Многоступенчатая ракета

Самый распространенный тип ракеты, используемый для запуска спутников.

Запуск многоступенчатой ​​зондирующей ракеты Black Brant 12

Вторая ступень ракеты Minuteman III.

Многоступенчатая ракета или ступенчатая ракета ^[1] — ракета-носитель , в которой используются две и более ступени ракеты , каждая из которых содержит свои двигатели и топливо . Тандемная или последовательная ступень устанавливается поверх другой ступени ; параллельная ступень присоединяется рядом с другой ступенью . В результате фактически две или более ракеты складываются друг на друга или прикрепляются друг к другу. Двухступенчатые ракеты довольно распространены, но успешно запускались ракеты с пятью отдельными ступенями.

За счет сброса ступеней, когда в них заканчивается топливо, масса оставшейся ракеты уменьшается. Каждую последующую ступень также можно оптимизировать для конкретных условий эксплуатации, например, для снижения атмосферного давления на больших высотах. Эта ступень позволяет тяге остальных ступеней легче разогнать ракету до конечной скорости и высоты.

В схемах последовательной или тандемной ступени первая ступень находится внизу и обычно является самой крупной, вторая ступень и последующие верхние ступени находятся над ней, обычно уменьшаясь в размерах. В параллельных схемах ступени для облегчения запуска используются твердотопливные или жидкостные ракетные ускорители . Иногда их называют «стадией 0». В типичном случае срабатывают двигатели первой ступени и ускорителя, чтобы поднять всю ракету вверх. Когда в ускорителях заканчивается топливо, они отделяются от остальной части ракеты (обычно с помощью какого-то небольшого заряда взрывчатого вещества или разрывных болтов ) и падают. Затем первая ступень сгорает до конца и отваливается. В результате остается ракета меньшего размера со второй ступенью внизу, которая затем срабатывает. Этот процесс , известный в ракетостроительных кругах как этап , повторяется до тех пор, пока не будет достигнута желаемая конечная скорость. В некоторых случаях при последовательной ступени верхняя ступень воспламеняется до разделения - межступенчатое кольцо спроектировано с учетом этого, и тяга используется для окончательного разделения двух аппаратов.

Для достижения орбитальной скорости необходима многоступенчатая ракета . Разыскиваются одноступенчатые конструкции для вывода на орбиту , но они еще не продемонстрированы.

Производительность

Чертежи в разрезе, показывающие три многоступенчатые ракеты.

Отделение первой ступени Сатурна V Аполлона-11

Вторая ступень опускается на первую ступень ракеты Сатурн -5.

Схема второй ступени и как она вписывается в комплектную ракету

Причина, по которой требуются многоступенчатые ракеты, заключается в ограничении законов физики максимальной скорости, достижимой ракетой с заданным соотношением массы топлива и сухого топлива. Это соотношение задается классическим уравнением ракеты :

${\displaystyle \Delta v=v_{\text{e}}\ln \left({\frac {m_{0}}{m_{f}}}\right)}$

где:

${\displaystyle \Delta v\ }$— дельта-v транспортного средства (изменение скорости плюс потери из-за силы тяжести и сопротивления атмосферы);

${\displaystyle m_{0}}$— начальная общая (влажная) масса, равная конечной (сухой) массе плюс топливо ;

${\displaystyle m_{f}}$– конечная (сухая) масса после израсходования топлива;

${\displaystyle v_{\text{e}}}$- эффективная скорость выхлопа (определяется топливом, конструкцией двигателя и состоянием дроссельной заслонки);

${\displaystyle \ln }$– функция натурального логарифма .

Дельта v, необходимая для достижения низкой околоземной орбиты (или требуемая скорость достаточно тяжелой суборбитальной полезной нагрузки), требует большего соотношения влажной и сухой масс, чем реально можно достичь на одной ступени ракеты. Многоступенчатая ракета преодолевает этот предел, разделяя дельта-v на фракции. Поскольку каждая нижняя ступень падает и срабатывает следующая ступень, остальная часть ракеты все еще движется со скоростью, близкой к скорости выгорания. Сухая масса каждой нижней ступени включает топливо в верхних ступенях, и каждая последующая верхняя ступень уменьшала свою сухую массу за счет выброса бесполезной сухой массы отработанных нижних ступеней. ^[2]

Еще одним преимуществом является то, что на каждой ступени может использоваться ракетный двигатель разного типа, каждый из которых настроен на свои конкретные условия эксплуатации. Таким образом, двигатели нижних ступеней предназначены для использования при атмосферном давлении, а на верхних ступенях могут использоваться двигатели, подходящие для условий, близких к вакууму. Нижние ступени, как правило, требуют большей конструкции, чем верхние, поскольку им приходится выдерживать собственный вес, а также вес ступеней над ними. Оптимизация конструкции каждой ступени снижает вес всего автомобиля и обеспечивает дополнительные преимущества.

