Многоступенчатая ракета

Многоступенчатая ракета или ступенчатая ракета ^[1] — это ракета-носитель , которая использует две или более ступеней ракеты , каждая из которых содержит собственные двигатели и топливо . Тандемная или последовательная ступень устанавливается поверх другой ступени; параллельная ступень прикрепляется рядом с другой ступенью. Результатом фактически являются две или более ракет, сложенных друг на друга или прикрепленных рядом друг с другом. Двухступенчатые ракеты довольно распространены, но ракеты с пятью отдельными ступенями были успешно запущены.

Сбрасывая ступени, когда в них заканчивается топливо, масса оставшейся ракеты уменьшается. Каждая последующая ступень также может быть оптимизирована для ее конкретных условий эксплуатации, таких как пониженное атмосферное давление на больших высотах. Такое разделение на ступени позволяет тяге оставшихся ступеней легче разгонять ракету до ее конечной скорости и высоты.

В последовательных или тандемных схемах ступеней первая ступень находится внизу и обычно является самой большой, вторая ступень и последующие верхние ступени находятся над ней, обычно уменьшаясь в размере. В параллельных схемах ступеней для помощи в запуске используются твердотопливные или жидкостные ракетные ускорители . Иногда их называют «ступенью 0». В типичном случае двигатели первой ступени и ускорителя запускаются, чтобы поднять всю ракету вверх. Когда ускорители вырабатывают топливо, они отделяются от остальной части ракеты (обычно с помощью небольшого взрывного заряда или разрывных болтов ) и отваливаются. Затем первая ступень полностью сгорает и отваливается. Это оставляет меньшую ракету со второй ступенью внизу, которая затем срабатывает. Известный в ракетных кругах как ступенчатый , этот процесс повторяется до тех пор, пока не будет достигнута желаемая конечная скорость. В некоторых случаях при последовательном ступенчатых схемах верхняя ступень зажигается перед разделением — межступенчатое кольцо спроектировано с учетом этого, и тяга используется для того, чтобы помочь положительно разделить два аппарата.

Только многоступенчатые ракеты достигли орбитальной скорости . Проекты одноступенчатых ракет для вывода на орбиту разрабатываются, но пока не были продемонстрированы.

Производительность

Вторая ступень опускается на первую ступень ракеты «Сатурн-5» .

Многоступенчатые ракеты преодолевают ограничение, налагаемое законами физики на изменение скорости, достигаемое ступенью ракеты. Предел зависит от соотношения массы заправленного топлива к сухой массе и от эффективной скорости истечения газа из двигателя. Это соотношение задается классическим уравнением ракеты :

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

где:

\Дельта v\

— дельта-v транспортного средства (изменение скорости плюс потери из-за гравитации и сопротивления атмосферы);

m_{0}

— начальная общая (влажная) масса, равная конечной (сухой) массе плюс топливо ;

m_{f}

— конечная (сухая) масса после израсходования топлива;

v_{\text{e}}

эффективная скорость истечения (определяется топливом, конструкцией двигателя и состоянием дроссельной заслонки);

\ln

— это функция натурального логарифма .

Delta v, необходимая для достижения низкой околоземной орбиты (или требуемая скорость достаточно тяжелой суборбитальной полезной нагрузки), требует большего соотношения влажной и сухой массы, чем было достигнуто в одной ступени ракеты. Многоступенчатая ракета преодолевает этот предел, разделяя delta-v на доли. По мере того, как каждая нижняя ступень отваливается, а следующая ступень включается, остальная часть ракеты все еще движется около скорости выгорания. Сухая масса каждой нижней ступени включает топливо в верхних ступенях, а каждая последующая верхняя ступень уменьшает свою сухую массу, отбрасывая бесполезную сухую массу отработанных нижних ступеней. ^[2]

Еще одним преимуществом является то, что каждая ступень может использовать свой тип ракетного двигателя, каждый из которых настроен на свои особые условия эксплуатации. Таким образом, двигатели нижней ступени предназначены для использования при атмосферном давлении, в то время как верхние ступени могут использовать двигатели, подходящие для условий, близких к вакууму. Нижние ступени, как правило, требуют большей конструкции, чем верхние, поскольку им необходимо выдерживать собственный вес плюс вес ступеней, расположенных выше. Оптимизация конструкции каждой ступени снижает вес всего транспортного средства и обеспечивает дополнительные преимущества.

