Rakieta wielostopniowa - Multistage rocket

Rakieta wielostopniowa , czy krok rakieta to rakiety , która wykorzystuje dwa lub więcej rakiet etapów , z których każdy zawiera własne silniki i gaz pędny . Tandemowe lub seryjny etap jest zamontowany na drugim etapie; równolegle etap jest dołączony równolegle innym etapie. Rezultatem są dwie lub więcej rakiet ułożonych jeden na drugim lub przymocowanych obok siebie. Rakiety dwustopniowe są dość powszechne, ale rakiety z aż pięcioma oddzielnymi stopniami zostały z powodzeniem wystrzelone.

Przez etapy odrzucania, gdy zabraknie paliwa, masa pozostałej rakiety jest zmniejszona. Każdy kolejny etap można również zoptymalizować pod kątem specyficznych warunków pracy, takich jak obniżone ciśnienie atmosferyczne na większych wysokościach. Ta inscenizacja umożliwia ciągowi pozostałych etapów łatwiejsze przyspieszenie rakiety do końcowej prędkości i wysokości.

W schematach stopniowania szeregowego lub tandemowego pierwszy stopień znajduje się na dole i jest zwykle największy, drugi stopień i kolejne górne stopnie znajdują się nad nim, zwykle zmniejszając się. W równoległych systemach inscenizacji do wspomagania startu wykorzystywane są silniki rakietowe na paliwo stałe lub płynne . Są one czasami określane jako „etap 0”. W typowym przypadku silniki pierwszego stopnia i doładowania odpalają, aby wyrzucić całą rakietę w górę. Gdy boostery zabraknie paliwa, są one oderwane od reszty rakiety (zwykle z jakimś małym wybuchowego ładunku lub śrub wybuchowych ) i odpadać. Pierwszy etap dopala się wtedy do końca i odpada. To pozostawia mniejszą rakietę, z drugim stopniem na dole, który następnie odpala. Znany w kręgach rakietowych jako etapowanie , proces ten jest powtarzany aż do osiągnięcia pożądanej prędkości końcowej. W niektórych przypadkach, w przypadku stopniowania szeregowego, górny stopień zapala się przed separacją — pierścień międzystopniowy został zaprojektowany z myślą o tym, a ciąg służy do pozytywnego oddzielenia dwóch pojazdów.

Do osiągnięcia prędkości orbitalnej potrzebna jest rakieta wielostopniowa . Poszukiwane są projekty jednostopniowe na orbitę , ale nie zostały jeszcze zademonstrowane.

Wydajność

Powodem, dla którego potrzebne są rakiety wielostopniowe, jest ograniczenie praw fizyki dotyczących maksymalnej prędkości osiąganej przez rakietę o określonym stosunku masy paliwa do masy suchej. Zależność tę podaje klasyczne równanie rakietowe :

${\ Displaystyle \ Delta v = v_ {\ tekst {e}} \ ln \ lewo ({\ Frac {m_ {0}} {m_ {f}}} \ prawej)}$

gdzie:

${\ Displaystyle \ Delta v \ }$jest delta-v pojazdu (zmiana prędkości plus straty spowodowane grawitacją i oporem atmosferycznym);

${\displaystyle m_{0}}$jest początkową (mokrą) masą całkowitą, równą końcowej (suchej) masie plus paliwo ;

${\displaystyle m_{f}}$ jest końcową (suchą) masą po zużyciu paliwa;

${\displaystyle v_{\tekst{e}}}$efektywna prędkość spalin (określona przez paliwo, konstrukcję silnika i stan przepustnicy);

${\ Displaystyle \ ln }$jest funkcją logarytmu naturalnego .

Delta v wymagana do osiągnięcia niskiej orbity Ziemi (lub wymaganej prędkości wystarczająco ciężkiego ładunku suborbitalnego) wymaga większego stosunku masy mokrej do suchej niż można realistycznie osiągnąć w pojedynczym stopniu rakiety. Rakieta wielostopniowa pokonuje ten limit, dzieląc delta-v na ułamki. Gdy każdy niższy stopień odpada i następuje odpalenie kolejnego stopnia, reszta rakiety wciąż porusza się w pobliżu prędkości wypalenia. Sucha masa każdego dolnego stopnia zawiera propelent w wyższych stopniach, a każdy kolejny górny stopień zmniejsza swoją suchą masę przez odrzucenie bezużytecznej suchej masy zużytych dolnych stopni.