Преимущество ступеней достигается за счет подъемных двигателей нижних ступеней, которые еще не используются, а также за то, что вся ракета становится более сложной и трудной в сборке, чем одноступенчатая. Кроме того, каждое событие ступени является возможной точкой отказа при запуске из-за отказа отделения, отказа зажигания или столкновения ступеней. Тем не менее, экономия настолько велика, что каждая ракета, когда-либо использовавшаяся для доставки полезного груза на орбиту , имела какую-то ступень.

Одним из наиболее распространенных показателей эффективности ракеты является ее удельный импульс, который определяется как тяга на расход (в секунду) расхода топлива: ^[3]

${\displaystyle I_{\mathrm {sp} }}$"=" ${\displaystyle \ {\frac {T}{{\frac {dm}{dt}}g_{\mathrm {0} }}}}$

Если перестроить уравнение таким образом, чтобы тяга рассчитывалась как результат других факторов, мы получим:

${\displaystyle T=I_{\mathrm {sp} }g_{\mathrm {0} }{\frac {dm}{dt}}}$

Эти уравнения показывают, что более высокий удельный импульс означает более эффективный ракетный двигатель, способный гореть в течение более длительных периодов времени. Что касается ступеней, начальные ступени ракеты обычно имеют более низкую удельную импульсную мощность, обменивая эффективность на превосходную тягу, чтобы быстро поднять ракету на большую высоту. Более поздние ступени ракеты обычно имеют более высокий удельный импульс, поскольку транспортное средство находится дальше от атмосферы, и выхлопным газам не нужно расширяться под таким большим атмосферным давлением.

При выборе идеального ракетного двигателя для использования в качестве начальной ступени ракеты-носителя полезным показателем производительности, который следует изучить, является соотношение тяги к массе, которое рассчитывается по уравнению:

${\displaystyle TWR={\frac {T}{mg_{\mathrm {0} }}}}$

Общая тяговооруженность ракеты-носителя находится в пределах от 1,3 до 2,0. ^[3] Еще одним показателем производительности, который следует учитывать при проектировании каждой ступени ракеты для выполнения миссии, является время горения, то есть время, в течение которого ракетный двигатель проработает до того, как израсходует все свое топливо. Для большинства неконечных ступеней тягу и удельный импульс можно считать постоянными, что позволяет записать уравнение времени горения как:

${\displaystyle \Delta {t}={\frac {I_{\mathrm {sp} }g_{\mathrm {0} }}{T}}\times (m_{\mathrm {0} }-m_{\mathrm {f} })}$

Где и – начальная и конечная массы ступени ракеты соответственно. В сочетании со временем выгорания высота и скорость выгорания получаются с использованием тех же значений и находятся по этим двум уравнениям: ${\displaystyle m_{\mathrm {0} }}$ ${\displaystyle m_{\mathrm {f} }}$

${\displaystyle h_{\mathrm {bo} }={\frac {I_{\mathrm {sp} }g_{\mathrm {0} }}{m_{\mathrm {e} }}}\times (m_{\mathrm {f} }~\mathrm {ln} (m_{\mathrm {f} }/m_{\mathrm {0} })+m_{\mathrm {0} }-m_{\mathrm {f} })}$

${\displaystyle v_{\mathrm {bo} }=I_{\mathrm {sp} }g_{\mathrm {0} }\ln({\frac {m_{\mathrm {0} }}{m_{\mathrm {f} }}})-g_{\mathrm {0} }{\frac {m_{\mathrm {0} }-m_{\mathrm {f} }}{\frac {\operatorname {d} \!m}{\operatorname {d} \!t}}}+v_{\mathrm {0} }}$

При решении задачи расчета общей скорости или времени выгорания всей ракетной системы общий порядок действий следующий: ^[3]

1. Разделите расчеты задачи на любое количество ступеней, входящих в состав ракетной системы.
2. Рассчитайте начальную и конечную массу для каждого отдельного этапа.
3. Рассчитайте скорость выгорания и просуммируйте ее с начальной скоростью для каждой отдельной стадии. Предполагая, что каждая стадия происходит сразу после предыдущей, скорость выгорания становится начальной скоростью для следующей стадии.
4. Повторяйте предыдущие два шага до тех пор, пока не будет рассчитано время и/или скорость выгорания для заключительного этапа.

Важно отметить, что время выгорания не определяет конец движения ступени ракеты, поскольку транспортное средство по-прежнему будет иметь скорость, которая позволит ему двигаться вверх в течение короткого промежутка времени, пока ускорение силы тяжести планеты постепенно не изменится. это в направлении вниз. Скорость и высоту ракеты после сгорания можно легко смоделировать, используя основные физические уравнения движения.