Преимущество ступенчатых ступеней достигается за счет подъемных двигателей нижних ступеней, которые еще не используются, а также за счет того, что вся ракета становится более сложной и трудной в сборке, чем одна ступень. Кроме того, каждое событие ступеней является возможной точкой неудачного запуска из-за отказа разделения, отказа зажигания или столкновения ступеней. Тем не менее, экономия настолько велика, что каждая ракета, когда-либо использовавшаяся для доставки полезной нагрузки на орбиту, имела ступенчатые ступени того или иного типа.

Одним из наиболее распространенных показателей эффективности ракеты является ее удельный импульс, который определяется как отношение тяги к расходу (в секунду) потребляемого топлива: ^[3]

I_{\mathrm {sp} }

\ {\frac {T}{{\frac {dm}{dt}}g_{\mathrm {0} }}}

При перестановке уравнения таким образом, чтобы тяга рассчитывалась как результат других факторов, имеем:

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

Эти уравнения показывают, что более высокий удельный импульс означает более эффективный ракетный двигатель, способный работать в течение более длительного времени. С точки зрения ступеней, начальные ступени ракеты обычно имеют более низкий удельный импульс, жертвуя эффективностью ради более высокой тяги, чтобы быстро вывести ракету на большую высоту. Более поздние ступени ракеты обычно имеют более высокий удельный импульс, поскольку транспортное средство находится дальше за пределами атмосферы, и выхлопным газам не нужно расширяться против такого большого атмосферного давления.

При выборе идеального ракетного двигателя для использования в качестве начальной ступени ракеты-носителя полезным показателем производительности является отношение тяги к массе, которое рассчитывается по формуле:

TWR={\frac {T}{мг_{\mathrm {0} }}}

Обычное отношение тяги к весу ракеты-носителя находится в диапазоне от 1,3 до 2,0. ^[3] Еще один показатель производительности, который следует учитывать при проектировании каждой ступени ракеты в миссии, — это время горения, которое представляет собой количество времени, в течение которого проработает ракетный двигатель, прежде чем он израсходует все свое топливо. Для большинства неконечных ступеней тягу и удельный импульс можно считать постоянными, что позволяет записать уравнение для времени горения в виде:

\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: $m_{\mathrm {0} }$ ${\ displaystyle m_ {\ mathrm {f} }}$

{\ 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} })}

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 полной скорости или времени выгорания для всей ракетной системы общая процедура выглядит следующим образом: ^[3]

Разделите расчеты задачи на столько ступеней, сколько в себя включает ракетная система.
Рассчитайте начальную и конечную массу для каждого отдельного этапа.
Рассчитайте скорость выгорания и сложите ее с начальной скоростью для каждой отдельной стадии. Предполагая, что каждая стадия происходит сразу после предыдущей, скорость выгорания становится начальной скоростью для следующей стадии.
Повторяйте предыдущие два шага до тех пор, пока не будут рассчитаны время выгорания и/или скорость для конечной стадии.

Время выгорания не определяет конец движения ступени ракеты, поскольку транспортное средство все еще будет иметь скорость, которая позволит ему двигаться вверх в течение короткого промежутка времени, пока ускорение гравитации планеты постепенно не изменит его на нисходящее направление. Скорость и высоту ракеты после выгорания можно легко смоделировать с помощью основных физических уравнений движения.

