Одноэтапная до орбита

Venturestar SSTO был предложенным космическим пространством .

Одноступенчатая доорбита ( SSTO ) транспортное средство достигает орбиты с поверхности тела, используя только пропелленты и жидкости, и без расходов, двигателей или другого основного оборудования. Термин исключительно относится к многоразовым транспортным средствам . На сегодняшний день не было запускаемых на земле. Орбитальные запуска с Земли были выполнены либо полностью, либо частично расходными многоэтапными ракетами .

Основным прогнозируемым преимуществом концепции SSTO является устранение аппаратной замены, присущей расходной системе запуска. Тем не менее, неоплачивающиеся затраты, связанные с проектированием, разработкой, исследованиями и инженерами (DDR & E) многоразовых систем SSTO, намного выше, чем расходуемые системы из-за существенных технических проблем SSTO, предполагая, что эти технические проблемы фактически могут быть решены. Автомобили SSTO также могут потребовать значительно более высокой степени регулярного обслуживания.

Считается, что это незначительно возможным, чтобы запустить одноэтапную допорную химически питательный космический корабль с Земли. Основными усложняющими факторами для SSTO из Земли являются: высокая орбитальная скорость более 7400 метров в секунду (27 000 км/ч; 17 000 миль в час); необходимость преодолеть гравитацию Земли, особенно на ранних стадиях полета; и полет в атмосфере Земли , который ограничивает скорость на ранних стадиях полета из -за сопротивления и влияет на производительность двигателя.

Достижения в области ракета в 21 -м веке привели к значительному падению затрат на запуск килограмма полезной нагрузки либо на орбиту с низкой землей , либо на международную космическую станцию , Сокращение основного прогнозируемого преимущества концепции SSTO.

Примечательные одноэтапные концепции Orbit включают Skylon , в котором использовался гибридный двигатель Sabre Sabre, который может использовать кислород из атмосферы, когда он находится на низкой высоте, а затем использование встроенного жидкого кислорода после перехода на ракетный двигатель замкнутого цикла на высокой высоте, в McDonnell Douglas DC-X , Lockheed Martin X-33 и Venturestar , который был предназначен для замены космического челнока, и Roton SSTO , который является вертолетом, который может добраться до орбиты. Однако, несмотря на то, что он показал некоторое обещание, ни один из них не приблизился к достижению орбиты из -за проблем с поиском достаточно эффективной движительной системы и прекращения развития.

Одноэтапная доорбита гораздо легче достичь на внеземных телах, которые имеют более слабые гравитационные поля и более низкое атмосферное давление, чем Земля, такие как Луна и Марс, и был достигнут луны модулем Аполлона программы лунным из по нескольким роботизированным космическим кораблям советской программы Luna , а также китайскими миссиями Chang'e 5 и Chang'e 6 Lunar образец.

История

Ранние концепции

Ремб -концепт

До второй половины двадцатого века было проведено очень мало исследований в космические путешествия. В течение 1960 -х годов начали появляться некоторые из первых концептуальных проектов для такого рода ремесла.

Одним из самых ранних концепций SSTO был расходной один сценический орбитальный космический грузовик (OOST), предложенный Филиппом Боно , Инженер для авиационной компании Douglas . Также была предложена многоразовая версия под названием Roost.

Еще одной ранней концепцией SSTO была многократно используемое ракурс -носитель под названием Nexus , который был предложен Краффтом Арнольдом Эйриком в начале 1960 -х годов. Это был один из крупнейших космических кораблей, когда -либо концептуализированных диаметром более 50 метров, и способностью поднять до 2000 тонн на орбиту Земли, предназначенную для миссий для дальнейших мест в солнечной системе, таких как Марс .

Североамериканский воздух дополнен Vtovl с 1963 года, был аналогичным образом крупным ремеслом, которое использовало бы Ramjets для уменьшения массы подъема транспортного средства путем устранения потребности в большом количестве жидкого кислорода во время прохождения атмосферы.

