Одноступенчатый на орбиту

VentureStar SSTO был предложенным космическим самолетом .

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

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

Считается маловероятным запуск с Земли одноступенчатого космического корабля на химическом топливе . Основными осложняющими факторами для SSTO с Земли являются: высокая орбитальная скорость более 7400 метров в секунду (27 000 км/ч; 17 000 миль в час); необходимость преодоления земной гравитации, особенно на ранних этапах полета; и полет в атмосфере Земли , что ограничивает скорость на ранних этапах полета из-за сопротивления и влияет на работу двигателя.

Достижения ракетной техники в 21 веке привели к существенному снижению стоимости запуска килограмма полезной нагрузки либо на низкую околоземную орбиту , либо на Международную космическую станцию . снижение основного прогнозируемого преимущества концепции SSTO.

Известные концепции одноступенчатого вывода на орбиту включают Skylon , в котором использовался двигатель SABRE с гибридным циклом, который может использовать кислород из атмосферы, когда он находится на малой высоте, а затем использовать бортовой жидкий кислород после переключения на ракетный двигатель замкнутого цикла на большой высоте, McDonnell Douglas DC-X , Lockheed Martin X-33 и VentureStar, который должен был заменить космический челнок, а также Roton SSTO , вертолет, способный выйти на орбиту. Однако, несмотря на некоторые обещания, ни один из них пока не приблизился к достижению орбиты из-за проблем с поиском достаточно эффективной двигательной установки и прекращения разработки.

Одноступенчатого вывода на орбиту гораздо легче достичь на внеземных телах, которые имеют более слабые гравитационные поля и более низкое атмосферное давление, чем Земля, таких как Луна и Марс, и это было достигнуто с Луны с помощью Аполлон программы лунного модуля . несколькими автоматическими космическими кораблями советской программы «Луна» , а также китайскими миссиями по возврату образцов с Луны «Чанъэ-5» и «Чанъэ-6» .

История

Ранние концепции

Концепт-арт РОМБУСА

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

Одной из первых концепций SSTO был одноступенчатый орбитальный космический грузовик (OOST), предложенный Филипом Боно . инженер Douglas Aircraft Company . Также была предложена многоразовая версия под названием ROOST.

Еще одной ранней концепцией SSTO была многоразовая ракета-носитель под названием NEXUS , предложенная Краффтом Арнольдом Эрике в начале 1960-х годов. Это был один из крупнейших когда-либо созданных космических кораблей диаметром более 50 метров и способностью поднимать до 2000 коротких тонн на околоземную орбиту, предназначенный для полетов в другие места Солнечной системы, такие как Марс .

Североамериканский самолет VTOVL с воздушными дополнениями 1963 года был таким же большим кораблем, в котором использовались ПВРД для уменьшения взлетной массы корабля за счет устранения необходимости в большом количестве жидкого кислорода во время путешествия через атмосферу.

С 1965 года Роберт Салкельд исследовал различные концепции одноступенчатых крылатых космических самолетов, выходящих на орбиту . Он предложил транспортное средство, которое будет сжигать углеводородное топливо в атмосфере, а затем переключаться на водородное топливо для повышения эффективности в космосе.

Другие примеры ранних концепций Боно (до 1990-х годов), которые так и не были созданы, включают:

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

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

Примерно в 1985 году проект NASP должен был вывести на орбиту ГПВРД, но финансирование было остановлено, а проект отменен. Примерно в то же время HOTOL попыталась использовать технологию реактивного двигателя с предварительным охлаждением , но не смогла показать существенных преимуществ перед ракетной технологией.

Технология DC-X

Основная статья: Макдоннелл Дуглас DC-X

Первый полет DC -X

DC-X, сокращение от Delta Clipper Experimental, представлял собой беспилотный демонстратор вертикального взлета и посадки в масштабе одной трети для предлагаемого SSTO. Это один из немногих когда-либо построенных прототипов автомобилей SSTO. Было запланировано несколько других прототипов, в том числе DC-X2 (полумасштабный прототип) и DC-Y, полномасштабный корабль, способный одноступенчатым выводом на орбиту. Ни один из них не был построен, но в 1995 году проект был передан НАСА , и они построили DC-XA, модернизированный прототип в масштабе в одну треть. Эта машина была потеряна, когда приземлилась с развернутыми только тремя из четырех посадочных площадок, в результате чего она опрокинулась на бок и взорвалась. С тех пор проект не был продолжен.

Ротон

Основная статья: Роторная ракета

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

Подходы

Существовали различные подходы к SSTO, в том числе чистые ракеты, которые запускаются и приземляются вертикально, аппараты с воздушно- реактивными двигателями, которые запускаются и приземляются горизонтально, аппараты с ядерными двигателями и даже аппараты с реактивными двигателями , которые могут летать на орбиту. и вернуться на посадку, как авиалайнер, совершенно неповрежденным.