Kolejną zaletą jest to, że każdy stopień może wykorzystywać inny typ silnika rakietowego, każdy dostrojony do określonych warunków pracy. Tak więc silniki niższego stopnia są przeznaczone do pracy przy ciśnieniu atmosferycznym, podczas gdy wyższe stopnie mogą wykorzystywać silniki przystosowane do warunków zbliżonych do próżni. Niższe etapy zwykle wymagają więcej struktury niż górne, ponieważ muszą znosić swój własny ciężar oraz ciężar etapów nad nimi. Optymalizacja konstrukcji każdego etapu zmniejsza wagę całego pojazdu i zapewnia dodatkową przewagę.

Zaletą stopniowania jest koszt niższych stopni, które podnoszą silniki, które nie są jeszcze używane, a także sprawiają, że cała rakieta jest bardziej złożona i trudniejsza do zbudowania niż jednostopniowa. Ponadto każde zdarzenie inscenizacji jest możliwym punktem awarii startu z powodu awarii separacji, awarii zapłonu lub kolizji etapów. Niemniej jednak oszczędności są tak duże, że każda rakieta, jaką kiedykolwiek użyto do wysłania ładunku na orbitę , miała jakiś rodzaj inscenizacji.

Jedną z najczęstszych miar wydajności rakiety jest jej impuls właściwy, który jest definiowany jako ciąg na natężenie przepływu (na sekundę) zużycia paliwa:

${\displaystyle I_{\mathrm {sp}}}$ = ${\ Displaystyle \ {\ Frac {T} {\ Frac {dm} {dt}} g_ {\ operatorname {0}}}}}$

Po przekształceniu równania w taki sposób, że siła ciągu jest obliczana jako wynik innych czynników, otrzymujemy:

${\ Displaystyle T = I_ {\ operatorname {sp}} g_ {\ operatorname {0}} {\ Frac {dm} {dt}}}$

Z równań tych wynika, że ​​wyższy impuls właściwy oznacza wydajniejszy silnik rakietowy, zdolny do spalania przez dłuższy czas. Jeśli chodzi o inscenizację, początkowe etapy rakiety mają zwykle niższy wskaźnik impulsu właściwego, co oznacza wymianę wydajności na lepszą siłę ciągu, aby szybko pchnąć rakietę na wyższe wysokości. Późniejsze stopnie rakiety mają zwykle wyższą wartość impulsu właściwego, ponieważ pojazd znajduje się dalej poza atmosferą, a spaliny nie muszą się rozszerzać przy tak wysokim ciśnieniu atmosferycznym.

Przy wyborze idealnego silnika rakietowego do użycia jako początkowy etap dla pojazdu startowego, użytecznym miernikiem wydajności do zbadania jest stosunek ciągu do masy, który jest obliczany za pomocą równania:

${\ Displaystyle TWR = {\ Frac {T} {mg_ {\ operatorka {0}}}}}$

Wspólny stosunek ciągu do masy rakiety nośnej mieści się w zakresie od 1,3 do 2,0. Inną miarą wydajności, o której należy pamiętać podczas projektowania każdego etapu rakiety w misji, jest czas spalania, czyli czas, przez jaki silnik rakiety będzie działał, zanim zużyje całe paliwo. Dla większości niekońcowych etapów można założyć, że ciąg i impuls właściwy są stałe, co pozwala na zapisanie równania czasu spalania jako:

${\ Displaystyle \ Delta {t} = {\ Frac {I_ {\ operatorka {sp}} g_ {\ operatorka {0}}} {T}} \ razy (m_ {\ operatorka {0}}-m_ {\ operatorka {F} })}$

Gdzie i są odpowiednio początkową i końcową masą stopnia rakietowego. W połączeniu z czasem wypalania, wysokość i prędkość wypalania uzyskuje się przy użyciu tych samych wartości i znajdują się one za pomocą tych dwóch równań: ${\displaystyle m_{\mathrm {0}}}$${\displaystyle m_{\mathrm {f}}}$

${\ Displaystyle h_ {\ operatorname {bo} } = {\ Frac {ja_ {\ operatorname {sp}} g_ {\ operatorname {0}}}{m_ {\ operatorname {e}}}} \ razy (m_ {\ mathrm {f} }~\mathrm {ln} (m_{\mathrm {f} }/m_{\mathrm {0} })+m_{\mathrm {0} }-m_{\mathrm {f} })}$