При сравнении одной ракеты с другой нецелесообразно напрямую сравнивать определенные характеристики ракеты с такими же характеристиками другой ракеты, поскольку их отдельные характеристики часто не являются независимыми друг от друга. По этой причине были разработаны безразмерные соотношения, позволяющие проводить более значимое сравнение ракет. Первый - это соотношение начальной и конечной массы, которое представляет собой соотношение между полной начальной массой ступени ракеты и конечной массой ступени ракеты после израсходования всего ее топлива. Уравнение этого соотношения:

${\displaystyle \eta ={\frac {m_{\mathrm {E} }+m_{\mathrm {p} }+m_{\mathrm {PL} }}{m_{\mathrm {E} }+m_{\mathrm {PL} }}}}$

Где – пустая масса ступени, – масса топлива, – масса полезной нагрузки. ^[4] Второй безразмерной рабочей величиной является структурный коэффициент, который представляет собой соотношение между пустой массой ступени и объединенной пустой массой и массой пороха, как показано в этом уравнении: ^[4] ${\displaystyle m_{\mathrm {E} }}$ ${\displaystyle m_{\mathrm {p} }}$ ${\displaystyle m_{\mathrm {PL} }}$

${\displaystyle \epsilon ={\frac {m_{\mathrm {E} }}{m_{\mathrm {E} }+m_{\mathrm {P} }}}}$

Последней важной безразмерной характеристикой производительности является коэффициент полезной нагрузки, который представляет собой соотношение между массой полезной нагрузки и общей массой пустой ступени ракеты и топлива:

${\displaystyle \lambda ={\frac {m_{\mathrm {PL} }}{m_{\mathrm {E} }+m_{\mathrm {P} }}}}$

Сравнив три уравнения для безразмерных величин, легко увидеть, что они не являются независимыми друг от друга, и фактически соотношение начальной и конечной масс можно переписать в терминах конструктивного соотношения и коэффициента полезной нагрузки: [4 ^]

${\displaystyle \eta ={\frac {1+\lambda }{\epsilon +\lambda }}}$

Эти коэффициенты производительности также можно использовать в качестве ориентира для определения того, насколько эффективной будет ракетная система при выполнении оптимизации и сравнении различных конфигураций для миссии.

Выбор компонентов и определение размеров

Семейство многоступенчатых ракет «Сатурн» с космическим кораблем «Аполлон».

Для первоначального определения размеров можно использовать уравнения ракеты, чтобы определить количество топлива, необходимое для ракеты, на основе удельного импульса двигателя и общего требуемого импульса в Н·с. Уравнение:

${\displaystyle m_{\text{p}}=I_{\text{tot}}/gI_{\text{sp}}}$

где g — гравитационная постоянная Земли. ^[3] Это также позволяет рассчитать объем хранилища, необходимый для топлива, если известна плотность топлива, что почти всегда имеет место при проектировании ступени ракеты. Объем получается при делении массы топлива на его плотность. Помимо необходимого топлива, необходимо определить и массу самой конструкции ракеты, для чего необходимо принять во внимание массу необходимых двигателей, электроники, приборов, силового оборудования и т. д. ^[3] Это известные величины для типовых внеплановых установок. полочное оборудование, которое следует учитывать на средней и поздней стадиях проектирования, но для предварительного и концептуального проектирования можно использовать более простой подход. Если предположить, что один двигатель ступени ракеты обеспечивает весь общий импульс для этого конкретного сегмента, то для определения массы системы можно использовать массовую долю. Масса оборудования для перемещения стадий, такого как инициаторы и устройства безопасности, по сравнению с этим очень мала и может считаться незначительной.

Для современных твердотопливных ракетных двигателей можно с уверенностью и разумно предположить, что от 91 до 94 процентов общей массы составляет топливо. ^[3] Также важно отметить, что существует небольшой процент «остаточного» топлива, которое останется застрявшим и непригодным для использования внутри бака, и это также следует учитывать при определении количества топлива для ракеты. Обычная первоначальная оценка этого остаточного топлива составляет пять процентов. Зная это соотношение и вычисленную массу топлива, можно определить массу пустой ракеты. Определение размеров ракет, использующих жидкое двухкомпонентное топливо, требует несколько более сложного подхода, поскольку требуются два отдельных бака: один для топлива, а другой для окислителя. Отношение этих двух величин известно как соотношение смеси и определяется уравнением:

