Tek aşamadan yörüngeye - Single-stage-to-orbit

VentureStar önerilen bir CSTO olduğu spaceplane .

Bir tek kademeli-yörünge-için (ya da CSTO ) araç ulaştığında yörüngede sadece sevk maddeleri ve sıvı kullanarak bir gövde yüzeyinden ve harcadığı tankları, motorlar veya diğer büyük donanım olmadan. Terim genellikle, ancak bununla sınırlı olmamak üzere, yeniden kullanılabilir araçlara atıfta bulunur . Bugüne kadar, Dünya'dan fırlatılan hiçbir SSTO fırlatma aracı hiç uçurulmadı; Dünya'dan yörüngesel fırlatmalar ya tamamen ya da kısmen harcanabilir çok aşamalı roketler tarafından gerçekleştirilmiştir .

SSTO konseptinin öngörülen ana avantajı, harcanabilir fırlatma sistemlerinde bulunan donanım değişiminin ortadan kaldırılmasıdır. Ancak, yeniden kullanılabilir SSTO sistemlerinin tasarımı, geliştirmesi, araştırması ve mühendisliği (DDR&E) ile ilişkili yinelenmeyen maliyetler, bu teknik sorunların gerçekten çözülebileceği varsayıldığında, SSTO'nun önemli teknik zorlukları nedeniyle, harcanabilir sistemlerden çok daha yüksektir. SSTO araçları ayrıca önemli ölçüde daha yüksek derecede düzenli bakım gerektirebilir.

Dünya'dan tek aşamalı bir yörüngeye kimyasal yakıtlı bir uzay aracı fırlatmanın marjinal olarak mümkün olduğu düşünülmektedir . Dünya'dan SSTO'yu karmaşıklaştıran başlıca faktörler şunlardır: saniyede 7.400 metrenin üzerinde yüksek yörünge hızı (27.000 km/sa; 17.000 mph); özellikle uçuşun ilk aşamalarında Dünya'nın yerçekiminin üstesinden gelme ihtiyacı; ve uçuşun ilk aşamalarında hızı sınırlayan ve motor performansını etkileyen Dünya atmosferi içinde uçuş.

21. yüzyılda roket teknolojisindeki ilerlemeler, bir kilogram faydalı yükü ya düşük Dünya yörüngesine ya da Uluslararası Uzay İstasyonuna fırlatma maliyetinde önemli bir düşüşe neden oldu ve SSTO konseptinin ana öngörülen avantajını azalttı.

Dikkate değer tek aşamalı yörünge konseptleri arasında , düşük irtifada atmosferden gelen oksijeni kullanabilen hibrit çevrimli SABER motorunu kullanan ve ardından yüksek irtifada kapalı çevrim roket motoruna geçtikten sonra gemide sıvı oksijen kullanan Skylon yer alıyor . McDonnell Douglas DC-X , Uzay Mekiği'nin yerini alması amaçlanan Lockheed Martin X-33 ve VentureStar ve yörüngeye çıkabilen bir helikopter olan Roton SSTO . Bununla birlikte, bazı umutlar vermesine rağmen, yeterince verimli bir tahrik sistemi bulma ve durdurulan geliştirme sorunları nedeniyle hiçbiri henüz yörüngeye ulaşmaya yaklaşamadı.

-İçin-yörünge tek aşama, Ay ve Mars gibi daha zayıf çekim alanları ve yeryüzünde daha atmosferik basıncı düşürmek dünya dışı organlar üzerinde elde etmek için çok daha kolay olduğu ve aşağıdakiler arasından elde edilmiştir Ay tarafından Apollo programı 'nin Ay modülü , Sovyet Luna programının birkaç robotik uzay aracı ve Çin'in Chang'e 5 tarafından .

Tarih

Erken kavramlar

ROMBUS konsept sanatı

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

En eski SSTO konseptlerinden biri , Douglas Aircraft Company için bir mühendis olan Philip Bono tarafından önerilen harcanabilir Tek aşamalı Orbital Uzay Kamyonu (OOST) idi . ROOST adlı yeniden kullanılabilir bir sürüm de önerildi.