При сравнении одной ракеты с другой нецелесообразно напрямую сравнивать определенную черту ракеты с той же чертой другой, поскольку их индивидуальные атрибуты часто не являются независимыми друг от друга. По этой причине были разработаны безразмерные соотношения, позволяющие проводить более осмысленное сравнение между ракетами. Первое — это начальное и конечное отношение масс, которое представляет собой соотношение между полной начальной массой ступени ракеты и конечной массой ступени ракеты после того, как все ее топливо израсходовано. Уравнение для этого соотношения следующее:

\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] Вторая безразмерная величина производительности - это структурное отношение, которое является отношением между пустой массой ступени и объединенной пустой массой и массой топлива, как показано в этом уравнении: ^[4] $m_{\mathrm {E} }$ $m_{\mathrm {p} }$ $m_{\mathrm {PL} }$

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

Последней основной безразмерной величиной производительности является коэффициент полезной нагрузки, который представляет собой отношение массы полезной нагрузки к общей массе пустой ступени ракеты и топлива:

\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 на самом деле начальное и конечное отношение масс можно переписать через структурное отношение и отношение полезной нагрузки: ^[4]

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

Эти показатели производительности также можно использовать в качестве справочных данных относительно эффективности ракетной системы при выполнении оптимизаций и сравнении различных конфигураций для миссии.

Выбор и размер компонентов

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

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 путем деления массы топлива на его плотность. Помимо требуемого топлива, необходимо также определить массу самой конструкции ракеты, что требует учета массы требуемых двигателей, электроники, приборов, силового оборудования и т. д. ^[3] Это известные величины для типичного готового оборудования, которое следует учитывать на средних и поздних стадиях проектирования, но для предварительного и концептуального проектирования можно использовать более простой подход. Предполагая, что один двигатель для ступени ракеты обеспечивает весь общий импульс для этого конкретного сегмента, можно использовать массовую долю для определения массы системы. Масса оборудования перехода ступени, такого как инициаторы и устройства безопасности и ручного управления, очень мала по сравнению с ними и может считаться пренебрежимо малой.

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

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

Где — масса окислителя, а — масса топлива. Это соотношение компонентов смеси определяет не только размер каждого бака, но и удельный импульс ракеты. Определение идеального соотношения компонентов смеси — это баланс компромиссов между различными аспектами проектируемой ракеты, и может меняться в зависимости от типа используемой комбинации топлива и окислителя. Например, соотношение компонентов смеси двухкомпонентного топлива может быть скорректировано таким образом, что оно может не иметь оптимального удельного импульса, но приведет к топливным бакам одинакового размера. Это приведет к более простому и дешевому производству, упаковке, настройке и интеграции 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 с низкой плотностью, такое как водород. Этот пример можно решить, используя соотношение компонентов смеси, богатое окислителем, что снизит эффективность и удельный импульс, но будет соответствовать требованиям к меньшему объему бака. $m_{\mathrm {ox} }$ $m_{\mathrm {fuel} }$

Оптимальная постановка и ограниченная постановка

Оптимальный

Конечной целью оптимального распределения ступеней является максимизация коэффициента полезной нагрузки (см. коэффициенты в разделе «Производительность»), что означает, что наибольшее количество полезной нагрузки переносится до требуемой скорости выгорания с использованием наименьшего количества массы, не являющейся полезной нагрузкой, которая включает в себя все остальное. Эта цель предполагает, что стоимость запуска ракеты пропорциональна общей стартовой массе ракеты, что является эмпирическим правилом в ракетостроении. Вот несколько кратких правил и рекомендаций, которым нужно следовать, чтобы достичь оптимального распределения ступеней: ^[3]

Начальные этапы должны иметь более низкие значения , а более поздние/заключительные этапы должны иметь более высокие значения . $I_{sp}$ $I_{sp}$
Ступени с более низким значением должны вносить меньший вклад в ΔV. $I_{sp}$
Следующая стадия всегда меньше предыдущей.
Аналогичные ступени должны обеспечивать схожее значение ΔV.