${\ Displaystyle V_ {\ operatorka {bo} } = {\ Frac {ja_ {\ operatorka {sp}} g_ {\ operatorka {0}} m_ {\ operatorka {0}}}{m_ {\ operatorka {f}} }}-{\frac {g_{\mathrm {0} }}{m_{\mathrm {e} }}}(m_{\mathrm {0} }-m_{\mathrm {f} })}$

Kiedy mamy do czynienia z problemem obliczenia całkowitej prędkości lub czasu wypalania dla całego systemu rakietowego, ogólna procedura jest następująca:

1. Podziel obliczenia problemu na ile etapów składa się system rakietowy.
2. Oblicz masę początkową i końcową dla każdego etapu.
3. Oblicz prędkość wypalania i zsumuj ją z prędkością początkową dla każdego etapu. Zakładając, że każdy etap następuje bezpośrednio po poprzednim, prędkość wypalania staje się prędkością początkową następnego etapu.
4. Powtórz poprzednie dwa kroki, aż do obliczenia czasu wypalania i/lub prędkości dla ostatniego etapu.

Należy zauważyć, że czas wypalenia nie określa końca ruchu rakiety, ponieważ pojazd nadal będzie miał prędkość, która pozwoli mu przez krótki czas poruszać się w górę, aż do stopniowej zmiany przyspieszenia grawitacji planety. w dół. Prędkość i wysokość rakiety po wypaleniu można łatwo modelować za pomocą podstawowych równań fizyki ruchu.

Porównując jedną rakietę z drugą, niepraktyczne jest bezpośrednie porównywanie pewnej cechy rakiety z tą samą cechą innej rakiety, ponieważ ich indywidualne cechy często nie są od siebie niezależne. Z tego powodu zaprojektowano bezwymiarowe proporcje, aby umożliwić bardziej sensowne porównanie między rakietami. Pierwszy to stosunek masy początkowej do końcowej, który jest stosunkiem pomiędzy całkowitą masą początkową etapu rakiety a masą końcową etapu rakiety po zużyciu całego paliwa. Równanie dla tego stosunku to:

${\ Displaystyle \eta = {\ Frac {m_ {\ operatorname {E}} + m_ {\ operatorname {p}} + m_ {\ operatorname {PL}}} {m_ {\ operatorname {E}} + m_ {\ matematyka {PL}}}}$

Gdzie jest pusta masa sceny, jest masą paliwa, a jest masą ładunku. Drugą bezwymiarową wielkością wydajności jest współczynnik strukturalny, który jest stosunkiem między pustą masą sceny, a połączoną masą pustą i masą paliwa, jak pokazano w tym równaniu: ${\displaystyle m_{\mathrm {e}}}$${\displaystyle m_{\mathrm {p}}}$${\displaystyle m_{\mathrm {PL}}}$

${\ Displaystyle \ epsilon = {\ Frac {m_ {\ operatorname {E}}} {m_ {\ operatorname {e}} + m_ {\ operatorname {P}}}}}$

Ostatnią główną bezwymiarową wielkością osiągów jest współczynnik ładowności, który jest stosunkiem masy ładunku do łącznej masy pustego stopnia rakiety i paliwa:

${\ Displaystyle \ Lambda = {\ Frac {m_ {\ operatorname {PL}}}{m_ {\ operatorname {E}} + m_ {\ operatorname {P}}}}}$

Po porównaniu trzech równań dla wielkości bezwymiarowych łatwo zauważyć, że nie są one niezależne od siebie, a tak naprawdę stosunek masy początkowej do końcowej można przepisać w kategoriach współczynnika strukturalnego i współczynnika ładowności:

${\ Displaystyle \ eta = {\ Frac {1 + \ lambda} {\ epsilon + \ lambda}}}$

Te wskaźniki wydajności mogą być również wykorzystywane jako odniesienie do tego, jak wydajny będzie system rakietowy podczas przeprowadzania optymalizacji i porównywania różnych konfiguracji dla misji.

Wybór i wymiarowanie komponentów

W przypadku wstępnego doboru wielkości, równania rakiety mogą być wykorzystane do wyznaczenia ilości paliwa potrzebnego dla rakiety na podstawie impulsu właściwego silnika i całkowitego impulsu wymaganego w N*s. Równanie to:

${\ Displaystyle m_ {\ operatorname {p}} = ja_ {\ operatorname {tot}} / (g * ja_ {\ operatorname {sp}})}$

gdzie g jest stałą grawitacji Ziemi. Umożliwia to również obliczenie objętości wymaganej do przechowywania paliwa, jeśli znana jest gęstość paliwa, co prawie zawsze ma miejsce podczas projektowania stopnia rakietowego. Objętość otrzymuje się dzieląc masę materiału miotającego przez jego gęstość. Oprócz wymaganego paliwa należy również określić masę samej konstrukcji rakiety, co wymaga uwzględnienia masy wymaganych sterów strumieniowych, elektroniki, przyrządów, urządzeń zasilających itp. Są to wielkości znane dla typowego sprzętu z półki, który należy rozważyć w środkowej i późnej fazie projektowania, ale w przypadku projektu wstępnego i koncepcyjnego można przyjąć prostsze podejście. Zakładając, że jeden silnik dla stopnia rakietowego zapewnia cały całkowity impuls dla tego konkretnego segmentu, ułamek masowy może być użyty do określenia masy systemu. Masa sprzętu do przenoszenia sceny, takiego jak inicjatory i urządzenia zabezpieczające i uzbrojenia, jest bardzo mała w porównaniu i można ją uznać za nieistotną.

W przypadku współczesnych silników rakietowych na paliwo stałe bezpiecznym i rozsądnym założeniem jest stwierdzenie, że 91 do 94 procent całkowitej masy to paliwo. Ważne jest również, aby pamiętać, że istnieje niewielki procent „pozostałości” paliwa, który pozostanie w zbiorniku i nie będzie nadawał się do użytku, i należy to również wziąć pod uwagę przy określaniu ilości paliwa dla rakiety. Powszechne wstępne oszacowanie dla tego resztkowego paliwa wynosi pięć procent. Mając ten stosunek i obliczoną masę paliwa, można wyznaczyć masę pustej masy rakiety. Rozmiar rakiet przy użyciu ciekłego paliwa dwupaliwowego wymaga nieco bardziej zaangażowanego podejścia, ponieważ wymagane są dwa oddzielne zbiorniki: jeden na paliwo, a drugi na utleniacz. Stosunek tych dwóch wielkości jest znany jako stosunek zmieszania i jest określony równaniem:

${\ Displaystyle O / F = m_ {\ operatorname {ox}} / m_ {\ operatorname {paliwa}}}$

Gdzie jest masa utleniacza i masa paliwa. Ten stosunek mieszanki wpływa nie tylko na wielkość każdego zbiornika, ale także na impuls właściwy rakiety. Ustalenie idealnego stosunku mieszanki jest równowagą kompromisów między różnymi aspektami projektowanej rakiety i może się różnić w zależności od rodzaju użytej kombinacji paliwa i utleniacza. Na przykład, stosunek mieszanki dwupropelenta można wyregulować w taki sposób, że może nie mieć optymalnego impulsu właściwego, ale spowoduje, że zbiorniki paliwa będą równej wielkości. Przyniosłoby to prostszą i tańszą produkcję, pakowanie, konfigurację i integrację systemów paliwowych z resztą rakiety i może stać się korzyścią, która mogłaby przeważyć wady mniej wydajnej wartości impulsu jednostkowego. Załóżmy jednak, że definiującym ograniczeniem dla systemu startowego jest objętość i wymagane jest paliwo o niskiej gęstości, takie jak wodór. Ten przykład zostałby rozwiązany przy użyciu proporcji mieszanki bogatej w utleniacz, zmniejszając wydajność i współczynnik impulsu właściwego, ale spełniłby wymóg mniejszej objętości zbiornika. ${\displaystyle m_{\mathrm {ox}}}$${\displaystyle m_{\mathrm {paliwo}}}$

Optymalna inscenizacja i ograniczona inscenizacja

Optymalny

Ostatecznym celem optymalnego stopniowania jest maksymalizacja współczynnika ładowności (patrz przełożenia pod osiągami), co oznacza, że ​​największa ilość ładunku jest przenoszona do wymaganej prędkości wypalania przy użyciu najmniejszej masy innej niż ładunek, na którą składa się wszystko inne. Oto kilka szybkich zasad i wskazówek, których należy przestrzegać, aby osiągnąć optymalną inscenizację:

1. Etapy początkowe powinny mieć niższe , a etapy późniejsze/końcowe powinny mieć wyższe .${\displaystyle I_{sp}}$${\displaystyle I_{sp}}$
2. Etapy z niższym powinny wnosić więcej ΔV.${\displaystyle I_{sp}}$
3. Kolejny etap ma zawsze mniejszy rozmiar niż poprzedni.
4. Podobne etapy powinny zapewnić podobne ΔV.