Bir başka erken SSTO konsepti, 1960'ların başında Krafft Arnold Ehricke tarafından önerilen NEXUS adlı yeniden kullanılabilir bir fırlatma aracıydı . 50 metrenin üzerinde bir çapa ve 2000 kısa tonu Dünya yörüngesine kaldırma kabiliyetine sahip, şimdiye kadar kavramsallaştırılmış en büyük uzay araçlarından biriydi ve misyonlar için Mars gibi güneş sistemindeki yerleri daha da ileriye taşıdı .

Kuzey Amerika Hava Artırılmış VTOVL 1963 atmosfere seyahat ederken sıvı oksijen büyük miktarda ihtiyacını ortadan kaldırarak, aracın havalanış kütlesini azaltmak için kullanılan ramjete sahip olan bir şekilde büyük gemi idi.

1965'ten itibaren Robert Salkeld, çeşitli tek aşamalı yörünge kanatlı uzay uçağı kavramlarını araştırdı . Atmosferdeyken hidrokarbon yakıtı yakacak ve daha sonra uzayda verimliliği artırmak için hidrojen yakıtına geçecek bir araç önerdi .

Bono'nun erken dönem kavramlarının (1990'lardan önce) hiçbir zaman oluşturulmamış diğer örnekleri şunlardır:

• ROMBUS (Yeniden Kullanılabilir Yörünge Modülü, Güçlendirici ve Hizmet Mekiği), Philip Bono'dan başka bir tasarım. Bu, ilk hidrojen tanklarından bazılarını düşürdüğü için teknik olarak tek bir aşama değildi, ancak çok yaklaştı.
• Ithacus, askerleri ve askeri teçhizatı bir alt yörünge yörüngesi yoluyla diğer kıtalara taşımak için tasarlanmış, uyarlanmış bir ROMBUS konsepti.
• Pegasus, yolcuları ve faydalı yükleri kısa sürede uzay yoluyla uzun mesafelere taşımak için tasarlanmış, uyarlanmış bir başka ROMBUS konseptidir.
• Douglas SASSTO , 1967 fırlatma aracı konsepti.
• Hyperion, havaya kaldırılması gereken yakıt miktarından tasarruf etmek için kalkıştan önce hız oluşturmak için bir kızak kullanan bir başka Philip Bono konsepti.

Star-tırmık : 1979'da Rockwell International , 100 tonluk yük taşıma kapasiteli, çok döngülü hava solunumlu ramjet/ kriyojenik roket motoru , yatay kalkış/yatay iniş Star- Raker adlı , ağır Uzay fırlatmak için tasarlanmış bir konsept açıkladı. güneş enerjisi uydularını 300 deniz mili Dünya yörüngesine yerleştirdi. Star-raker'da 3 adet LOX/LH2 roket motoru ( SSME'ye dayalı olarak ) + 10 adet turboramjet olacaktı.

1985 civarında NASP projesi, yörüngeye bir scramjet aracı fırlatmayı amaçlıyordu, ancak finansman durduruldu ve proje iptal edildi. Aynı zamanda, HOTOL önceden soğutulmuş jet motoru teknolojisini kullanmaya çalıştı , ancak roket teknolojisine göre önemli avantajlar gösteremedi.

DC-X teknolojisi

DC-X'in ilk uçuşu

Delta Clipper Experimental'in kısaltması olan DC-X, önerilen bir SSTO için mürettebatsız üçte bir ölçekli dikey kalkış ve iniş göstericisiydi. Şimdiye kadar yapılmış birkaç prototip SSTO aracından biridir. DC-X2 (yarım ölçekli bir prototip) ve yörüngeye tek aşamalı yerleştirme yeteneğine sahip tam ölçekli bir araç olan DC-Y dahil olmak üzere birkaç başka prototip de tasarlandı. Bunların hiçbiri inşa edilmedi, ancak proje 1995'te NASA tarafından devralındı ve yükseltilmiş üçte bir ölçekli prototip olan DC-XA'yı inşa ettiler. Bu araç, dört iniş alanından sadece üçü açıkken indiğinde kayboldu, bu da yan devrilmesine ve patlamasına neden oldu. O zamandan beri projeye devam edilmedi.