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

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

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

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

Плотное и водородное топливо

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

Водород имеет следующие преимущества:

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

Однако водород также имеет следующие недостатки:

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

Эти проблемы можно решить, но за дополнительную плату.

В то время как резервуары с керосином могут составлять 1% от веса их содержимого, резервуары с водородом часто должны весить 10% своего содержимого. Это связано как с низкой плотностью, так и с дополнительной изоляцией, необходимой для минимизации выкипания (проблема, которая не возникает с керосином и многими другими видами топлива). Низкая плотность водорода дополнительно влияет на конструкцию остальной части автомобиля: насосы и трубопроводы должны быть намного больше, чтобы перекачивать топливо в двигатель. В результате соотношение тяги к весу двигателей, работающих на водороде, на 30–50% ниже, чем у сопоставимых двигателей, использующих более плотное топливо.

Эта неэффективность косвенно влияет на гравитационные потери и ; аппарат должен поддерживаться на мощности ракеты, пока не достигнет орбиты. Меньшая избыточная тяга водородных двигателей из-за более низкого отношения тяги к весу означает, что транспортное средство должно подниматься более круто, и поэтому в горизонтальном направлении действует меньшая тяга. Меньшая горизонтальная тяга приводит к увеличению времени достижения орбиты, а гравитационные потери увеличиваются как минимум на 300 метров в секунду (1100 км/ч; 670 миль в час). Хотя отношение массы к кривой дельта-v не кажется большим, оно очень крутое для достижения орбиты за одну ступень, и это составляет 10% разницу по отношению к соотношению масс, помимо экономии резервуара и насоса.

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

В 1960-х годах Филип Боно исследовал одноступенчатые трехкомпонентные ракеты VTVL и показал, что они могут увеличить размер полезной нагрузки примерно на 30%.

Опыт эксплуатации экспериментальной ракеты DC-X побудил ряд сторонников SSTO пересмотреть мнение о водороде как о удовлетворительном топливе. Покойный Макс Хантер, используя водородное топливо в DC-X, часто говорил, что, по его мнению, первый успешный орбитальный SSTO, скорее всего, будет работать на пропане.

Один двигатель для всех высот

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

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

Другие решения включают использование нескольких двигателей и других конструкций, адаптирующихся к высоте, таких как двойные колокола или выдвижные секции колокола .

Тем не менее, на очень больших высотах чрезвычайно большие колокола двигателя имеют тенденцию расширять выхлопные газы до давления, близкого к вакууму. В результате эти колокола двигателя контрпродуктивны. из-за их лишнего веса. В некоторых концепциях SSTO используются двигатели очень высокого давления, которые позволяют использовать высокие передаточные числа с уровня земли. Это дает хорошую производительность, устраняя необходимость в более сложных решениях.

Воздушно-дыхательный ССТО

Скайлон Космический самолет

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

Некоторые из проблем, связанных с этим подходом:

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

Таким образом, например, в случае с конструкциями ГПВРД (например, X-43 ), бюджеты масс, похоже, не ограничиваются орбитальным запуском.

Аналогичные проблемы возникают с одноступенчатыми аппаратами, пытающимися вывести на орбиту обычные реактивные двигатели: вес реактивных двигателей недостаточно компенсируется уменьшением количества топлива.

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

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

Помощь при запуске

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

Предлагаемые средства помощи при запуске включают в себя:

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

И орбитальные ресурсы, такие как:

• Космический трос
• буксиры

Ядерная двигательная установка

Основная статья: Ядерная двигательная установка

Из-за проблем с весом, таких как защита, многие ядерные двигательные установки не могут поднять собственный вес и, следовательно, непригодны для запуска на орбиту. Однако некоторые конструкции, такие как проект «Орион» и некоторые ядерно-тепловые конструкции, имеют соотношение тяги к весу, превышающее 1, что позволяет им взлетать. Очевидно, что одной из главных проблем ядерной силовой установки будет безопасность как во время запуска для пассажиров, так и в случае сбоя во время запуска. По состоянию на февраль 2024 года ни одна текущая программа не пытается осуществить ядерное движение с поверхности Земли.

Лучевая двигательная установка

Основная статья: Лучевая двигательная установка

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

Проблемы проектирования, присущие SSTO

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

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

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

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

где:

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

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

$g_{0}$ стандартная гравитация ,

$MR$ транспортного средства коэффициент массы ,

$\ln$ относится к функции натурального логарифма .

