года . Проверено 1 марта 2011 г.
50. "Reaction Engines Limited" . www.reactionengines.co.uk . Архивировано из оригинала 8 ноября 2011 года . Проверено 13 июня 2015 г.
51. Роберт Паркинсон (22 февраля 2011 г.). «Космический самолет SSTO прибывает в Великобританию». Глобальный Вестник . Архивировано из оригинала 23 февраля 2011 года . Проверено 28 февраля 2011 г.
52. «Концепция двигателя космического самолета Skylon достигла ключевого рубежа» . Би-би-си. 28 ноября 2012 г. Архивировано из оригинала 1 октября 2021 г. . Проверено 28 ноября 2012 г.
53. Томсон, Ян. «Европейское космическое агентство разрешает орбитальные двигатели SABRE». Архивировано 1 октября 2021 года на Wayback Machine . Регистр . 29 ноября 2012 г.
54. Маск, Илон (5 июня 2021 г.). «Илон Маск в Твиттере». Твиттер . Архивировано из оригинала 5 июня 2021 года . Проверено 8 декабря 2021 г.
55. "Отраг". www.astronautix.com . Архивировано из оригинала 1 октября 2021 года . Проверено 20 ноября 2019 г.

Внешние ссылки

• Мысленный эксперимент с одноступенчатым выходом на орбиту
• Почему стоимость запуска такая высокая? , анализ затрат на космический запуск, с разделом, критикующим SSTO.
• Холодные уравнения космического полета. Критика SSTO Джеффри Ф. Белла.
• Скорость выгорания Vb одиночной одноступенчатой ​​ракеты