Roton

1999'dan 2001'e kadar Rotary Rocket, Roton adında bir SSTO aracı inşa etmeye çalıştı. Büyük miktarda medyanın ilgisini çekti ve çalışan bir alt ölçekli prototip tamamlandı, ancak tasarım büyük ölçüde pratik değildi.

Yaklaşımlar

SSTO'ya, dikey olarak fırlatılan ve inen saf roketler, yatay olarak fırlatılan ve inen hava soluyan scramjet ile çalışan araçlar, nükleer enerjili araçlar ve hatta yörüngeye uçabilen jet motorlu araçlar dahil olmak üzere çeşitli yaklaşımlar olmuştur. ve tamamen bozulmamış bir uçak gibi inişe geri dönün.

Roketle çalışan SSTO için asıl zorluk, yörüngeye ulaşmak için yeterli itici gazı taşımak için yeterince yüksek bir kütle oranı artı anlamlı bir yük ağırlığı elde etmektir . Bir olasılık, Quicklaunch projesinde planlandığı gibi rokete bir uzay tabancası ile başlangıç ​​hızı vermektir .

Hava soluyan SSTO için ana zorluk, sistem karmaşıklığı ve ilgili araştırma ve geliştirme maliyetleri, malzeme bilimi ve atmosfer içinde sürekli yüksek hızlı uçuşta hayatta kalmak için gerekli olan yapım teknikleri ve yeterli itici gazı taşımak için yeterince yüksek bir kütle oranına ulaşmaktır. yörüngeye ve ayrıca anlamlı bir yük ağırlığına ulaşın. Hava soluyan tasarımlar tipik olarak süpersonik veya hipersonik hızlarda uçar ve genellikle yörünge için son yanma için bir roket motoru içerir.

Roketle çalışan veya hava soluyan, yeniden kullanılabilir bir araç, aşırı ağırlık veya bakım eklemeden uzaya birden fazla gidiş-dönüş yolculuğunda hayatta kalabilecek kadar sağlam olmalıdır. Ek olarak, yeniden kullanılabilir bir araç hasar görmeden tekrar girebilmeli ve güvenli bir şekilde inebilmelidir.

Tek aşamalı roketlerin bir zamanlar ulaşılmaz olduğu düşünülürken, malzeme teknolojisindeki ve yapım tekniklerindeki gelişmeler, bunların mümkün olduğunu göstermiştir. Örneğin, hesaplamalar , kendi başına başlatılan Titan II'nin ilk aşamasının, 25'e 1 yakıt / araç donanımı oranına sahip olacağını gösteriyor. Yörüngeye ulaşmak için yeterince verimli bir motora sahiptir, ancak fazla yük taşımamaktadır.

Yoğun ve hidrojen yakıtları

Hidrojen yakıtı , SSTO araçları için bariz yakıt gibi görünebilir. Oksijenle yakıldığında , hidrojen, yaygın olarak kullanılan herhangi bir yakıtın en yüksek özgül dürtüsünü verir : gazyağı için 350 saniyeye kadar olan süre ile karşılaştırıldığında, yaklaşık 450 saniye .

Hidrojen aşağıdaki avantajlara sahiptir:

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

Bununla birlikte, hidrojenin şu dezavantajları da vardır:

• Çok düşük yoğunluk ( gazyağı yoğunluğunun yaklaşık 1 ⁄ 7'si ) - çok büyük bir tank gerektirir
• Derinlemesine kriyojenik – çok düşük sıcaklıklarda saklanmalıdır ve bu nedenle ağır yalıtım gerektirir
• En küçük boşluktan çok kolay kaçar
• Geniş yanıcılık aralığı – kolayca tutuşur ve tehlikeli şekilde görünmez bir alevle yanar
• Alev alma sorunlarına neden olabilecek oksijeni yoğunlaştırma eğilimindedir.
• Küçük ısı sızıntıları için bile büyük bir genleşme katsayısına sahiptir .

