הטיל האקזציה: ה-Unyielding Constraint Behind Single-Stage-to-Orbit Vehicles

החלום של רכב שניתן להחזיר לחלוטין מכדור הארץ, מגיע למסלול, וחוזר לארץ בפיסת אחת – מבלי לשפוך שלבים – יש לו מהנדסים אווירו-מרחביים במשך עשרות שנים. Single-שלב-to-orbit (SSTO) מבטיח להפחית באופן דרסטי את עלויות השיגור, תפנית מהירה, ועתיד שבו הגישה לחלל היא לשגרה כמו אווירית, למרות עשרות שנים של מחקר של מיליארדי דולרים, ללא משוואה פשוטה של כלי רכב.

משוואה הרקטות משווה את הסחר הבסיסי בטילים: המסה יותר שאתם רוצים להאיץ, את הדחף יותר שאתם צריכים; אבל נושאת אותו דחף מוסיף מסה, הדורשת אפילו יותר דחף.עבור SSTO, המשוואות מטילות תקרה מתמטית אכזרית, אשר מכריחה מהנדסים לנקוט בצעדים קיצוניים ביעילות הנעה, אור מבני, וגנימות מבצעית.

הטיל Tsiolkovsky Rocket Equation: Definition and Derivation

מהפך מדען רוסי קונסטנטינוס טסלובסקי בשנת 1903, משוואה הרקטות מתייחסת לשינוי במהירות ( ⁇ v) טיל יכול להשיג את מהירות הממצה האפקטיבי שלה ואת הגותרית הטבעית של יחס המסה שלה.

(ב) ויקרא י"ד): "וַיְהַהְמַרְתָּבְהִיתִיתִיתִיתִיתִיתִיתִי" (בראשית כ"ד)

איפה:

  • (ב) ⁇ virFLT:1 = שינוי במהירות הנדרשת (בדרך כלל - 9.4 ק"מ / כדור הארץ מסלול, כולל הפסדים)
  • (ב) ויקרא י"א): "[ה]" (ב]"ה' (ב"ה, כ"ד): "[ה']" (במדבר כ"ד:5]
  • (ב) [15] ויקרא י"א): "[2] ויקרא:2 ויקרא:2 ויקרא:2 ויקרא ויקרא ויקרא ויקרא יט:
  • (ב) [15] ויקרא י"ד): [17] ויקרא ויקרא ויקרא:2 ויקרא:2 ויקרא יט): "המסה אחרונה לאחר צריכת הדחף (המסה יבשה + שכר)

ניתן גם לתקן את המשוואה כדי לפתור את השבר ההמוני של הדחף:

(ב) ויקרא י"ד:2 ויקרא י"ד: ויקרא י"ד: ויקרא י"ד:5 ויקרא י"ד:2;2 ויקרא י"ד)

[ה] מתגלה את האופי האקספוננציאלי של הבעיה: להשיג ⁇ v הכרחי, השבריר ההמוני הסופי מתכווץ במהירות ככל שהמהירות של עלייה במשקל.עבור SSTO כדור הארץ עם ⁇ v נדרש של 9.2 ק"מ / ק"מ (הסבר לכובד משקל והפסדים אווירודינמיקה) ומהירות של פליטה כימית טיפוסית של כ-4.5 ק"מ"מ:0lanFLT: 3.

מדוע עבודות האקספונסינטיות נגד SSTO

מכיוון שמבארפל:0 [FilloFLT:1] כולל את המכשול, כל עלייה במסה מטען מפחיתה ישירות את המסה יבשה המותרת של הרכב עצמו. משגר מסלול טיפוסי כמו פלקון 9 יש יחס המוני סביב 12 עבור השלב הראשון שלו (הרבה יותר גבוה עבור הערימה כולה, כי טיפות מסה צניחה לא יכול לרדת המונית, ולכן יחס המסה חייב להיות מושג בשלב כפול זה 10% אפילו יותר גבוה יותר מאשר ירידה משמעותית של 10%.