Коэффициент массы транспортного средства определяется как отношение начальной массы транспортного средства при полной загрузке топливом. $\left(m_{i}\right)$ до конечной массы автомобиля $\left(m_{f}\right)$ после ожога:

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

где:

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

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

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

$m_{p}$ - масса пороха,

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

Массовая доля пороха ( $\zeta$) транспортного средства можно выразить исключительно как функцию соотношения масс:

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

Структурный коэффициент ( $\lambda$) является критическим параметром при проектировании автомобиля SSTO. Структурная эффективность транспортного средства максимизируется, когда структурный коэффициент приближается к нулю. Структурный коэффициент определяется как:

Сравнение чувствительности к фактору роста для аппаратов с одноступенчатым выходом на орбиту (SSTO) и с ограниченным ступенчатым выходом на орбиту (TSTO). На основе полета на околоземной орбите со скоростью Delta v = 9,1 км/с и массой полезной нагрузки = 4500 кг для дальности полета топлива Isp.

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

Общая структурная массовая доля $\left({\frac {m_{s}}{m_{i}}}\right)$ можно выразить через структурный коэффициент:

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

Дополнительное выражение для общей массовой доли конструкции можно найти, заметив, что массовая доля полезной нагрузки $\left({\frac {m_{\text{pl}}}{m_{i}}}\right)$, массовая доля топлива и конструкционная массовая доля в сумме равны единице:

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

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

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

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

Это выражение показывает, как размер транспортного средства SSTO зависит от его структурной эффективности. Учитывая профиль миссии $\left(\Delta v,m_{\text{pl}}\right)$ и тип топлива $\left(I_{\text{sp}}\right)$, размер транспортного средства увеличивается с увеличением конструктивного коэффициента. Эта чувствительность к фактору роста показана параметрически как для SSTO, так и для двухступенчатых аппаратов (TSTO) для стандартной миссии на околоземной орбите. Кривые вертикально асимптотируют при максимальном пределе структурного коэффициента, когда критерии миссии больше не могут быть выполнены:

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

По сравнению с неоптимизированной машиной TSTO, использующей ограниченную ступень , ракете SSTO, запускающей идентичную массу полезной нагрузки и использующей те же самые топлива, всегда будет требоваться существенно меньший конструктивный коэффициент для достижения того же значения delta-v. Учитывая, что современные технологии материалов устанавливают нижний предел наименьших достижимых структурных коэффициентов примерно 0,1, Многоразовые транспортные средства SSTO обычно являются непрактичным выбором даже при использовании доступного топлива с высочайшими характеристиками.

Примеры

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

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

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

Ракета -носитель «Водолей» была разработана для максимально дешевой доставки сыпучих материалов на орбиту.

Текущее развитие

Текущие и предыдущие проекты SSTO включают японский проект Канко-мару , ARCA Haas 2C , Radian One и индийский космический самолет «Аватар» .

Скайлон

Основная статья: Реакционные двигатели Скайлон

В 2010 году британское правительство вступило в партнерство с ЕКА для продвижения одноступенчатого орбитального космического самолета концепции под названием Skylon . Эта конструкция была впервые разработана компанией Reaction Engines Limited (REL) . компания, основанная Аланом Бондом после HOTOL . закрытия Космический самолет «Скайлон» был положительно воспринят британским правительством и Британским межпланетным обществом . После успешного испытания двигательной системы, которое было проверено двигательным подразделением ЕКА в середине 2012 года, REL объявила, что начнет проект продолжительностью три с половиной года по разработке и созданию испытательного стенда двигателя Sabre для проверки двигателей. производительность в воздушном и ракетном режимах. В ноябре 2012 года было объявлено, что ключевое испытание предварительного охладителя двигателя было успешно завершено и что ESA проверило конструкцию предварительного охладителя. Теперь разработка проекта может перейти к следующему этапу, который включает в себя создание и испытания полномасштабного прототипа двигателя.

Звездолет

Основная статья: Звездолет SpaceX

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

Альтернативные подходы к недорогому космическому полету

Многие исследования показали, что независимо от выбранной технологии наиболее эффективным методом снижения затрат является эффект масштаба . Простой выпуск большого количества автомобилей снижает производственные затраты на один автомобиль, подобно тому, как массовое производство автомобилей привело к значительному увеличению доступности.

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

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

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

См. также

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

Дальнейшее чтение

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

Внешние ссылки

• Мысленный эксперимент с одноступенчатым выходом на орбиту. Архивировано 15 июня 2021 года в Wayback Machine.
• Почему затраты на запуск такие высокие? , анализ затрат на космические запуски, с разделом, критикующим SSTO.
• Холодные уравнения космического полета. Критика SSTO Джеффри Ф. Белла.
• Скорость выгорания Vb одиночной одноступенчатой ​​ракеты