Bu sorunlar ele alınabilir, ancak ek ücret karşılığında.

Gazyağı tankları içeriklerinin %1'i kadar olabilirken, hidrojen tankları genellikle içeriklerinin %10'u kadar olmalıdır. Bunun nedeni, hem düşük yoğunluk hem de kaynamayı en aza indirmek için gereken ek yalıtımdır (gazyağı ve diğer birçok yakıtta oluşmayan bir sorun). Düşük hidrojen yoğunluğu, aracın geri kalanının tasarımını da etkiler: yakıtı motora pompalamak için pompaların ve boruların çok daha büyük olması gerekir. Nihai sonuç, hidrojen yakıtlı motorların itme/ağırlık oranının, daha yoğun yakıtlar kullanan karşılaştırılabilir motorlardan %30-50 daha düşük olmasıdır.

Bu verimsizlik gravite kayıplarını da dolaylı olarak etkiler ; araç yörüngeye ulaşana kadar roket gücünü elinde tutmak zorundadır. Daha düşük itme/ağırlık oranı nedeniyle hidrojen motorlarının daha düşük aşırı itme kuvveti, aracın daha dik bir şekilde yükselmesi gerektiği ve dolayısıyla daha az itme kuvvetinin yatay olarak etki ettiği anlamına gelir. Daha az yatay itme, yörüngeye ulaşmanın daha uzun sürmesine neden olur ve yerçekimi kayıpları saniyede en az 300 metre (1.100 km/sa; 670 mph) artar. Büyük görünmese de, delta-v eğrisine kütle oranı, yörüngeye tek bir aşamada ulaşmak için çok diktir ve bu, tank ve pompa tasarrufu üzerindeki kütle oranında %10'luk bir fark yaratır.

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

1960'larda Philip Bono , tek aşamalı, VTVL üç yakıtlı roketleri araştırdı ve faydalı yük boyutunu yaklaşık %30 oranında artırabileceğini gösterdi.

DC-X deneysel roketiyle ilgili operasyonel deneyim, bir dizi SSTO savunucusunun hidrojeni tatmin edici bir yakıt olarak yeniden düşünmesine neden oldu. Rahmetli Max Hunter, DC-X'te hidrojen yakıtı kullanırken, genellikle ilk başarılı yörüngesel SSTO'nun propan tarafından yakıtlandırılacağını düşündüğünü söyledi.

Tüm rakımlar için tek motor

Bazı SSTO konseptleri, tüm rakımlar için aynı motoru kullanır; bu, çan şeklinde bir ağızlığa sahip geleneksel motorlar için bir sorundur . Atmosfer basıncına bağlı olarak, farklı çan şekilleri en uygunudur. Alt atmosferde çalışan motorlar, vakumda çalışmak üzere tasarlanmış motorlardan daha kısa çanlara sahiptir. Yalnızca tek bir yükseklikte optimal olan bir zile sahip olmak, genel motor verimliliğini düşürür.

Olası bir çözüm , çok çeşitli ortam basınçlarında etkili olabilen bir aerospike motor kullanmak olabilir. Aslında, X-33 tasarımında lineer bir aerospike motoru kullanılacaktı .

Diğer çözümler, birden fazla motor kullanmayı ve çift ​​mu çan veya genişletilebilir çan bölümleri gibi diğer irtifa uyarlama tasarımlarını içerir .

Yine de, çok yüksek irtifalarda, aşırı büyük motor çanları, egzoz gazlarını neredeyse vakum basınçlarına kadar genişletme eğilimindedir. Sonuç olarak, bu motor zilleri, aşırı ağırlıkları nedeniyle verimsizdir. Bazı SSTO konseptleri, zemin seviyesinden yüksek oranların kullanılmasına izin veren çok yüksek basınçlı motorlar kullanır. Bu, daha karmaşık çözümlere olan ihtiyacı ortadan kaldırarak iyi bir performans sağlar.