С 1965 года Роберт Салькелд исследовал различные одноэтапные концепции крылатого космического покрытия на орбите . Он предложил транспортное средство, которое сжигает углеводородное топливо, находясь в атмосфере, а затем переключился на водородное топливо для повышения эффективности в пространстве.

Дальнейшие примеры ранних концепций Боно (до 1990 -х годов), которые никогда не были построены, включают:

• Ромб (многоразовый орбитальный модуль, бустер и коммунальный шаттл), еще один дизайн от Филиппа Боно. Это было технически не одноступенчатой, так как он сбросил некоторые из своих первоначальных водородных резервуаров, но он подошел очень близко.
• Ithacus, адаптированная концепция Rombus, которая была предназначена для перевозки солдат и военной техники на другие континенты посредством суборбитальной траектории.
• Pegasus, еще одна адаптированная концепция Rombus, предназначенная для перевозки пассажиров и полезных расстояний в короткие сроки через пространство.
• Дуглас Сассто , концепция стартового автомобиля 1967 года.
• Hyperion, еще одна концепция Philip Bono, которая использовала сани для наращивания скорости перед сбором, чтобы сэкономить на количестве топлива, которое нужно было поднять в воздух.

Raker : в 1979 году Rockwell International представила концепцию 100-тонного полезного многоцелевого аэродинамического анализа Ramjet/ ракетного двигателя , горизонтального взлета/ горизонтальной посадки с одним стадией до орбита. Star - криогенного Космическая солнечная силовая спутники на 300 морской миле. У Star-Raker было бы 3 x Lox/LH2 ракетных двигателей (на основе SSME ) + 10 X Turboramjets.

Примерно в 1985 году проект NASP был предназначен для запуска автомобиля Scramjet на орбиту, но финансирование было остановлено, и проект отменен. Примерно в то же время Hotol пытался использовать технологию предварительно охлажденного реактивного двигателя , но не смог показать значительные преимущества по сравнению с ракетными технологиями.

Технология DC-X

Основная статья: McDonnell Douglas DC-X

Девичий полет DC -X

DC-X, сокращенный для Delta Clipper Experimental, представлял собой бесконечный вертикальный взлет и посадочный демонстратор для предложенного SSTO. Это один из нескольких прототипов автомобилей SSTO, когда -либо построенных. Было предназначено несколько других прототипов, в том числе DC-X2 (половинный прототип) и DC-Y, полномасштабное транспортное средство, которое было бы способно ввести одноэтапную вставку на орбиту. Ни один из них не был построен, но проект был захвачен НАСА в 1995 году, и они построили DC-XA, модернизированный прототип одной трети. Этот автомобиль был потерян, когда он приземлился только с тремя из четырех его посадочных площадок, из -за которых он заставил его наклониться на боку и взорваться. Проект не был продолжен с тех пор.

Ротоне

Основная статья: Ротари Ракета

С 1999 по 2001 год Ротари Ракета попыталась построить автомобиль SSTO под названием The Roton. Он получил большое количество внимания средств массовой информации, и был завершен рабочий по подразделению прототипа, но дизайн был в значительной степени непрактичным.

Подходы

Были различные подходы к SSTO, в том числе чистые ракеты, которые запущены и по вертикали, воздухопрощавленные автомобили с мощностью , которые выпущены, и земли горизонтально, ядерные транспортные средства и даже автомобили с двигательным двигателем, которые могут летать в Орбит в Орбит, и даже транспортные средства с двигателем, которые могут летать в Орбит, и даже и даже автомобили с двигатель транспортные средства с двигателем двигателя, которые могут летать в Орбит, и даже автомобили с двигателем, которые могут летать в Орбит, и вернуть посадку, как авиалайнер, совершенно нетронутый.

Для SSTO с ракетным двигателем основной задачей является достижение достаточно высокого массового ратиона для перевозки достаточного количества топлива для достижения орбиты , а также значимого веса полезной нагрузки . Одна возможность состоит в том, чтобы дать ракете начальную скорость с космическим пистолетом , как и планировалось в проекте QuickLaunch .