Współczynnik ładowności można obliczyć dla każdego pojedynczego etapu, a pomnożenie go w kolejności daje ogólny współczynnik ładowności całego systemu. Należy zauważyć, że przy obliczaniu współczynnika ładowności dla poszczególnych stopni, ładunek zawiera masę wszystkich stopni po bieżącym. Całkowity współczynnik ładowności wynosi:

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

Gdzie n to liczba stopni, z których składa się system rakietowy. Podobne etapy dające ten sam współczynnik ładowności upraszczają to równanie, jednak rzadko jest to idealne rozwiązanie dla maksymalizacji współczynnika ładowności, a wymagania ΔV mogą wymagać nierównomiernego podziału, jak sugerowano w wskazówkach 1 i 2 powyżej. Dwie popularne metody określania tego idealnego podziału ΔV między etapami to albo algorytm techniczny, który generuje rozwiązanie analityczne, które może być zaimplementowane przez program, albo proste próby i błędy. W przypadku podejścia prób i błędów najlepiej rozpocząć od ostatniego etapu, obliczając masę początkową, która staje się ładunkiem dla poprzedniego etapu. Stamtąd łatwo jest przejść aż do początkowego etapu w ten sam sposób, mierząc wszystkie etapy systemu rakietowego.

Ograniczony

Ograniczone stopniowanie rakiety opiera się na uproszczonym założeniu, że każdy ze stopni systemu rakietowego ma ten sam impuls właściwy, współczynnik strukturalny i współczynnik udźwigu, jedyną różnicą jest to, że całkowita masa każdego stopnia narastania jest mniejsza niż w poprzednim stopniu . Chociaż to założenie może nie być idealnym podejściem do uzyskania wydajnego lub optymalnego systemu, znacznie upraszcza równania określające prędkości wypalania, czasy wypalania, wysokości wypalania i masę każdego etapu. Zapewniłoby to lepsze podejście do projektu koncepcyjnego w sytuacji, gdy podstawowe zrozumienie zachowania systemu jest lepsze od szczegółowego, dokładnego projektu. Ważną koncepcją, którą należy zrozumieć podczas poddawania się ograniczonemu stopniowaniu rakiety, jest to, jak na prędkość wypalania wpływa liczba stopni dzielących system rakietowy. Zwiększenie liczby stopni dla rakiety przy zachowaniu stałego impulsu właściwego, współczynników ładowności i współczynników strukturalnych zawsze da wyższą prędkość wypalania niż te same systemy, które wykorzystują mniej stopni. Jednak prawo malejących zwrotów jest oczywiste, ponieważ każdy przyrost liczby etapów daje mniejszą poprawę szybkości wypalania niż poprzedni przyrost. Szybkość wypalania stopniowo zbliża się do wartości asymptotycznej, gdy liczba etapów wzrasta do bardzo dużej liczby. Oprócz zmniejszających się zwrotów w poprawie prędkości wypalania, głównym powodem, dla którego rakiety w świecie rzeczywistym rzadko używają więcej niż trzech stopni, jest wzrost masy i złożoności systemu dla każdego dodanego stopnia, co ostatecznie skutkuje wyższym kosztem wdrożenia.

Tandem a równoległa konstrukcja stopniowa

System rakietowy, który realizuje etapy tandemowe, oznacza, że ​​poszczególne etapy przebiegają kolejno jeden po drugim. Rakieta uwalnia się z poprzedniego etapu, po czym zaczyna przepalać się przez kolejny etap w prostej kolejności. Z drugiej strony rakieta, która realizuje równoległe przemieszczanie, ma co najmniej dwa różne stopnie, które są aktywne w tym samym czasie. Na przykład prom kosmiczny ma dwa dopalacze rakiet na paliwo stałe, które palą się jednocześnie. Po starcie dopalacze zapalają się, a pod koniec etapu oba dopalacze są odrzucane, podczas gdy zewnętrzny zbiornik paliwa jest przechowywany na kolejny etap. Większość podejść ilościowych do projektowania osiągów systemu rakietowego koncentruje się na stopniowaniu tandemowym, ale podejście to można łatwo zmodyfikować, aby uwzględnić stopniowanie równoległe. Po pierwsze, poszczególne etapy rakiety powinny być jasno określone. Kontynuując poprzedni przykład, koniec pierwszego etapu, który jest czasami określany jako „etap 0”, można zdefiniować jako moment, w którym boczne dopalacze oddzielą się od głównej rakiety. Stąd końcową masę pierwszego etapu można uznać za sumę pustej masy pierwszego etapu, masy drugiego etapu (głównej rakiety i pozostałego niespalonego paliwa) oraz masy ładunku.