${\displaystyle O/F=m_{\mathrm {ox} }/m_{\mathrm {fuel} }}$

Где – масса окислителя, а – масса топлива. Это соотношение смеси определяет не только размер каждого бака, но и удельный импульс ракеты. Определение идеального соотношения смеси представляет собой баланс компромиссов между различными аспектами проектируемой ракеты и может варьироваться в зависимости от типа используемого топлива и комбинации окислителя. Например, соотношение смеси двухкомпонентного топлива можно отрегулировать так, чтобы оно не имело оптимального удельного импульса, но привело к созданию топливных баков одинакового размера. Это упростит и удешевит производство, упаковку, настройку и интеграцию топливных систем с остальной частью ракеты ^[3] и может стать преимуществом, которое может перевесить недостатки менее эффективного удельного импульса. Но предположим, что определяющим ограничением для системы запуска является объем, и требуется топливо низкой плотности, такое как водород. Этот пример можно решить, используя соотношение смеси, богатой окислителем, что снижает эффективность и удельный импульс, но соответствует требованиям меньшего объема резервуара. ${\displaystyle m_{\mathrm {ox} }}$ ${\displaystyle m_{\mathrm {fuel} }}$

Оптимальная постановка и ограниченная постановка

Оптимальный

Конечная цель оптимальной схемы — максимизировать коэффициент полезной нагрузки (см. коэффициенты в разделе «Производительность»), что означает, что наибольшее количество полезной нагрузки переносится до требуемой скорости выгорания с использованием наименьшего количества массы неполезной нагрузки, которая включает в себя все остальное. Эта цель предполагает, что стоимость запуска ракеты пропорциональна общей стартовой массе ракеты, что является эмпирическим правилом в ракетной технике. Вот несколько быстрых правил и рекомендаций, которым следует следовать, чтобы достичь оптимальной постановки: ^[3]

1. Начальные этапы должны иметь более низкий уровень , а более поздние/заключительные этапы должны иметь более высокий уровень . ${\displaystyle I_{sp}}$ ${\displaystyle I_{sp}}$
2. Ступени с меньшим значением должны давать меньший вклад ΔV. ${\displaystyle I_{sp}}$
3. Следующий этап всегда меньшего размера, чем предыдущий.
4. Подобные ступени должны обеспечивать одинаковые ΔV.

Коэффициент полезной нагрузки можно рассчитать для каждой отдельной ступени, и при последовательном умножении он даст общий коэффициент полезной нагрузки всей системы. Важно отметить, что при расчете полезной нагрузки отдельных ступеней в полезную нагрузку входит масса всех ступеней после текущей. Общий коэффициент полезной нагрузки составляет:

${\displaystyle \lambda =\prod _{i=1}^{n}\lambda _{i}}$

Где n — количество ступеней ракетной системы. Подобные ступени, дающие один и тот же коэффициент полезной нагрузки, упрощают это уравнение, однако это редко является идеальным решением для максимизации коэффициента полезной нагрузки, и требования к ΔV, возможно, придется распределять неравномерно, как это предложено в рекомендациях 1 и 2 выше. Двумя распространенными методами определения этого идеального разделения ΔV между этапами являются либо технический алгоритм, который генерирует аналитическое решение, которое может быть реализовано с помощью программы, либо простой метод проб и ошибок. ^[3] При использовании метода проб и ошибок лучше всего начинать с заключительного этапа, рассчитывая начальную массу, которая становится полезной нагрузкой для предыдущего этапа. Отсюда легко перейти к начальному этапу таким же образом, определив размеры всех ступеней ракетной системы.

Ограниченный

Ограниченная ступенчатость ракеты основана на упрощенном предположении, что каждая из ступеней ракетной системы имеет одинаковый удельный импульс, конструктивное соотношение и коэффициент полезной нагрузки, с той лишь разницей, что общая масса каждой увеличивающейся ступени меньше, чем у предыдущей ступени. . Хотя это предположение, возможно, не является идеальным подходом к созданию эффективной или оптимальной системы, оно значительно упрощает уравнения для определения скорости выгорания, времени выгорания, высоты выгорания и массы каждой ступени. Это позволит лучше подойти к концептуальному проектированию в ситуации, когда базовое понимание поведения системы предпочтительнее детального и точного проектирования. Одна важная концепция, которую следует понимать при ограничении ступеней ракеты, заключается в том, как на скорость выгорания влияет количество ступеней, разделяющих ракетную систему. Увеличение количества ступеней ракеты при сохранении постоянного удельного импульса, коэффициента полезной нагрузки и структурных коэффициентов всегда приведет к более высокой скорости выгорания, чем те же системы, которые используют меньшее количество ступеней. Однако закон убывающей отдачи очевиден в том, что каждое увеличение числа этапов дает меньшее улучшение скорости выгорания, чем предыдущее. Скорость выгорания постепенно приближается к асимптотическому значению по мере увеличения количества стадий до очень большого. ^[4] Помимо уменьшения отдачи от улучшения скорости выгорания, основная причина, по которой в реальных ракетах редко используется более трех ступеней, заключается в увеличении веса и сложности системы для каждой добавленной ступени, что в конечном итоге приводит к более высоким затратам на развертывание.