Для воздушного дыхания SSTO основной проблемой является сложность системы и связанные с ними затраты на исследования и разработки , материальная наука и методы строительства, необходимые для выживания устойчивого высокоскоростного полета в атмосфере, и достижения достаточно высокого массового рациона, чтобы перенести достаточный топливо в достичь орбиты, плюс значимый вес полезной нагрузки. Конструкции воздушного дыхания обычно летают на сверхзвуковых или гиперзвуковых скоростях и обычно включают ракетный двигатель для окончательного ожога для орбиты.

Будь то ракетная или дышащая воздуха, автомобиль многоразового использования должен быть достаточно прочным, чтобы пережить несколько круглых поездок в космос, не добавляя чрезмерного веса или технического обслуживания. Кроме того, многоразовый автомобиль должен быть в состоянии вернуться без ущерба и безопасно приземлиться.

В то время как одноступенчатые ракеты когда-то считались, что достигли досягаемости, достижения в области технологий материалов и методов строительства показали их возможными. Например, расчеты показывают, что на первом этапе Titan II , запущенной самостоятельно, будет соотношение от 25 до 1 топлива и оборудования для транспортных средств. Он имеет достаточно эффективный двигатель для достижения орбиты, но без большой полезной нагрузки.

Плотное и водородное топливо

Водородное топливо может показаться очевидным топливом для транспортных средств SSTO. При сжигании кислородом водород дает самый высокий специфический импульс любого часто используемого топлива: около 450 секунд по сравнению с 350 секунды для керосина .

Водород имеет следующие преимущества:

• Водород имеет почти на 30% более высокий специфический импульс (около 450 секунд против 350 секунд), чем большинство плотных топлива.
• Водород - отличная охлаждающая жидкость.
• Валовая масса водородных стадий ниже, чем у плотных стадий для той же полезной нагрузки.
• Водород экологически чистый.

Однако водород также имеет эти недостатки:

• Очень низкая плотность (около 1 ~ 7 плотности керосина) - требует очень большого бака
• Глубоко криогенные - должны храниться при очень низких температурах и, следовательно, нуждаются в тяжелой изоляции
• Очень легко сбегает из самого маленького разрыва
• Широкий горючий диапазон - легко зажигается и сжигает опасно невидимым пламенем
• Имеет тенденцию конденсировать кислород, что может вызвать проблемы воспламеняемости
• Имеет большой коэффициент расширения даже для небольших утечек тепла.

С этими проблемами можно решить, но при дополнительных затратах.

В то время как керосиновые резервуары могут составлять 1% от веса их содержимого, водородные резервуары часто должны весить 10% их содержимого. Это связано как из -за низкой плотности, так и из -за дополнительной изоляции, необходимой для минимизации варки (проблема, которая не возникает с керосином и многими другими видами топлива). Низкая плотность водорода дополнительно влияет на конструкцию остальной части транспортного средства: насосы и трубопроводы должны быть намного больше, чтобы накачать топливо в двигатель. Результатом является соотношение тяги/веса двигателей с водородом на 30–50% ниже, чем сопоставимые двигатели, используя более плотное топливо.

Эта неэффективность косвенно влияет на гравитационные потери ; Автомобиль должен удержаться на ракетной мощности, пока не достигнет орбиты. Более низкая избыточная тяга водородных двигателей из -за более низкого соотношения тяги/веса означает, что носитель должен подняться более круто, и поэтому меньше тяги действует горизонтально. Меньше горизонтальной тяги приводит к тому, что ускоряется дольше, а потери тяжести увеличиваются не менее 300 метров в секунду (1100 км/ч; 670 миль в час). Несмотря на то, что не появляется большим, массовое соотношение и кривая Delta-V очень круто, чтобы достичь орбиты на одной стадии, и это придает разницу в 10% разнице с массовым соотношением поверх резервуара и экономии насоса.

Общий эффект заключается в том, что существует удивительно небольшая разница в общей производительности между SSTO, которые используют водород, и теми, которые используют более плотное топливо, за исключением того, что транспортные средства для водорода могут быть более дорогими для развития и покупки. Тщательные исследования показали, что некоторые плотные топлива (например, жидкий пропан ) превышают характеристики водородного топлива при использовании в стартовом носителе SSTO на 10% для того же сухого веса.