Wyższe stopnie

Górne stopnie na dużych wysokościach i w przestrzeni kosmicznej są zaprojektowane do działania przy niewielkim lub zerowym ciśnieniu atmosferycznym. Pozwala to na zastosowanie komór spalania o niższym ciśnieniu i dysz silnika o optymalnych współczynnikach rozszerzalności próżniowej . Niektóre górne stopnie, zwłaszcza te wykorzystujące hipergoliczne propelenty, takie jak drugi stopień Delta-K lub Ariane 5 ES , są zasilane ciśnieniowo , co eliminuje potrzebę stosowania złożonych turbopomp . Pozostałe górne etapy, takie jak Centaur lub DCSS , wodór ciekły cyklu rozprężnym silniki lub gazogenerator motocyklowych jak w Ariane 5 ETO Silnik rakietowy HM-7 lub S-IVB „y J-2 . Zadaniem tych etapów jest zazwyczaj ukończenie wstrzykiwania orbitalnego i przyspieszanie ładunków na orbitach o wyższych energiach, takich jak GTO lub prędkość ucieczki . Wyższe stopnie, takie jak Fregat , używane głównie do przenoszenia ładunków z niskiej orbity okołoziemskiej na GTO lub dalej, są czasami określane jako holowniki kosmiczne .

montaż

Każdy pojedynczy stopień jest zazwyczaj montowany w miejscu produkcji i wysyłany na miejsce startu; Termin „ zespół pojazdu” odnosi się do łączenia wszystkich stopni rakietowych i ładunku statku kosmicznego w jeden zespół zwany pojazdem kosmicznym . Pojazdy jednoetapowe ( suborbitalne ) i pojazdy wieloetapowe z mniejszego zakresu rozmiarów można zwykle montować bezpośrednio na wyrzutni, podnosząc poziom(e) sceny i statek kosmiczny pionowo na miejsce za pomocą dźwigu.

Jest to generalnie niepraktyczne w przypadku większych pojazdów kosmicznych, które są składane z podkładki i przenoszone na miejsce na miejscu startu różnymi metodami. Załogowy lądownik księżycowy Apollo / Saturn V NASA i wahadłowiec kosmiczny zostały zmontowane pionowo na mobilnych platformach wyrzutni z dołączonymi wieżami startowymi w budynku montażu pojazdów , a następnie specjalny transporter gąsienicowy przeniósł cały stos pojazdów na wyrzutnię w wyprostowana pozycja. Natomiast pojazdy takie jak rosyjska rakieta Sojuz i SpaceX Falcon 9 są montowane poziomo w hangarze przetwórczym, transportowane poziomo, a następnie ustawiane pionowo na lądowisku.

Pasywacja i kosmiczne śmieci

Zużyte górne stopnie rakiet nośnych są znaczącym źródłem śmieci kosmicznych pozostających na orbicie w stanie nieoperacyjnym przez wiele lat po użyciu, a czasami duże pola śmieci powstałe w wyniku rozpadu jednego górnego stopnia na orbicie.

Po latach 90. zużyte górne stopnie są na ogół pasywowane po zakończeniu ich używania jako rakiety nośnej, aby zminimalizować ryzyko, podczas gdy stopień pozostaje opuszczony na orbicie . Pasywacja oznacza usunięcie wszelkich źródeł zmagazynowanej energii pozostających w pojeździe, np. poprzez zrzucenie paliwa lub rozładowanie akumulatorów.

Wiele wczesnych wyższych etapów, zarówno w sowieckim, jak i amerykańskim programie kosmicznym, nie zostało pasywowanych po zakończeniu misji. Podczas wstępnych prób scharakteryzowania problemu śmieci kosmicznych stało się jasne, że duża część wszystkich śmieci była spowodowana rozpadem górnych stopni rakiet, zwłaszcza niepasywowanych jednostek napędowych górnych stopni .

Historia i rozwój

Ilustracja i opis w XIV-wiecznym chińskim Huolongjing autorstwa Jiao Yu i Liu Bowena przedstawia najstarszą znaną rakietę wielostopniową; był to „ smok ognia wychodzący z wody ” (火龙出水, huǒ long chū shuǐ), używany głównie przez chińską marynarkę wojenną. Była to rakieta dwustopniowa, która miała rakiety wspomagające , które w końcu się wypaliły, ale zanim to się stało , automatycznie odpaliły kilka mniejszych strzał rakietowych, które zostały wystrzelone z przedniego końca pocisku, który miał kształt smoczej głowy z otwarte usta. Ta wielostopniowa rakieta może być uważana za przodka współczesnej YingJi-62 ASCM . Brytyjski naukowiec i historyk Joseph Needham wskazuje, że materiały pisane i ilustracja tej rakiety pochodzą z najstarszej warstwy Huolongjing , datowanej na około 1300–1350 n.e. (z części 1 książki, rozdział 3, strona 23). .