עיצוב SSTO: ארבעת הלבנים

משוואה הרקטות מספקת ארבעה מצוקות ראשוניות לשיפור יכולת ה-SSTO:

  1. (ב) [17] , ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇
  2. (ב) ⁇ 0 (הופנה מהדף ⁇ vFLT:1): השתמש במעלית אווירודינמית, סיבוב כדור הארץ או אמצעים אחרים כדי להוריד את המהירות הדרושה למסלול.
  3. (ב) ,0) ,המסה יבשה (mFLT:103) ;2 - תשלום) FLT 3: 3: מבני אור, מנועים ומערכות חינם מסה עבור תשלום או דחף.
  4. (ב) ,0) , 000 כפל מסה חלק מכפלת 1: זהו הפלט, לא מנוף; אלא עיצוב אופטימיזציה לעומס מקסימלי בתוך המגבלות.

Lever 1: הסתברות מוגברת ומחזורי מנוע מתקדמים

הדרך הישירה ביותר לשפר את יכולת ה-SSTO היא להגביר את הדחף הספציפי של רקטות כימיות לאמנה באמצעות מימן / אוקסגן להשיג כ-450 שניות (IFLT:0spigFLT:1) בוואקום, המקביל ל- vigitalFLT:2eFLT 3 ⁇ 4.4 ק"מ / ⁇ / ⁇ / ⁇ בערך זה, השבריר המסה הנעה הנדרשת למסלול הוא בערך, 88%, רק 12% עבור כל דבר אחר, כלומר, עבור פחות מ-5%, כלומר, כלומר, כלומר, כמעט ללא יכולת תשלום משמעותי.

מהנדסים קדמו מספר דרכים להעלות את IveFLT:0 spearph 1

  • (ב) (ב) ב[[1924]], [[1924]]]], [[1924]]]]]], [[1924]]]]]]]], [[1924]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]], [[1924]]]]]]]]]]]]]], [[1924]]]]]]]]]]]]]]]], [[1924]]]]]]]]]], [[1924]]]]]]]]]]]]]]]], [[1924]]]]]]]]]], [[1924]]]]]], [[1924]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]], [[1924]]]]]]]]]]]]]], [[1924]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]] ב[[1924]]]], [[1924]]]]]]]], [[1924]], [[1924]]]], [[1924]] ב[[1924]] [[1924]]]], [[1924]]]]]] ב[[1924]]]], [[1924]]]]]]]], [[1924]]]]]]]], [[1924]] [[1924]] ב[[1924]] [[1924
  • (ב) [ה]המחזור של ה-FLT:0] מחזורי ה-Expander ו-Botd combustion:03: 1:1 מחזורים אלה משפרים את יעילות המנוע הכוללת ומאפשרים לחץ תאים גבוה יותר, מעט מעלים את IFLT:2spibFLT 3: 3.
  • (ב) מנועים:0 (Aerospike: 1) Anerospike nozzle באופן אוטומטי להתאים את ההתרחבות הממצה ללחץ תחרותי, מתן יעילות גבוהה מרמת הים לוואקום.הארושק ליניארי שנבחן בתוכנית X-33 הציע IFLT תיאורטי:2spFLT 3 על פני 5-10% ללא פעמונים קונבנציונליים.
  • (FLT:0) Air-breathing מנועי מחזור משולבים: ההרחבה הרדיקלית ביותר היא להשתמש חמצן אטמוספירי במהלך העלייה המוקדמת, להפחית באופן דרמטי את המסה הנדרשת של מנוע ה- SABRE הוא יחס אווירי טרום-אוויר-אווירי-נשימה שיכול לפעול כמטרה של מאך 5, ואז סגור ל- 7 ממטרה של כלי חמצן, במקום להשתמש במנה של כלי החמצן החמצן ה- 7.

למרות ההבטחה, אף אחד מהמנועי הללו עדיין לא הוכח על ידי SSTO מסלול של SSTO.מנוע SABRE עדיין בפיתוח, עם בדיקות קרקעיות של רכיבי ליבה המתמשכים החל מ-2024.ה-FLT:0SABRE מנוע ראשי התיבות של SABRE מייצג את התקווה הטובה ביותר לפריצת דרך, אך המורכבות של החלפת חום ומכונת טורבינות היא עצומה.

2 - הפחתה של ה- ⁇

המינימום התיאורטי להשגה במסלול כדור הארץ נמוך הוא כ- 8.0 ק"מ / של מהירות אורביטאלית בגובה 200 ק"מ, אבל הפסדים אמיתיים מוסיפים 1.5-2.0 ק"מ / אובדן Gravity, גרור אווירודינמי, והפסדים ההגה הם משמעותיים.