Горячая постановка

Горячая ступень - это тип ступени ракеты, при которой следующая ступень запускает двигатели до отделения, а не после. ^[5] Во время горячей ступени более ранняя ступень дросселирует свои двигатели. ^[5] Горячая ступень может снизить сложность разделения ступеней и дает небольшую дополнительную полезную нагрузку ускорителю. ^[5] Это также устраняет необходимость в двигателях с незаполненным запасом топлива , поскольку ускорение на почти отработанной ступени удерживает топливо на дне баков. Горячая ступень использовалась на российских ракетах советской эпохи, таких как «Союз» ^{[6] [7]} и «Протон-М» . ^[8] Ракета N1 была спроектирована для использования горячей ступени, однако ни один из испытательных полетов не длился достаточно долго, чтобы это произошло. Начиная с Титана II, в семействе ракет Титан использовалась горячая ступень. SpaceX модернизировала свою ракету Starship , чтобы использовать горячую ступень во втором полете, что сделало ее самой большой ракетой, когда-либо использовавшей это. ^[9]

Тандемный и параллельный сценический дизайн

Ракетная система, в которой реализована тандемная ступень, означает, что каждая отдельная ступень работает последовательно одна за другой. Ракета отрывается от предыдущей ступени, а затем начинает последовательно прожигать следующую ступень. С другой стороны, ракета, реализующая параллельную ступень, имеет две или более разных ступеней, которые активны одновременно. Например, у космического корабля «Шаттл» есть два твердотопливных ракетных ускорителя , которые горят одновременно. При запуске ускорители воспламеняются, а в конце этапа два ускорителя выбрасываются, а внешний топливный бак сохраняется для следующего этапа. ^[3] Большинство количественных подходов к проектированию характеристик ракетной системы ориентированы на тандемную постановку, но этот подход можно легко модифицировать, включив в нее параллельную постановку. Для начала следует четко определить различные ступени ракеты. Продолжая предыдущий пример, конец первой ступени, которую иногда называют «ступенью 0», можно определить как момент отделения боковых ускорителей от основной ракеты. Отсюда конечную массу первой ступени можно рассматривать как сумму пустой массы первой ступени, массы второй ступени (основной ракеты и оставшегося несгоревшего топлива) и массы полезной нагрузки. ^{[ оригинальное исследование? ]}

Верхние ступени

Высотные и космические верхние ступени предназначены для работы при небольшом атмосферном давлении или при его отсутствии. Это позволяет использовать камеры сгорания и форсунки двигателя с более низким давлением и оптимальной степенью вакуумного расширения . Некоторые верхние ступени, особенно те, которые используют гиперголическое топливо, такое как вторая ступень Delta-K или Ariane 5 ES , питаются под давлением , что устраняет необходимость в сложных турбонасосах . Другие верхние ступени, такие как Centaur или DCSS , используют двигатели с расширительным циклом на жидком водороде или двигатели с газогенераторным циклом, такие как HM7B на Ariane 5 ECA или J-2 на S-IVB . На эти этапы обычно возлагается задача завершения выведения на орбиту и ускорения полезной нагрузки на орбиты с более высокой энергией, такие как GTO , или для достижения космической скорости . Верхние ступени, такие как «Фрегат» , используемые в основном для доставки полезных грузов с низкой околоземной орбиты на ГТО или за ее пределы, иногда называют космическими буксирами . ^[10]

Сборка

Каждая отдельная ступень обычно собирается на производственной площадке и отправляется на стартовую площадку; Термин « сборка транспортного средства» относится к соединению всех ступеней ракеты и полезной нагрузки космического корабля в единую сборку, известную как космический корабль . Одноступенчатые ( суорбитальные ) и многоступенчатые аппараты меньшего размера обычно можно собирать непосредственно на стартовой площадке, поднимая ступень(и) и космический корабль вертикально на месте с помощью крана.

Как правило, это непрактично для более крупных космических аппаратов, которые собираются со стартовой площадки и перемещаются на стартовую площадку различными методами. Лунный десантный корабль НАСА «Аполлон / Сатурн-5» с экипажем на Луну и космический челнок были собраны вертикально на мобильных пусковых платформах с прикрепленными к ним пусковыми шлангокабелями в здании сборки транспортных средств , а затем специальный гусеничный транспортер переместил всю штабель транспортных средств на стартовую площадку в вертикальное положение. Напротив, такие транспортные средства, как российская ракета «Союз» и SpaceX Falcon 9 , собираются горизонтально в технологическом ангаре, транспортируются горизонтально, а затем доставляются на площадку вертикально.