Innym przykładem wczesnej rakiety wieloetapowej jest Juhwa (走火) koreańskiego rozwoju. Został on zaproponowany przez średniowiecznego koreańskiego inżyniera, naukowca i wynalazcę Choe Museona i opracowany przez Biuro Broni Palnej (火㷁道監) w XIV wieku. Rakieta miała długość 15 cm i 13 cm; średnica wynosiła 2,2 cm. Był przymocowany do strzały o długości 110 cm; zapisy eksperymentalne pokazują, że pierwsze wyniki miały zasięg około 200 metrów. Istnieją zapisy, które pokazują, że Korea rozwijała tę technologię, dopóki nie wyprodukowała Singijeon , czyli „magicznych strzał maszynowych” w XVI wieku. Najwcześniejsze eksperymenty z rakietami wielostopniowymi w Europie zostały przeprowadzone w 1551 roku przez Austriaka Conrada Haasa (1509-1576), mistrza arsenału miasta Hermannstadt w Transylwanii (obecnie Sibiu/Hermannstadt, Rumunia). Koncepcja ta została opracowana niezależnie przez co najmniej pięć osób:

• Kazimieras Simonavičius z Rzeczpospolitej Obojga Narodów (1600-1651)
• rosyjski Konstantin Ciołkowski (1857-1935)
• Amerykanin Robert Goddard (1882-1945)
• niemiecki Hermann Oberth (1894-1989), urodzony w Hermannstadt, Transylwania
• francuski Louis Damblanc (1889-1969), urodzony w Lectoure, Francja

Pierwszymi szybkimi rakietami wielostopniowymi były rakiety zderzakowe RTV-G-4, testowane na poligonie White Sands Proving Ground, a później na Cape Canaveral w latach 1948-1950. Składały się one z rakiety V-2 i rakiety sondażowej WAC Corporal . Największa wysokość, jaką kiedykolwiek osiągnięto, to 393 km, osiągnięta 24 lutego 1949 r. w White Sands.

W 1947 r. radziecki inżynier rakietowy i naukowiec Michaił Tichonrawow opracował teorię równoległych etapów, którą nazwał „rakietami pakietowymi”. W jego schemacie trzy równoległe stopnie były odpalane ze startu , ale wszystkie trzy silniki były tankowane z zewnętrznych dwóch stopni, dopóki nie były puste i można je było wyrzucić. Jest to bardziej wydajne niż stopniowanie sekwencyjne, ponieważ silnik drugiego stopnia nigdy nie jest tylko ciężarem własnym. W 1951 r. radziecki inżynier i naukowiec Dmitrij Okhotsimsky przeprowadził pionierskie badania inżynieryjne nad ogólnymi stopniami sekwencyjnymi i równoległymi, z pompowaniem paliwa między etapami i bez niego. Z tych badań wyłonił się projekt R-7 Semyorka . Trzy silniki rakietowe zastosowane w pierwszym stopniu amerykańskich rakiet nośnych Atlas I i Atlas II , ustawione w rzędzie, wykorzystywały stopniowanie równoległe w podobny sposób: zewnętrzna para silników pomocniczych istniała jako para odrzucana, która po ich zamknij się, opuść się z najniższą zewnętrzną strukturą osłony, pozostawiając centralny silnik podtrzymujący, aby zakończyć spalanie silnika pierwszego stopnia w kierunku apogeum lub orbity.

Imprezy separacyjne

Oddzielenie każdej części rakiety wielostopniowej wprowadza dodatkowe ryzyko w powodzenie misji startowej. Zmniejszenie liczby zdarzeń separacji powoduje zmniejszenie złożoności . Zdarzenia separacji mają miejsce, gdy stopnie lub wzmacniacze przypinane oddzielają się po użyciu, gdy owiewka ładunku oddziela się przed wprowadzeniem na orbitę lub gdy jest używany, system ewakuacji startu, który oddziela się po wczesnej fazie startu. Łączniki pirotechniczne lub systemy pneumatyczne, takie jak w Falcon 9 Full Thrust, są zwykle używane do oddzielania stopni rakietowych.