Коэффициент полезной нагрузки может быть рассчитан для каждой отдельной ступени, и при последовательном умножении даст общий коэффициент полезной нагрузки всей системы. Важно отметить, что при расчете коэффициента полезной нагрузки для отдельных ступеней полезная нагрузка включает массу всех ступеней после текущей. Общий коэффициент полезной нагрузки равен:

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

Где n — количество ступеней, из которых состоит ракетная система. Аналогичные ступени, дающие одинаковое отношение полезной нагрузки, упрощают это уравнение, однако это редко бывает идеальным решением для максимизации отношения полезной нагрузки, и требования ΔV, возможно, придется разделить неравномерно, как предлагается в рекомендациях 1 и 2 выше. Два распространенных метода определения этого идеального распределения ΔV между ступенями — это либо технический алгоритм, который генерирует аналитическое решение, которое может быть реализовано программой, либо простой метод проб и ошибок. ^[3] Для подхода методом проб и ошибок лучше всего начать с последней ступени, рассчитав начальную массу, которая станет полезной нагрузкой для предыдущей ступени. Оттуда легко перейти к начальной ступени таким же образом, определяя размеры всех ступеней ракетной системы.

Ограниченный

Ограниченное ступенчатое ракетное управление основано на упрощенном предположении, что каждая из ступеней ракетной системы имеет одинаковый удельный импульс, структурное отношение и отношение полезной нагрузки, единственное отличие заключается в том, что общая масса каждой увеличивающейся ступени меньше, чем у предыдущей ступени. Хотя это предположение может быть не идеальным подходом к получению эффективной или оптимальной системы, оно значительно упрощает уравнения для определения скоростей выгорания, времени выгорания, высоты выгорания и массы каждой ступени. Это сделало бы лучший подход к концептуальному проектированию в ситуации, когда базовое понимание поведения системы предпочтительнее детального, точного проектирования. Одной важной концепцией, которую следует понимать при ограниченном ступенчатом управлении ракетным управлением, является то, как скорость выгорания зависит от количества ступеней, которые разделяют ракетную систему. Увеличение количества ступеней для ракеты при сохранении постоянного удельного импульса, отношения полезной нагрузки и структурного отношения всегда даст более высокую скорость выгорания, чем те же системы, которые используют меньше ступеней. Однако закон убывающей отдачи очевиден в том, что каждое увеличение числа ступеней дает меньшее улучшение скорости выгорания, чем предыдущее увеличение. Скорость выгорания постепенно сходится к асимптотическому значению по мере того, как число ступеней увеличивается до очень большого числа. ^[4] Помимо убывающей отдачи в улучшении скорости выгорания, основная причина, по которой реальные ракеты редко используют более трех ступеней, заключается в увеличении веса и сложности системы для каждой добавленной ступени, что в конечном итоге приводит к более высокой стоимости развертывания.

Горячая постановка

Горячая ступень — это тип ракетной ступени, при котором следующая ступень запускает свои двигатели до разделения, а не после. ^[5] Во время горячей ступени более ранняя ступень сбрасывает обороты своих двигателей. ^[5] Горячая ступень может снизить сложность разделения ступеней и дает небольшую дополнительную грузоподъемность ускорителю. ^[5] Это также устраняет необходимость в двигателях с незаполненным объемом , поскольку ускорение от почти отработанной ступени удерживает топливо на дне баков. Горячая ступень используется на советских российских ракетах, таких как Союз ^[6]^[7] и Протон-М . ^[8] Ракета N1 была разработана для использования горячей ступени, однако ни один из испытательных полетов не длился достаточно долго, чтобы это произошло. Начиная с Titan II, семейство ракет Titan использовало горячую ступень. SpaceX модернизировала свою ракету Starship для использования горячей ступени после ее первого полета , что сделало ее самой большой ракетой, когда-либо использовавшей это, а также первым многоразовым транспортным средством, использующим горячую ступень. ^[9]