В 1960-х годах Филип Боно исследовал одноэтапные, VTVL Tripropellant Rockets и показал, что это может улучшить размер полезной нагрузки примерно на 30%.

Оперативный опыт работы с экспериментальной ракетой DC-X заставил ряд защитников SSTO пересмотреть водород как удовлетворительное топливо. Покойный Max Hunter, используя водородное топливо в DC-X, часто говорил, что, по его мнению, первая успешная Orbital SSTO, скорее всего, будет вызвана пропаном.

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 колоколообразной форсункой . В зависимости от атмосферного давления требуются разные формы колокола. Двигатели, предназначенные для работы в вакууме, имеют большие колокола, что позволяет выхлопным газам расширяться до почти вакуумных давлений, тем самым повышая эффективность. Из -за эффекта, известного как разделение потока , использование вакуумного колокола в атмосфере будет иметь катастрофические последствия для двигателя. Двигатели, предназначенные для стрельбы в атмосфере, поэтому должны сократить сопло, только расширяя газы до атмосферного давления. Потери эффективности, вызванные меньшим колоколом, обычно смягчаются с помощью постановки, поскольку двигатели верхней ступени, такие как RocketDyne J-2, не должны стрелять, пока атмосферное давление не станет незначительным, и поэтому может использовать больший колокол.

Одним из возможных решений будет использование аэросполы , который может быть эффективным в широком диапазоне окружающих давлений. Фактически, в дизайне X-33 должен был использоваться линейный аэрокосмический двигатель .

Другие решения включают в себя использование нескольких двигателей и других конструкций, адаптирующих высоту, таких как колокольчики с двойной мукой или расширяемые секции колокола .

Тем не менее, на очень высоких высотах чрезвычайно большие двигатели, как правило, расширяют выхлопные газы до почти вакуумных давлений. В результате эти колокола двигателя контрпродуктивны Из -за их избыточного веса. В некоторых концепциях SSTO используются двигатели с очень высоким давлением, которые позволяют использовать высокие отношения с уровня земли. Это дает хорошую производительность, отрицая необходимость в более сложных решениях.

Аэрофтажное SSTO

Skylon Spaceplane

Некоторые конструкции для SSTO пытаются использовать реактивные двигатели с аэрозольщиком , которые собирают окислитель и реакцию в атмосферу, чтобы снизить веса транспортного средства.

Некоторые из проблем с этим подходом:

• Ни один известный воздушный дыхательный двигатель не способен работать на орбитальной скорости в атмосфере (например, скриптики, заправленные водородом , имеют максимальную скорость около Маха 17). Это означает, что ракеты должны использоваться для окончательной орбитальной вставки.
• Ракетная тяга требует, чтобы орбитальная масса была максимально небольшой, чтобы минимизировать весовой вес.
• Соотношение тяги к весу ракеты, которые полагаются на борту кислорода, резко увеличивается по мере того, как топливо тратит, потому что топливный бак окислителя имеет около 1% массы в качестве окисления, который он несет, тогда как дышащие воздушные двигатели традиционно имеют бедные. Соотношение тяги/веса, которое относительно фиксировано во время воздушного подъема.
• Очень высокие скорости в атмосфере требуют очень тяжелых систем тепловой защиты, что делает достижение орбиты еще сильнее.
• Находясь на более низких скоростях, воздушные дыхательные двигатели очень эффективны, но эффективность ( ISP ) и уровни тяги воздушных реактивных двигателей значительно падают на высокой скорости (выше Маха 5–10 в зависимости от двигателя) и начинают приближаться к уровню уровня. ракетные двигатели или хуже.
• Поощрение подъема к перетаскиванию транспортных средств с гиперзвуковыми скоростями плохие, однако эффективное соотношение подъема к перетаскиванию ракетных транспортных средств на высоком G не отличается .

Таким образом, с помощью, например, проектирования Scramjet (например, x-43 ), массовые бюджеты, по-видимому, не закрываются для запуска орбиты.