Пассивация и космический мусор

Отработанные верхние ступени ракет-носителей являются значительным источником космического мусора, остающегося на орбите в нерабочем состоянии в течение многих лет после использования, а иногда и больших полей мусора, образующихся в результате распада одной верхней ступени на орбите. ^[11]

После 1990-х годов отработанные верхние ступени обычно пассивируются после завершения их использования в качестве ракеты-носителя, чтобы минимизировать риски, пока ступень остается заброшенной на орбите . ^[12] Пассивация означает удаление любых источников накопленной энергии, оставшихся на транспортном средстве, например, путем сброса топлива или разрядки аккумуляторов.

Многие ранние разгонные ступени как советской , так и американской космических программ не были пассивированы после завершения миссии. В ходе первоначальных попыток охарактеризовать проблему космического мусора стало очевидно, что значительная часть всего мусора образовалась из-за разрушения верхних ступеней ракет, особенно непассивированных двигательных установок верхних ступеней. ^[11]

История и развитие

Иллюстрация и описание Цзяо Юя и Лю Боуэна в китайском Хуолунцзин XIV века показывают самую старую из известных многоступенчатых ракет; это был « огненный дракон, выходящий из воды » (火龙出水, huƒ lóng chū shuǐ), который использовался в основном китайским флотом. ^{[13] [14]} Это была двухступенчатая ракета, у которой были ракеты-носители , которые в конечном итоге сгорали, но прежде чем они это сделали, они автоматически зажигали несколько ракетных стрел меньшего размера, которые вылетали из передней части ракеты, что было в форме головы дракона с открытой пастью. ^[14] Британский учёный и историк Джозеф Нидэм указывает, что письменный материал и изображенные иллюстрации этой ракеты происходят из древнейшего слоя Хуолунцзин , который можно датировать примерно 1300–1350 гг. н. э. (из книги ч. 1, глава 3, стр. 23). ^[14]

Еще одним примером ранней многоступенчатой ​​ракеты является Джухва (走火) корейской разработки. Он был предложен средневековым корейским инженером, ученым и изобретателем Чхве Мусеоном и разработан Бюро огнестрельного оружия (火㷁道監) в 14 веке. ^{[15] [16]} Ракета имела длину 15 см и 13 см; диаметр составил 2,2 см. К нему крепилась стрела длиной 110 см; Экспериментальные записи показывают, что первые результаты были на расстоянии около 200 метров. ^[17] Есть записи, свидетельствующие о том, что Корея продолжала развивать эту технологию, пока в 16 веке не начала производить Синджион , или «волшебные машинные стрелы». Самые ранние эксперименты с многоступенчатыми ракетами в Европе были проведены в 1551 году австрийцем Конрадом Хаасом (1509–1576), арсеналом города Германштадт , Трансильвания (ныне Сибиу/Германштадт, Румыния). Эта концепция была разработана независимо как минимум пятью людьми:

• Польско-литовский Казимирас Симонавичюс (1600–1651) ^{[18] [19] [20]}
• Россиянин Константин Циолковский (1857–1935)
• Американец Роберт Годдард (1882–1945)
• Герман Герман Оберт (1894–1989)
• Француз Луи Дамблан  [ фр ] (1889–1969)

Первыми высокоскоростными многоступенчатыми ракетами были ракеты RTV-G-4 Bumper, испытанные на полигоне Уайт-Сэндс, а затем на мысе Канаверал с 1948 по 1950 год. Они состояли из ракеты Фау-2 и ракеты- зонда WAC Corporal . Самая большая высота, когда-либо достигнутая, составила 393 км и была достигнута 24 февраля 1949 года в Уайт-Сэндс.

В 1947 году советский ракетный инженер и учёный Михаил Тихонравов разработал теорию параллельных ступеней, которую он назвал «пакетными ракетами». В его схеме три параллельные ступени запускались со старта , но все три двигателя заправлялись от двух крайних ступеней до тех пор, пока они не опустеют и их можно будет катапультировать. Это более эффективно, чем последовательное каскадирование, поскольку двигатель второй ступени никогда не остается просто мертвым грузом. В 1951 году советский инженер и ученый Дмитрий Охоцимский провел новаторское инженерное исследование общей последовательной и параллельной ступеней с перекачкой топлива между ступенями и без нее. В результате этого исследования возникла конструкция Р-7 «Семёрка» . Трио ракетных двигателей, используемых в первой ступени американских ракет-носителей «Атлас I» и «Атлас II» , расположенных в ряд, использовало параллельную ступень аналогичным образом: внешняя пара ракет-носителей существовала как сбрасываемая пара, которая после выключитесь, упадите с самой нижней конструкцией внешней юбки, оставив центральный маршевый двигатель завершить работу двигателя первой ступени в направлении апогея или орбиты.