Тандемное и параллельное расположение ступеней

Ракетная система, реализующая тандемное ступенчатое включение, означает, что каждая отдельная ступень запускается по порядку одна за другой. Ракета отрывается от предыдущей ступени, затем начинает сжигать следующую ступень последовательно. С другой стороны, ракета, реализующая параллельное ступенчатое включение, имеет две или более различных ступеней, которые активны одновременно. Например, у космического челнока есть два твердотопливных ракетных ускорителя , которые работают одновременно. После запуска ускорители зажигаются, а в конце ступени два ускорителя сбрасываются, а внешний топливный бак сохраняется для другой ступени. ^[3] Большинство количественных подходов к проектированию производительности ракетной системы сосредоточены на тандемном ступенчатом включении, но этот подход можно легко модифицировать, включив параллельное включение. Для начала следует четко определить различные ступени ракеты. Продолжая предыдущий пример, конец первой ступени, который иногда называют «ступенью 0», можно определить как момент, когда боковые ускорители отделяются от основной ракеты. Отсюда окончательную массу первой ступени можно считать суммой 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 спроектированы для работы с небольшим или отсутствующим атмосферным давлением. Это позволяет использовать камеры сгорания с более низким давлением и сопла двигателей с оптимальными коэффициентами расширения вакуума . Некоторые верхние ступени, особенно те, которые используют гиперголические топлива, такие как Delta-K или вторая ступень Ariane 5 ES , имеют подачу под давлением , что устраняет необходимость в сложных турбонасосах . Другие верхние ступени, такие как Centaur или DCSS , используют двигатели цикла расширения жидкого водорода или двигатели цикла газогенератора, такие как HM7B Ariane 5 ECA или J-2 S - IVB . Эти ступени обычно предназначены для завершения орбитального выведения и ускорения полезных грузов на более высокие энергетические орбиты, такие как GTO или до второй космической скорости . Верхние ступени, такие как Fregat , используемые в основном для доставки полезных грузов с низкой околоземной орбиты на GTO или дальше, иногда называются космическими буксирами . ^[10]

Сборка

Каждая отдельная ступень обычно собирается на своем производственном участке 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 транспортные средства ( суборбитальные ) и многоступенчатые транспортные средства на меньшем конце диапазона размеров обычно могут быть собраны непосредственно на стартовой площадке путем подъема ступени (ступеней) и космического корабля вертикально на место с помощью крана.

Это, как правило, непрактично для более крупных космических аппаратов, которые собираются вне площадки и перемещаются на место на стартовой площадке различными способами. Пилотируемый лунный посадочный аппарат NASA Apollo / Saturn V и Space Shuttle были собраны вертикально на мобильных пусковых платформах с прикрепленными башнями пускового шлангокабеля в здании сборки транспортных средств , а затем специальный гусеничный транспортер переместил весь штабель транспортных средств на стартовую площадку в вертикальном положении. Напротив, такие аппараты, как российская ракета «Союз» и SpaceX Falcon 9, собираются горизонтально в ангаре для обработки, транспортируются горизонтально, а затем устанавливаются вертикально на площадке.

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 большими полями мусора, образующимися в результате разрушения одной верхней ступени во время нахождения 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 ракете-носителе, например, путем слива топлива или разрядки батарей.

Многие ранние верхние ступени, как в советских , так и в американских космических программах, не были пассивированы после завершения миссии. Во время первоначальных попыток охарактеризовать проблему космического мусора стало очевидно, что значительная часть всего мусора была вызвана разрушением верхних ступеней ракет, в частности непассивированных двигателей верхних ступеней. ^[11]