Hava soluma SSTO

Skylon uzay uçağı

SSTO için bazı tasarımlar , aracın kalkış ağırlığını azaltmak için atmosferden oksitleyici ve reaksiyon kütlesi toplayan hava soluyan jet motorları kullanmaya çalışır .

Bu yaklaşımla ilgili sorunlardan bazıları şunlardır:

• Bilinen hiçbir hava soluma motoru atmosfer içinde yörünge hızında çalışma yeteneğine sahip değildir (örneğin hidrojen yakıtlı scramjetlerin en yüksek hızı yaklaşık Mach 17 gibi görünmektedir). Bu, son yörünge yerleştirme için roketlerin kullanılması gerektiği anlamına gelir.
• Roket itişi, itici ağırlığını en aza indirmek için yörünge kütlesinin mümkün olduğunca küçük olmasını gerektirir.
• Oksitleyici yakıt deposu, taşıdığı oksitleyici olarak kütlenin yaklaşık %1'ine sahip olduğundan, hava soluyan motorların geleneksel olarak zayıf bir hava soluma yükselişi sırasında nispeten sabit olan itme/ağırlık oranı.
• Atmosferdeki çok yüksek hızlar, yörüngeye ulaşmayı daha da zorlaştıran çok ağır termal koruma sistemleri gerektirir.
• Daha düşük hızlardayken, hava soluyan motorlar çok verimlidir, ancak hava soluyan jet motorlarının verimliliği ( Isp ) ve itme seviyeleri yüksek hızda önemli ölçüde düşer (motora bağlı olarak Mach 5-10'un üzerinde) ve motorun hızına yaklaşmaya başlar. roket motorları veya daha kötüsü.
• Sürükleme oranlara Asansör hipersonik hızlarda araç ancak yüksek g roket araçların sürükleme oranları etkili asansör, fakir farklı değil .

Bu nedenle, örneğin scramjet tasarımlarında (örneğin X-43 ) kütle bütçeleri yörüngesel fırlatma için kapanmıyor gibi görünüyor.

Benzer sorunlar, geleneksel jet motorlarını yörüngeye taşımaya çalışan tek kademeli araçlarda meydana gelir - jet motorlarının ağırlığı, itici gazdaki azalma ile yeterince telafi edilmez.

Öte yandan, oldukça düşük hızlarda (Mach 5.5) roket itişine geçiş yapan Skylon uzay uçağı (ve ATREX ) gibi LACE benzeri önceden soğutulmuş hava soluma tasarımları , en azından kağıt üzerinde, saf olana göre geliştirilmiş bir yörünge kütle oranı veriyor gibi görünüyor. roketler (hatta çok aşamalı roketler), daha iyi yük oranı ile tam yeniden kullanılabilirlik olasılığını ortadan kaldıracak kadar.

Kütle fraksiyonunun roket mühendisliğinde önemli bir kavram olduğuna dikkat etmek önemlidir. Bununla birlikte, yakıt maliyetleri bir bütün olarak mühendislik programının maliyetleriyle karşılaştırıldığında çok küçük olduğundan, kütle oranının bir roketin maliyetiyle çok az ilgisi olabilir. Sonuç olarak, düşük kütle oranına sahip ucuz bir roket, belirli bir miktar parayla yörüngeye daha karmaşık, daha verimli bir roketten daha fazla yük taşıyabilir.

Başlatma yardımları

Birçok araç yalnızca dar bir yörüngededir, bu nedenle pratik olarak nispeten küçük bir delta-v artışı sağlayan herhangi bir şey yardımcı olabilir ve bu nedenle bir araç için dışarıdan yardım istenir.