Аналогичные проблемы возникают с одностадийными транспортными средствами, пытающимися перенести обычные реактивные двигатели на орбиту-вес реактивных двигателей недостаточно компенсируется снижением топлива.

С другой стороны, кружевные предварительно охладированные конструкции аэростава , такие как космический космос Skylon (и Atrex ), которые переходят к ракетной тяге на довольно более низких скоростях (Mach 5.5), похоже, на бумаге, по крайней мере, улучшенной орбитальной массовой фракции над чистыми. Ракеты (даже многоступенчатые ракеты) в достаточной степени, чтобы удержать возможность полного повторного использования с лучшей фракцией полезной нагрузки.

Важно отметить, что массовая фракция является важной концепцией в разработке ракеты. Тем не менее, массовая фракция может иметь мало общего с затратами на ракету, так как затраты на топливо очень малы по сравнению с затратами на инженерную программу в целом. В результате дешевая ракета с плохой массовой фракцией может быть в состоянии доставить больше полезной нагрузки на орбиту с заданной суммой, чем более сложная, более эффективная ракета.

Запуск передач

Многие транспортные средства являются лишь узко суборбитальными, поэтому практически все, что дает относительно небольшое увеличение Delta-V, может быть полезной, и поэтому желательна внешняя помощь для транспортного средства.

Предлагаемые запуска передачи включают:

• Запуск сани (Rail, Maglev, включая Bantam, Maglifter , Startram и т. Д.)
• запуск воздуха или буксировка самолета
• в полете
• Lofstrom Launch Loop / Space Fountains

И ресурсы на орбите, такие как:

• Космическая привязка
• буксиры

Ядерное движение

Основная статья: ядерное движение

Из -за проблем с весом, таких как экранирование, многие ядерные движители не могут поднять свой собственный вес и, следовательно, не подходят для запуска на орбиту. Тем не менее, некоторые конструкции, такие как проект Orion и некоторые ядерные тепловые конструкции, имеют соотношение тяги к весу превышающим 1, что позволяет им поднять. Очевидно, что одной из основных проблем с ядерным движением будет безопасность, как во время запуска для пассажиров, но и в случае неудачи во время запуска. По состоянию на февраль 2024 года ни одна текущая программа не пытается продумать ядерное движение с поверхности Земли.

Движение пучка

Основная статья: движущая сила пучка

Поскольку они могут быть более энергетическими, чем потенциальная энергия, которую позволяет химическое топливо, некоторые ракетные концепции лазерной или микроволновой ракеты могут запустить транспортные средства на орбиту на одну стадию. На практике эта область невозможна с текущей технологией.

Проблемы дизайна, присущие SSTO

Ограничения пространства дизайна транспортных средств SSTO были описаны инженером ракетного проектирования Робертом Труасом :

Используя аналогичные технологии (то есть одни и те же пропелленты и структурные фракции), двухэтапный автомобиль на достоверную организацию всегда будет иметь лучшее соотношение полезной нагрузки к весу, чем одна стадия, предназначенная для одной и той же миссии, в большинстве случаев очень очень Гораздо лучше [соотношение полезной нагрузки к весу]. Только когда структурный фактор приближается к нулю [очень мало веса транспортного средства], соотношение полезной нагрузки/веса одноэтапного ракетного подхода к двум стадиям. Небольшое просчет и одноэтапная ракета наносится без полезной нагрузки. Чтобы получить что -либо, технологии должны быть растянуты до предела. Вытягивая последнюю каплю конкретного импульса и бритье из последнего фунта, стоит деньги и/или снижает надежность.

Уравнение ракетного уравнения Циолковского выражает максимальное изменение скорости. Любая ракетная стадия может достичь:

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

где:

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

$I_{\text{sp}}$ является специфическим импульсом , специфичным для пропеллера ,

$g_{0}$ это стандартная гравитация ,

$MR$ это соотношение массы транспортного средства ,

$\ln$ относится к естественной функции логарифма .