Trójstopniowy na orbitę

Trójstopniowy do orbity systemu launch jest powszechnie stosowany system rakietowy osiągnąć orbitę Ziemi. Statek kosmiczny wykorzystuje trzy odrębne etapy, aby zapewnić kolejno napęd w celu osiągnięcia prędkości orbitalnej. Jest pośrednim między czterostopniową wyrzutnią na orbitę a dwustopniową wyrzutnią na orbitę .

Przykłady systemów trójstopniowych na orbitę

• Saturn V
• Awangarda
• Ariane 4 (opcjonalne dopalacze)
• Arianna 2
• Ariane 1 (cztery stopnie)
• GSLV (trzy stopnie i boostery)
• PSLV (cztery etapy)
• Proton (opcjonalnie czwarty stopień)
• Długi 5 marca (opcjonalne dopalacze i opcjonalny trzeci etap)
• Długi 1 marca , Długi 1 marca D
• Zenit-3SL
• Unha-3
• KSLV-2 "Nuri"

Przykłady dwóch etapów z dopalaczami

Inne konstrukcje (w rzeczywistości większość nowoczesnych konstrukcji o średnim i ciężkim udźwigu) nie mają wszystkich trzech stopni w linii na głównym stosie, zamiast tego mają dopalacze typu strap-on dla „etapu 0” z dwoma podstawowymi stopniami. W tych projektach dopalacze i pierwszy stopień strzelają jednocześnie zamiast kolejno, zapewniając dodatkowy początkowy ciąg, aby podnieść cały ciężar wyrzutni i przezwyciężyć straty grawitacyjne i opór atmosferyczny. Wzmacniacze są wyrzucane po kilku minutach lotu, aby zmniejszyć wagę.

• amerykański prom kosmiczny — pierwszy etap SRB; Zbiornik zewnętrzny + drugi stopień SSME; OMS na zbiornikach wewnętrznych III stopień;
• Angara A5
• Arianna 5
• Atlas V 551
• Delta II trzeci etap)
• Delta III
• Delta IV -Średnia+ i -Ciężka
• Sokół ciężki
• Geosynchroniczny satelitarny pojazd startowy Mk III (Podobnie jak Titan IIIC , GSLV MkIII jest wystrzeliwany wyłącznie przez boczne dopalacze. Główny rdzeń zapala się dopiero po kilku minutach lotu, na krótko przed odrzuceniem dopalaczy).
• H-IIA , H-IIB
• Sojuz
• Kosmiczny system startowy
• Tytan IV
• Długi marzec 2E , Długi marzec 2F , Długi marzec 3B

Czterostopniowy na orbitę

Cztery etap do orbity systemu launch to system rakietowy wykorzystywane do osiągnięcia orbity Ziemi. Statek kosmiczny wykorzystuje cztery odrębne etapy do zapewnienia napędu kolejno w celu osiągnięcia prędkości orbitalnej. Jest pośrednikiem między pięciostopniową wyrzutnią na orbitę a trzystopniową wyrzutnią na orbitę .

Przykłady systemów czterostopniowych na orbitę

• Arianna 1
• PSLV
• Minotaur IV
• Proton (opcjonalnie czwarty stopień)
• Minotaur V (pięć etapów)
• ASLV (pięć etapów)

Przykłady trzech etapów z dopalaczami

Inne projekty nie mają wszystkich czterech stopni w linii na głównym stosie, zamiast tego mają dopalacze typu strap-on dla „stage-0” z trzema podstawowymi stopniami. W tych projektach dopalacze i pierwszy stopień strzelają jednocześnie zamiast kolejno, zapewniając dodatkowy początkowy ciąg, aby podnieść cały ciężar wyrzutni i przezwyciężyć straty grawitacyjne i opór atmosferyczny. Wzmacniacze są wyrzucane po kilku minutach lotu, aby zmniejszyć wagę.

• Długi 5 marca (opcjonalne dopalacze i opcjonalny trzeci etap)

Rakiety pozaziemskie

• NASA-ESA Mars Sample Return Acent Rocket (planowany start w 2028 z Marsa)

Zobacz też

• Rakieta wielostopniowa
  • Trójstopniowy na orbitę
  • Dwustopniowy na orbitę
  • Jednostopniowy na orbitę
• Adapter
• System uruchamiania wielokrotnego użytku
• Holownik kosmiczny
• Silnik kopnięcia apogeum
• Konrad Haas
• Rakieta modułowa

Bibliografia