Önerilen başlatma yardımları şunları içerir:

• kızak fırlatma (ray, Bantam, MagLifter ve StarTram dahil olmak üzere maglev , vb.)
• hava fırlatma veya uçak çekici
• uçuşta yakıt ikmali
• Lofstrom fırlatma döngüsü / uzay fıskiyeleri

Ve yörüngedeki kaynaklar gibi:

• uzay ipi
• römorkörler

nükleer tahrik

Kalkanlama gibi ağırlık sorunları nedeniyle, birçok nükleer tahrik sistemi kendi ağırlığını kaldıramaz ve bu nedenle yörüngeye fırlatmak için uygun değildir. Bununla birlikte, Orion projesi ve bazı nükleer termal tasarımlar gibi bazı tasarımlar , 1'in üzerinde bir itme/ağırlık oranına sahiptir ve bu da onların kalkmasını sağlar. Açıkça, nükleer tahrik ile ilgili ana sorunlardan biri, hem yolcular için bir kalkış sırasında hem de kalkış sırasında bir arıza durumunda güvenlik olacaktır. Mevcut hiçbir program Dünya yüzeyinden nükleer tahrik girişiminde bulunmuyor.

Kirişle çalışan tahrik

Kimyasal yakıtın izin verdiği potansiyel enerjiden daha enerjik olabildikleri için, bazı lazer veya mikrodalga destekli roket konseptleri, araçları tek aşamalı yörüngeye fırlatma potansiyeline sahiptir. Pratikte bu alan mevcut teknoloji ile mümkün değildir.

SSTO'nun doğasında bulunan tasarım zorlukları

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

Benzer teknolojileri (yani, aynı itici gazları ve yapısal kısmı) kullanan iki aşamalı bir yörünge aracı, aynı görev için tasarlanmış tek bir aşamadan her zaman daha iyi bir yük-ağırlık oranına sahip olacaktır, çoğu durumda, çok çok daha iyi [yük-ağırlık oranı]. Yalnızca yapısal faktör sıfıra yaklaştığında [çok az araç yapısı ağırlığı] tek aşamalı bir roketin yük/ağırlık oranı iki aşamalı bir roketinkine yaklaşır. Hafif bir yanlış hesaplama ve tek aşamalı roket, yüksüz hale gelir. Herhangi bir şey elde etmek için teknolojinin sınırlara kadar uzatılması gerekir. Spesifik dürtünün son damlasını sıkmak ve son poundu traş etmek, paraya mal olur ve/veya güvenilirliği azaltır.

Tsiolkovsky roket denklemi herhangi bir tek roket aşaması elde edebilirsiniz hız maksimum değişikliği ifade:

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

nerede:

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

${\displaystyle I_{\metin{sp}}}$iticiye özgü dürtüdür ,

${\displaystyle g_{0}}$bir standart ağırlık ,

${\görüntüleme stili MR}$araç kütle oranıdır ,

${\görüntüleme stili \ln }$doğal logaritma fonksiyonunu ifade eder .

Bir aracın kütle oranı, iticilerle tamamen yüklendiğinde ilk araç kütlesinin yanmadan sonraki son araç kütlesine oranı olarak tanımlanır : ${\displaystyle \sol(m_{i}\sağ)}$${\displaystyle \sol(m_{f}\sağ)}$

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

nerede:

${\displaystyle m_{i}}$ilk araç kütlesi veya brüt kaldırma ağırlığıdır ,${\displaystyle \sol(GLOW\sağ)}$

${\görüntüleme stili m_{f}}$ yanıktan sonraki son araç kütlesidir,

${\displaystyle m_{s}}$ aracın yapısal kütlesidir,

${\displaystyle m_{p}}$ itici kütledir,

${\displaystyle m_{\metin{pl}}}$ yük kütlesidir.

İtici kütle fraksiyonu ( bir taşıtın) kütle oranının bir fonksiyonu olarak tamamen ifade edilebilir: ${\görüntüleme stili\zeta }$

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

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

Tek Aşamalı Yörüngeye (SSTO) ve sınırlı aşama İki Aşamalı Yörüngeye (TSTO) araçlar için büyüme faktörü duyarlılığının karşılaştırılması. İtici Isp menzili için Delta v = 9,1 km/s ve yük kütlesi = 4500 kg olan bir LEO görevine dayanmaktadır.