Массовое соотношение транспортного средства определяется в качестве соотношения начальная масса транспортного средства при полной загрузке пропеллентами $\left(m_{i}\right)$ до финальной массы транспортного средства $\left(m_{f}\right)$ После ожога:

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

где:

$m_{i}$ Первоначальная масса транспортного средства или весовой вес $\left(GLOW\right)$,

$m_{f}$ является последней массой транспортного средства после ожога,

$m_{s}$ это структурная масса транспортного средства,

$m_{p}$ является массой топлива,

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

Массовая фракция пропеллента ( $\zeta$) транспортного средства может быть выражена исключительно как функция массового соотношения:

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

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

Сравнение чувствительности фактора роста для одноэтажных транспортных средств с одной стадии до орбита (SSTO) и ограниченной стадии с двумя стадиями (TSTO). На основе миссии LEO Delta V = 9,1 км/с и массы полезной нагрузки = 4500 кг для диапазона пропеллента 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 масса -дробь $\left({\frac {m_{s}}{m_{i}}}\right)$ может быть выражен в терминах структурного коэффициента:

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

Дополнительное выражение для общей структурной массовой фракции можно найти, отметив, что доля массы полезной нагрузки массы $\left({\frac {m_{\text{pl}}}{m_{i}}}\right)$, пропеллентная массовая фракция и структурная массовая фракция суммирована к одному:

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

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

Приравнивание выражений для структурной массовой фракции и решения для начальных урожаев массы транспортного средства:

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

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 структурного коэффициента. Эта чувствительность фактора роста показана параметрически как для автомобилей SSTO, так и для двух стадий-орбита (TSTO) для стандартной миссии LEO. Кривые по вертикально асимптоте при максимальном пределе структурного коэффициента, где критерии миссии больше не могут соответствовать:

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

По сравнению с неоптимизированным транспортным средством TSTO с использованием ограниченной постановки , ракета SSTO, запускающая идентичную массу полезной нагрузки и использования одних и тех же пропеллентов, всегда потребует значительно меньшего структурного коэффициента для достижения одной и той же Delta-V. Учитывая, что текущие материалы технологии устанавливают нижний предел приблизительно 0,1 на самые маленькие структурные коэффициенты, достижимые, Морские автомобили SSTO, как правило, являются непрактичным выбором, даже при использовании самых высоких доступных топливов.

Примеры

Легче достичь SSTO от тела с более низким гравитационным притяжением, чем земля, например, Луна или Марс . поднялся Лунный модуль Аполлона с поверхности лунной до лунной орбиты за одну стадию.

Подробное исследование автомобилей SSTO было подготовлено Chrysler Corporation космическим подразделением в 1970–1971 годах по контракту NASA NAS8-26341. Их предложение ( Shuttle Serv ) было огромным транспортным средством с более чем 50 000 килограммов (110 000 фунтов) полезной нагрузки с использованием реактивных двигателей для (вертикальной) посадки. В то время как технические проблемы, казалось, были решаемыми, ВВС США потребовался крылатый дизайн, который привел к шаттлу, как мы его знаем сегодня.

Демонстратор Technology DC-X DC-X , первоначально разработанный McDonnell Douglas для Программы программы стратегической обороны (SDI), был попыткой построить транспортное средство, которое может привести к автомобилю SSTO. Испытательное судно треть размером с треть была эксплуатирована и поддерживалась небольшой командой из трех человек, базирующейся из трейлера, и когда-то было возобновлено менее чем через 24 часа после приземления. Хотя программа испытаний не обошлась без неудачи (включая незначительный взрыв), DC-X продемонстрировал, что аспекты обслуживания концепции были обоснованными. Этот проект был отменен, когда он приземлился с тремя из четырех ног, развернутых, опрокинутых и взорвался на четвертом полете после передачи управления из организации стратегической оборонной инициативы в НАСА.

был Руковочный автомобиль Aquarius разработан, чтобы принести массовые материалы на орбиту как можно дешево.

Текущее развитие

Текущие и предыдущие проекты SSTO включают японский проект Канко-Мару , Arca Haas 2C , Radian One и индийский аватарский космический корабль.