События разлуки

Отделение каждой части многоступенчатой ​​ракеты вносит дополнительный риск в успех запуска. Уменьшение количества событий разделения приводит к снижению сложности . ^[21] События отделения происходят, когда ступени или навесные ускорители отделяются после использования, когда отделяется обтекатель полезной нагрузки перед выведением на орбиту или когда используется система аварийного спасения , которая отделяется после ранней фазы запуска. Для разделения ступеней ракеты обычно используются пиротехнические крепления или, в некоторых случаях, пневматические системы, как на Falcon 9 Full Thrust .

Двухступенчатый вывод на орбиту

Двухступенчатая ракета-носитель ( TSTO ) или двухступенчатая ракета- носитель — это космический корабль, в котором две отдельные ступени последовательно обеспечивают движение для достижения орбитальной скорости. Он занимает промежуточное положение между трехступенчатой ​​ракетой-носителем и гипотетической одноступенчатой ​​ракетой-носителем (SSTO). ^{[ нужна цитата ]}

Трехступенчатый выход на орбиту

Трехступенчатая система запуска на орбиту представляет собой широко используемую ракетную систему для выхода на околоземную орбиту. Космический корабль использует три отдельные ступени для последовательного обеспечения движения с целью достижения орбитальной скорости. Он занимает промежуточное положение между четырехступенчатой ​​и двухступенчатой ​​ракетой- носителем.

Примеры трехступенчатых систем вывода на орбиту

• Сатурн V ^[22]
• Авангард ^[23]
• Ариан 4 (дополнительные ускорители)
• Ариана 2
• Ариан 1 (четыре ступени)
• GSLV (три ступени и ускорители)
• PSLV (четыре этапа)
• Протон (опционально четвертая ступень)
• Длинный 5 марта (дополнительные бустеры и необязательный третий этап)
• ^{Длинный} марш 1 , ^{Длинный} марш ^1D
• Зенит-3СЛ
• Унха-3 ^{[ нужна ссылка ]}
• ^КСЛВ -2 « ^{Нури »}

Примеры двух ступеней с бустерами

Другие конструкции (фактически, большинство современных конструкций средней и большой грузоподъемности) не имеют всех трех ступеней, встроенных в основной блок, вместо этого имеются навесные ускорители для «ступени-0» с двумя основными ступенями. В этих конструкциях ускорители и первая ступень срабатывают одновременно, а не последовательно, обеспечивая дополнительную начальную тягу для поднятия полного веса пусковой установки и преодоления гравитационных потерь и атмосферного сопротивления. Ускорители сбрасываются через несколько минут после начала полета для уменьшения веса.

• Американский космический челнок — первая ступень SRB; Внешний бак + ССМЭ второй ступени; СУО по внутренним бакам третьей ступени;
• Ангара А5
• Ариан 5
• Атлас В 551 ^[24]
• Дельта II третья ступень)
• ^Дельта III ^{_ _}
• Дельта IV -Средний+ и -Тяжелый
• Сокол Хэви ^[25]
• Геосинхронная ракета-носитель спутника Mk III (Однако, как и Titan IIIC , GSLV MkIII запускается исключительно с помощью боковых ускорителей. Основное ядро ​​воспламеняется только через несколько минут полета, незадолго до того, как ускорители сбрасываются.)
• H-IIA , H-IIB ^{[ нужна ссылка ]}
• Союз
• Система космического запуска
• Титан IV
• Длинный марш 2E , ^{Длинный} марш 2F , ^{Длинный} марш ^3B

Четырехступенчатый выход на орбиту

Четырехступенчатая система запуска на орбиту представляет собой ракетную систему, используемую для выхода на околоземную орбиту. Космический корабль использует четыре отдельные ступени для последовательного движения с целью достижения орбитальной скорости. Она занимает промежуточное положение между пятиступенчатой ​​ракетой-носителем и трехступенчатой ​​ракетой-носителем , чаще всего используемой с твердотопливными стартовыми системами.

Примеры четырехступенчатых систем вывода на орбиту

• Ариана 1
• ПСЛВ
• Минотавр IV
• Протон (опционально четвертая ступень)
• Минотавр V (пять стадий)
• ASLV (пять этапов)

Примеры трёх ступеней с ускорителями

В других конструкциях нет всех четырех ступеней, встроенных в основной блок, вместо этого имеются накладные ускорители для «ступени-0» с тремя основными ступенями. В этих конструкциях ускорители и первая ступень срабатывают одновременно, а не последовательно, обеспечивая дополнительную начальную тягу для поднятия полного веса пусковой установки и преодоления гравитационных потерь и атмосферного сопротивления. Ускорители сбрасываются через несколько минут после начала полета для уменьшения веса.