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

Genel yapısal kütle oranı , yapısal katsayı olarak ifade edilebilir: ${\displaystyle \sol({\frac {m_{s}}{m_{i}}}\sağ)}$

${\displaystyle {\frac {m_{s}}{m_{i}}}=\lambda \left(1-{\frac {m_{\text{pl}}}{m_{i}}}\sağ) }$

Genel yapısal kütle fraksiyonu için ek bir ifade, faydalı yük kütle fraksiyonu , itici kütle fraksiyonu ve yapısal kütle fraksiyonu toplamının bire eşit olduğu not edilerek bulunabilir: ${\displaystyle \left({\frac {m_{\text{pl}}}{m_{i}}}\sağ)}$

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

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

Yapısal kütle oranı için ifadeleri eşitlemek ve ilk araç kütle verimlerini çözmek:

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

Bu ifade, bir SSTO aracının boyutunun yapısal verimliliğine nasıl bağlı olduğunu gösterir. Bir görev profili ve itici tipi verildiğinde , artan yapısal katsayı ile bir aracın boyutu artar. Bu büyüme faktörü duyarlılığı, standart bir LEO görevi için hem SSTO hem de iki aşamalı yörüngeye (TSTO) araçlar için parametrik olarak gösterilir . Eğriler, görev kriterlerinin artık karşılanamadığı maksimum yapısal katsayı sınırında dikey olarak asimptot yapar: ${\displaystyle \left(\Delta v,m_{\text{pl}}\sağ)}$${\displaystyle \sol(I_{\metin{sp}}\sağ)}$

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

Kısıtlı evreleme kullanan optimize edilmemiş bir TSTO aracıyla karşılaştırıldığında , aynı yük kütlesini fırlatan ve aynı itici gazları kullanan bir SSTO roketi, aynı delta-v'yi elde etmek için her zaman önemli ölçüde daha küçük bir yapısal katsayı gerektirecektir. Mevcut malzeme teknolojisinin elde edilebilecek en küçük yapısal katsayılara yaklaşık 0.1'lik bir alt sınır koyduğu göz önüne alındığında, yeniden kullanılabilir SSTO araçları, mevcut en yüksek performanslı yakıtları kullanırken bile tipik olarak pratik olmayan bir seçimdir.

Örnekler

Ay veya Mars gibi Dünya'dan daha düşük yerçekimi çeken bir vücuttan SSTO elde etmek daha kolaydır . Ay modülü tek bir aşamada ay yörüngesine ay yüzeyinden çıktı.

SSTO araçlarına ilişkin ayrıntılı bir çalışma, Chrysler Corporation'ın Uzay Bölümü tarafından 1970-1971'de NASA sözleşmesi NAS8-26341 kapsamında hazırlandı. Teklifleri ( Shuttle SERV ), (dikey) iniş için jet motorları kullanan 50.000 kilogramdan (110.000 lb) fazla yüke sahip muazzam bir araçtı . Teknik sorunlar çözülebilir gibi görünse de, USAF , bugün bildiğimiz Mekik'e yol açan kanatlı bir tasarıma ihtiyaç duyuyordu.

Başlangıçta McDonnell Douglas tarafından Stratejik Savunma Girişimi (SDI) program ofisi için geliştirilen mürettebatsız DC-X teknolojisi göstericisi, bir SSTO aracına yol açabilecek bir araç inşa etme girişimiydi. Üçte bir boyutundaki test aracı, bir römorka dayalı üç kişilik küçük bir ekip tarafından çalıştırıldı ve bakımı yapıldı ve araç, inişten 24 saatten kısa bir süre sonra yeniden başlatıldı. Test programı (küçük bir patlama dahil) sorunsuz olmasa da, DC-X, konseptin bakım yönlerinin sağlam olduğunu gösterdi. Bu proje, yönetimi Stratejik Savunma Girişimi Örgütü'nden NASA'ya devrettikten sonra dördüncü uçuşta dört ayağı konuşlandırılmış, devrilmiş ve patladığında iptal edildi .