История и развитие

Иллюстрация и описание в китайском Хуолунцзине XIV века , написанные Цзяо Юем и Лю Боуэном, показывают самую старую известную многоступенчатую ракету; это был « огненный дракон, выходящий из воды » (火龙出水, huǒ lóng chū shuǐ), который использовался в основном китайским флотом. ^[13]^[14] Это была двухступенчатая ракета с ракетами-носителями , которые в конечном итоге сгорали, но перед этим они автоматически зажигали несколько меньших ракетных стрел, которые выстреливались из передней части ракеты, которая имела форму головы дракона с открытой пастью. ^[14] Британский ученый и историк Джозеф Нидхэм указывает, что письменный материал и нарисованная иллюстрация этой ракеты происходят из самого старого слоя Хуолунцзина , который можно датировать примерно 1300–1350 гг. н. э. (из части 1 книги, главы 3, страницы 23). ^[14]

Другим примером ранней многоступенчатой ракеты является Juhwa (走火) корейской разработки. Она была предложена средневековым корейским инженером, ученым и изобретателем Чхве Мусоном и разработана Бюро огнестрельного оружия (火㷁道監) в 14 веке. ^[15]^[16] Ракета имела длину 15 см и 13 см; диаметр составлял 2,2 см. Она была прикреплена к стреле длиной 110 см; экспериментальные записи показывают, что первые результаты были около 200 м в радиусе действия. ^[17] Есть записи, которые показывают, что Корея продолжала развивать эту технологию, пока не пришла к производству Singijeon , или «магических машинных стрел» в 16 веке. Самые ранние эксперименты с многоступенчатыми ракетами в Европе были проведены в 1551 году австрийцем Конрадом Хаасом (1509–1576), мастером арсенала города Германштадт , Трансильвания (ныне Сибиу/Германштадт, Румыния). Эта концепция была разработана независимо по крайней мере 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 испытательном полигоне White Sands , а затем на мысе Канаверал с 1948 по 1950 год. Они состояли из ракеты V-2 и зондирующей ракеты WAC Corporal . Наибольшая высота, когда-либо достигнутая, составила 393 км и была достигнута 24 февраля 1949 года в White Sands.

В 1947 году советский ракетный инженер и ученый Михаил Тихонравов разработал теорию параллельных ступеней, которые он назвал «пакетными ракетами». В его схеме три параллельные ступени запускались с старта , но все три двигателя заправлялись топливом из внешних двух ступеней, пока они не опустеют и не смогут быть выброшены. Это более эффективно, чем последовательное ступенчатое функционирование, потому что двигатель второй ступени никогда не является просто мертвым грузом. В 1951 году советский инженер и ученый Дмитрий Охоцимский провел пионерское инженерное исследование общего последовательного и параллельного ступенчатого функционирования с перекачкой топлива между ступенями и без нее. Конструкция Р-7 «Семерка» возникла из этого исследования. Трио ракетных двигателей, используемых в первой ступени американских ракет-носителей Atlas I и Atlas II , расположенных в ряд, использовало параллельное разделение ступеней аналогичным образом: внешняя пара разгонных двигателей существовала как отделяемая пара, которая после выключения отделялась вместе с самой нижней внешней конструкцией юбки, оставляя центральный маршевый двигатель для завершения работы двигателя первой ступени по направлению к апогею или орбите.

События разлуки

Разделение каждой части многоступенчатой ракеты вносит дополнительный риск в успешность миссии запуска. Уменьшение количества событий разделения приводит к снижению сложности . ^[21] События разделения происходят, когда ступени или навесные ускорители разделяются после использования, когда обтекатель полезной нагрузки разделяется до вывода на орбиту или когда используется система аварийного спасения , которая разделяется после ранней фазы запуска. Пиротехнические крепления или в некоторых случаях пневматические системы, как на Falcon 9 Full Thrust , обычно используются для разделения ступеней ракеты.