Скалон

Основная статья: Двигатели реакции Skylon

Британское правительство сотрудничало с ESA в 2010 году для продвижения одноэтажной Orbit Spaceplane концепции под названием Skylon . Эта конструкция была впервые заправлена ​​реакционными двигателями Limited (REL) , Компания, основанная Аланом Бондом после . отмены Хотола Ком косметический космос Skylon был положительно принят британским правительством и Британским межпланетным обществом . После успешного теста на двигательную систему, который проверялся подразделением движения ЕКА в середине 2012 года, REL объявил, что начнется проект на три с половиной года для разработки и создания тестового джига саблевого двигателя , чтобы доказать двигатели Производительность в его воздушном дыхании и ракетных режимах. В ноябре 2012 года было объявлено, что ключевое испытание предварительного ооллера двигателя было успешно завершено, и что ESA проверила дизайн предварительного олера. Разработке проекта теперь разрешено перейти на следующий этап, который включает в себя строительство и тестирование полномасштабного прототипа двигателя.

Звездный корабль

Основная статья: SpaceX Starship

Элон Маск, генеральный директор SpaceX, заявил, что верхняя стадия прототипа «Звездного корабля» , в настоящее время находится в разработке в Starbase (Техас) , имеет возможность охватить орбиту в качестве SSTO. Однако он признает, что если это будет сделано, не останется заметной массы для теплового щита , посадки ног или топлива для приземления, а тем более любой полезной полезной нагрузки.

Альтернативные подходы к недорогому космическому полету

Многие исследования показали, что независимо от выбранной технологии, наиболее эффективной техникой снижения затрат является экономия масштаба . Простое запуск большого общего количества снижает производственные затраты на транспортное средство, аналогично тому, как массовое производство автомобилей привело к значительному повышению доступности.

Используя эту концепцию, некоторые аналитики аэрокосмической промышленности считают, что способ снижения запуска запуска является полной противоположностью SSTO. Принимая во внимание, что повторно используемый SSTO снизит затраты на запуск за счет создания многотехнологичного автомобиля, который часто запускается с низким обслуживанием, подход «массового производства» рассматривает технические достижения в качестве источника проблемы стоимости в первую очередь. Просто создавая и запустив большое количество ракет и, следовательно, запустив большой объем полезной нагрузки, затраты могут быть снижены. Этот подход был предпринят в конце 1970 -х годов в начале 1980 -х годов в Западной Германии с Конго на основе Демократической Республикой Ракета OTRAG .

Это несколько похоже на подход, который использовали некоторые предыдущие системы, используя простые системы двигателей с «низким технологическим» топливом, как и все еще российские и китайские космические программы .

Альтернатива масштабированию состоит в том, чтобы сделать выброшенные этапы практически повторно используемые : это была оригинальная цель дизайна исследований фазы B -шаттла , и в настоящее время осуществляется программой разработки систем многократного использования SpaceX с их Falcon 9 , Falcon Heavy и Starship , и синее происхождение с использованием нового Гленна .

Смотрите также

• Aerospike Engine
• Бристольские космические собой
• Британская аэрокосмическая хотол
• Канко-Мару
• Запуск петля
• Lockheed Martin X-33
• Массовая дробь
• НАСА X-43
• Орбитальное кольцо
• Роквелл X-30
• Ротоне
• Скрас
• Космический лифт
• Космическое движение
• Трехэтапный орбит
• Двухэтап-доорбита
• Вентерестар
• XS-1 (космический корабль)

Дальнейшее чтение

• Эндрю Дж. Баорика: Одиночная стадия на орбиту - политика, космические технологии и поиски многоразового ракета. Издательство Университета Джона Хопкинса, Балтимор 2004 г., ISBN   9780801873386 .

Внешние ссылки

• Эксперимент по одноэтажному орбиту за архив 15 июня 2021 года на машине Wayback
• Почему запуска запуска настолько высоки? , анализ затрат на запуск космического пространства, с разделом критикует SSTO
• Холодные уравнения космического полета критика SSTO от Джеффри Ф. Белла.
• Скорость выгорания vb одной 1-ступенчатой ​​ракеты