• Длинный 5 марта (дополнительные бустеры и необязательный третий этап)

Внеземные ракеты

• NASA-ESA Mars Ascent Vehicle (MAV) (двухступенчатая ракета, запуск с Марса запланирован на 2028 год)

Смотрите также

• Многоступенчатая ракета
  • Трехступенчатый выход на орбиту
  • Двухступенчатый вывод на орбиту
  • Одноступенчатый на орбиту
• Адаптер
• Многоразовая пусковая система
• Космический буксир
• Апогей кик-мотор
• Конрад Хаас
• Модульная ракета
• Хуолончушуй

Рекомендации

1. «Краткая история ракет».
2. Бланко, Филип (2022). «Изучаем ракеты поэтапно». Физическое образование . 57 (4): 045035. Бибкод : 2022PhyEd..57d5035B. дои : 10.1088/1361-6552/ac6928. S2CID  249535749 . Проверено 17 июня 2022 г.
3. Кертис, Ховард. «Динамика ракетного транспорта». Орбитальная механика для студентов-инженеров . 2-е изд. Дейтона-Бич: Elsevier, 2010. Печать
4. [Нахджири, Навид, доктор философии, 2014. Представлено на лекции по астронавтике в Калполи]
5. Скибба, Рамин. «Вот что будет дальше со звездолетом SpaceX». Проводной . ISSN  1059-1028 . Проверено 25 ноября 2023 г.
6. Сесник, Тревор (04 февраля 2020 г.). «One Web 2 | Союз 2.1б/Фрегат-М». Каждый день космонавт . Проверено 27 ноября 2023 г.
7. «SpaceX достигает новых вех со вторым полетом звездолета» . Сверхскопление . Проверено 27 ноября 2023 г.
8. "Полет Протона-М продолжается запуском Ангосата-2 - NASASpaceFlight.com" . веб.архив.орг . 05.06.2023. Архивировано из оригинала 5 июня 2023 г. Проверено 25 ноября 2023 г.
9. «Звездный корабль SpaceX никогда не перестает работать с горячими постановками | NextBigFuture.com» . 24 июня 2023 г. Архивировано из оригинала 25 июня 2023 г. Проверено 22 ноября 2023 г.
10. "Фрегат". RussianSpaceWeb.com . Проверено 25 июля 2014 г.
11. Лофтус, Джозеф П. (1989). Орбитальные обломки развала верхней ступени. АААА. п. 227. ИСБН 9781600863769.
12. Джонсон, Николас (5 декабря 2011 г.). «Проблема космического мусора». аудиофайл, @1:03:05-1:06:20 . Космическое шоу. Архивировано из оригинала 27 января 2012 г. Проверено 8 декабря 2011 г.
13. "火龙出水（明）简介" .星辰在线. 26 декабря 2003 г. Архивировано из оригинала 3 марта 2009 года . Проверено 17 июля 2008 г.
14. Needham, Том 5, Часть 7, 510.
15. ko:주화 (무기)
16. ко:화통도감
17. "주화 (走火)" . 한국민족문화대백과. 25 сентября 1999 г. Проверено 18 апреля 2013 г.
18. Ульрих Вальтер (2008). Космонавтика . Вайли-ВЧ . п. 44. ИСБН 978-3-527-40685-2.
19. Бальчюнене, Ирма. «VIENO EKSPONATO PARODA: KNYGA «DIDYSIS ARTILERIJOS MENAS»!». www.etnokosmomuziejus.lt (на литовском языке). Литовский музей этнокосмологии . Архивировано из оригинала 5 февраля 2018 года . Проверено 5 февраля 2018 г.
20. Симонайтис, Ричардас. «Летувос кариуоменеи-95». aidas.lt . Проверено 5 февраля 2018 г.
21. «Сокол 1 - Надежность разделения ступеней» . СпейсИкс . Архивировано из оригинала 30 апреля 2013 года . Проверено 8 января 2011 г.
22. Шарп, Тим (октябрь 2018 г.). «Ракеты Сатурн-5 и космический корабль Аполлон». Space.com . Проверено 7 февраля 2021 г.
23. "Авангард". www.astronautix.com . Архивировано из оригинала 20 августа 2016 года . Проверено 7 февраля 2021 г.
24. «Руководство пользователя по услугам запуска Atlas V» (PDF) . Проверено 20 сентября 2021 г.
25. «Руководство пользователя Falcon» (PDF) . Проверено 20 сентября 2021 г.