Двухступенчатый-на-орбиту

Двухступенчатая орбитальная ( TSTO ) или двухступенчатая ракета- носитель — это космический аппарат, в котором две отдельные ступени обеспечивают последовательное движение для достижения орбитальной скорости. Она занимает промежуточное положение между трехступенчатой орбитальной пусковой установкой и гипотетической одноступенчатой орбитальной пусковой установкой (SSTO). ^{[ необходима цитата ]}

Трехступенчатый-на-орбиту

Система запуска трехступенчатых ракет-носителей на орбиту — это широко используемая ракетная система для достижения околоземной орбиты. Космический корабль использует три отдельные ступени для последовательного обеспечения движения с целью достижения орбитальной скорости. Она занимает промежуточное положение между четырехступенчатыми ракетами- носителями на орбиту и двухступенчатыми ракетами- носителями на орбиту.

Примеры трехступенчатых систем вывода на орбиту

Сатурн V ^[22]
Авангард ^[23]
Ariane 4 (опциональные ускорители)
Ариан 2
Ариан 1 (четыре ступени)
GSLV (три ступени и ускорители)
PSLV (четыре этапа)
Протон (дополнительная четвертая ступень)
Long March 5 (опционально ускорители и дополнительная третья ступень)
Великий поход 1 , Великий поход 1D ^{[ требуется ссылка ]}
Зенит-3SL
Unha-3 ^{[ необходима ссылка ]}
KSLV-2 "Нури" ^{[ необходима цитата ]}

Примеры двух ступеней с ускорителями

Другие конструкции (фактически, большинство современных конструкций средней и большой грузоподъемности) не имеют все три ступени в ряд на основном стеке, вместо этого имея навесные ускорители для «ступени-0» с двумя основными ступенями. В этих конструкциях ускорители и первая ступень запускаются одновременно, а не последовательно, обеспечивая дополнительную начальную тягу для подъема полного веса пусковой установки и преодоления потерь гравитации и сопротивления атмосферы. Ускорители сбрасываются через несколько минут полета для уменьшения веса.

Американский космический челнок — первая ступень SRB; внешний бак + SSME вторая ступень; OMS на внутренних баках третья ступень;
Ангара А5
Ариан 5
Атлас V 551 ^[24]
Дельта II третья ступень)
Дельта III ^{[ требуется ссылка ]}
Delta IV - Средний+ и - Тяжелый
Сокол Тяжелый ^[25]
Геостационарная ракета-носитель Mk III (Однако, как и Titan IIIC , GSLV MkIII запускается исключительно с помощью боковых ускорителей. Основной сердечник зажигается только через несколько минут после начала полета, незадолго до того, как ускорители сбрасываются.)
H-IIA , H-IIB ^{[ требуется ссылка ]}
Союз
Космическая система запуска
Титан IV
Великий поход 2E , Великий поход 2F , Великий поход 3B ^{[ требуется ссылка ]}

Четырехступенчатый-на-орбиту

Четырехступенчатая система вывода на орбиту — это ракетная система, используемая для достижения околоземной орбиты. Космический корабль использует четыре отдельные ступени для последовательного обеспечения движения с целью достижения орбитальной скорости. Она занимает промежуточное положение между пятиступенчатой и трехступенчатой системами вывода на орбиту , чаще всего используемыми с твердотопливными системами вывода.

Примеры четырехступенчатых систем вывода на орбиту[ необходима ссылка ]

Ариан 1
ПСЛВ
Минотавр IV
Протон (дополнительная четвертая ступень)
Минотавр V (пять стадий)
ASLV (пять этапов)

Примеры трех ступеней с ускорителями[ необходима ссылка ]

В других конструкциях все четыре ступени не располагаются в ряд на основном стеке, а вместо этого используются навесные ускорители для «ступени-0» с тремя основными ступенями. В этих конструкциях ускорители и первая ступень запускаются одновременно, а не последовательно, обеспечивая дополнительную начальную тягу для подъема полного веса пусковой установки и преодоления гравитационных потерь и атмосферного сопротивления. Ускорители сбрасываются через несколько минут полета для снижения веса.