Kova Fırlatma Aracı mümkün ucuz olarak yörüngesine dökme malzeme getirmek için tasarlanmıştır.

Mevcut gelişme

Mevcut ve önceki SSTO projeleri arasında Japon Kankoh-maru projesi, ARCA Haas 2C ve Hint Avatar uzay uçağı yer alıyor.

Skylon

İngiliz Hükümeti, Skylon adlı tek aşamalı yörüngeye uzay uçağı konseptini tanıtmak için 2010 yılında ESA ile ortaklık kurdu . Bu tasarıma, HOTOL'ün iptal edilmesinden sonra Alan Bond tarafından kurulan bir şirket olan Reaction Engines Limited (REL) öncülük etti. Skylon uzay uçağı, İngiliz hükümeti ve British Interplanetary Society tarafından olumlu karşılandı . 2012 ortalarında ESA'nın tahrik bölümü tarafından denetlenen başarılı bir tahrik sistemi testinin ardından REL , motorları kanıtlamak için Sabre motorunun bir test düzeneğini geliştirmek ve inşa etmek için üç buçuk yıllık bir projeye başlayacağını duyurdu. hava soluma ve roket modlarında performans. Kasım 2012'de, motor ön soğutucusunun önemli bir testinin başarıyla tamamlandığı ve ESA'nın ön soğutucunun tasarımını doğruladığı açıklandı. Projenin geliştirilmesinin, tam ölçekli bir prototip motorun yapımını ve test edilmesini içeren bir sonraki aşamasına geçmesine izin verildi.

Ucuz uzay uçuşuna alternatif yaklaşımlar

Birçok çalışma, seçilen teknolojiden bağımsız olarak, en etkili maliyet azaltma tekniğinin ölçek ekonomileri olduğunu göstermiştir . Yalnızca büyük bir toplam sayıyı piyasaya sürmek , otomobillerin seri üretiminin satın alınabilirlikte büyük artışlar sağlamasına benzer şekilde, araç başına üretim maliyetlerini düşürür .

Bu konsepti kullanan bazı havacılık analistleri, fırlatma maliyetlerini düşürmenin yolunun SSTO'nun tam tersi olduğuna inanıyor. Yeniden kullanılabilir SSTO'lar, düşük bakımla sık sık kalkış yapan yeniden kullanılabilir yüksek teknolojili bir araç yaparak fırlatma başına maliyetleri düşürürken, "seri üretim" yaklaşımı, teknik gelişmeleri ilk etapta maliyet sorununun kaynağı olarak görüyor. Basitçe büyük miktarlarda roket inşa edip fırlatarak ve dolayısıyla büyük hacimli yükleri fırlatarak maliyetler düşürülebilir. Bu yaklaşım 1970'lerin sonlarında çalışıldı, erken 1980'lerin Batı Almanya ile Demokratik Kongo Cumhuriyeti'nde tabanlı OTRAG roket .

Bu, Rus ve Çin uzay programlarının hala yaptığı gibi, "düşük teknolojili" yakıtlara sahip basit motor sistemleri kullanan bazı önceki sistemlerin benimsediği yaklaşıma biraz benzer .

Ölçeklendirmeye bir alternatif, atılan aşamaları pratik olarak yeniden kullanılabilir hale getirmektir : SpaceX yeniden kullanılabilir fırlatma sistemi geliştirme programının ve bunların Falcon 9 , Falcon Heavy ve Starship'in amacı budur . Benzer bir yaklaşım Blue Origin tarafından New Glenn kullanılarak yürütülmektedir .

Ayrıca bakınız

daha fazla okuma

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

Referanslar

Dış bağlantılar

• Tek Aşamalı Yörüngeye Düşünce Deneyi
• Lansman maliyetleri neden bu kadar yüksek? , SSTO'yu eleştiren bir bölümle uzay fırlatma maliyetlerinin bir analizi
• Uzay Uçuşunun Soğuk Denklemleri Jeffrey F. Bell'in SSTO eleştirisi.
• Tek Aşamalı Roketin Tükenme Hızı Vb