Long March 5 (опционально ускорители и дополнительная третья ступень)

Внеземные ракеты

Марсианский восходящий аппарат NASA-ESA (MAV) (двухступенчатая ракета, запуск с Марса запланирован на 2028 год)

Смотрите также

Ссылки

^ "Краткая история ракет". Архивировано из оригинала 2019-12-20 . Получено 04.05.2021 .
^ Бланко, Филипп (2022). «Изучение ракет, поэтапно». Физическое образование . 57 (4): 045035. Bibcode : 2022PhyEd..57d5035B. doi : 10.1088/1361-6552/ac6928. S2CID 249535749. Получено 17 июня 2022 г.
^ abcdefghij Кертис, Ховард. "Динамика ракетных транспортных средств". Орбитальная механика для студентов-инженеров . 2-е изд. Дейтона-Бич: Elsevier, 2010. Печать
^ abcd [Nakhjiri, Navid, Ph.D., 2014. Представлено на лекции по астронавтике в Calpoly]
^ abc Skibba, Ramin. "Вот что ждет SpaceX's Starship дальше". Wired . ISSN 1059-1028. Архивировано из оригинала 25.11.2023 . Получено 25.11.2023 .
^ Sesnic, Trevor (2020-02-04). "One Web 2 | Soyuz 2.1b/Fregat-M". Everyday Astronaut . Архивировано из оригинала 2023-12-01 . Получено 2023-11-27 .
^ "SpaceX достигает новых вех со вторым полетом Starship". Supercluster . Архивировано из оригинала 2023-11-28 . Получено 2023-11-27 .
^ "Продолжение полета Протона-М с запуском Angosat-2 - NASASpaceFlight.com". 2023-06-05. Архивировано из оригинала 2023-06-05 . Получено 2023-11-25 .
^ "SpaceX Starship Never Stops Thrusting With Hot Staging | NextBigFuture.com". 2023-06-24. Архивировано из оригинала 2023-06-25 . Получено 2023-11-22 .
^ "Фрегат". RussianSpaceWeb.com . Архивировано из оригинала 19 июня 2014 . Получено 25 июля 2014 .
^ ab Лофтус, Джозеф П. (1989). Орбитальный мусор от разрушения верхней ступени. AIAA. стр. 227. ISBN 9781600863769. Архивировано из оригинала 2024-02-24 . Получено 2020-05-10 .
^ Джонсон, Николас (2011-12-05). "Проблемы космического мусора". аудиофайл, @1:03:05-1:06:20 . Космическое шоу. Архивировано из оригинала 2012-01-27 . Получено 2011-12-08 .
^ "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.
^ abc Needham, Том 5, Часть 7, 510.
^ ko:주화 (무기)
^ ko:화통도감
^ "주화 (走火)" . 한국민족문화대백과. 25 сентября 1999 г. Архивировано из оригинала 24 февраля 2024 г. Проверено 18 апреля 2013 г.
^ Ульрих Вальтер (2008). Астронавтика . Wiley-VCH . стр. 44. ISBN 978-3-527-40685-2.
^ 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.
^ Симонайтис, Ричардас. «Летувос кариуоменеи-95». aidas.lt . Архивировано из оригинала 5 февраля 2018 г. Проверено 5 февраля 2018 г.
^ "Falcon 1 – Stage Separation Reliability". SpaceX . Архивировано из оригинала 30 апреля 2013 года . Получено 8 января 2011 года .
↑ Sharp, Tim (октябрь 2018 г.). «Ракеты Saturn V и космические корабли Apollo». Space.com . Архивировано из оригинала 2022-02-11 . Получено 2021-02-07 .
^ "Vanguard". www.astronautix.com . Архивировано из оригинала 20 августа 2016 г. Получено 2021-02-07 .
^ "Atlas V Launch Services User's Guide" (PDF) . Архивировано (PDF) из оригинала 14 декабря 2020 г. . Получено 20 сентября 2021 г. .
^ "Falcon User's Guide" (PDF) . Архивировано (PDF) из оригинала 22 августа 2021 г. . Получено 20 сентября 2021 г. .