  • יחס גבוה במשקל (FLT:0) גבוה במשקל על גביית: אנדרופט ( 1:1 A T/W) מקטין את אובדן הכבידה כי הרכב מבלה פחות זמן לחימה כוח הכבידה.
  • (FLT:0) אופטימיזציה של טורי: FLT:1 כלי רכב SSTO בדרך כלל לעקוב אחר מסלול כי מאזן גרר והפסדי כבידה.חלק מהמושגים משתמשים בזרימת צורות גוף כדי לייצר מעלית במהלך האחוז, צמצום אובדן הכבידה.
  • (FLT:0) Launch אתר latitude: FLT:1 Launch from Near thequator מספק דחיפה מהירה של עד 465 מ"ר מסיבוב כדור הארץ.אתר שיגור קוהורי הוא יתרון משמעותי עבור SSTO.

גם עם כל אופטימיזציה, ה ⁇ הנדרשת עבור SSTO אנכית-takeoff סביר לרדת מתחת 9.0 ק"מ /s. זה עדיין דורש יחס מסה מעולה.

Lever 3: אופטימיזציה המונים ויציבות מבנית

מכיוון שמשוואה הרקטות מעצימה באופן אקספונציאלי את העונש של מסה נוספת, עיצובי SSTO חייבים להמשיך לקלל קיצוני.זה משפיע על כל תת-מערכת:

  • (FLT:0)Materials:FLT:1 סגסוגת אלומיניום-lithium, טיטניום, ורכיבים מתקדמים הם חיוניים.פחמן-פרימיינד פולימרים להפחית את המסה ב-20-30% בהשוואה לאלומיניום.
  • (FLT:0) טנקים אינטגראליים: FLT:1Building the Drivelant Tanks with the Main Structure (טנקים אינטגראליים) מבטלים קירות טנק נפרדים ומפחיתים את המסה.הכלי החיצוני של מעבורת החלל היה מבנה בלתי נפרד, אבל זה היה מחוספס על ידי SSTO חייב לשמור הכל.
  • (FLT:0Engine Mass:FLT:1 מנוע דחף אל משקל (T / W) הוא קריטי. מנוע T / W גבוה מספק את דחף הדרוש עם פחות מסה. מנועי מימן מודרניים להשיג T / W סביב 40-60. עבור SSTO, מנועי צריך T / W מעל 100, אשר הוא קשה במיוחד עבור מימן בגלל צפיפות נמוכה הדורשת קוצר רוח גדול.
  • מערכת ההגנה של ה-SSTO (TPS): ⁇ F1 (התחימום של כלי רכב SSTO) חייבת להיות בעלת טווח, קל משקל TPS (כמו אריחים של מעבורת החלל) או להשתמש במבנה קריר באופן פעיל (כמו בסקיילון).המסה של TPS יכולה להיות משמעותית - על מעבורת, TPS היוו כ -15% מהמסה יבשה.

השבריר ההמוני יבש (מסת המרה / מרילוף) עבור SSTO קיימא חייב להיות מתחת 10% עבור תשלום שימושי.להשוואה, מסלול מעבורת החלל היה חלק מסה יבש של כ -17% (כולל המנועים שלה, אבל למעט מיכל חיצוני ומגזרים). פער זה מדגים את חומרת האתגר.

רדיקאלי: Proellant Mass Fraction in SSTO

כדי לכמת את הבעיה, שקול יעד SSTO טיפוסי: לספק 10 טון ל- LEO, עם מסה יבשה של 40 טון (בניין + מנועים + TPS) ⁇ v הנדרש הוא 9.2 ק"מ /s, ומנוע IFLT:0spcioFLT:1 הוא 460 שניות (vFLT:2eFLT 3: = 4.51 / 10 ק"מ) יחס נדרש:

(ב) ויקרא י"ד): "[2] ויקרא ויקרא ויקרא יט:2 ויקרא יט' ויקרא יט' ויקרא ויקרא יט:2/ 4.51)

(ב) מדרש (ב) , ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇

(ב) אם י"א): "הייתר" (ב)"ב)" (ב[[המאה ה') ל"ב[[המאה ה-1]], ו[[1924]]]], [[1924]]]]]]]], [[1924]]]]]]]]]], [[1924]]]]]]]]]]]], [[1924]]]]]]]]]]]]]]]]]], [[1924]]]]]]]]]]]]]]]]]], [[1924]]]]]], [[1924]]]]]]]]]]]]]]]]]], [[1924]]]]]]]]]]]]]]]]]]]], [[1924]]]]]]]]]]]]]]]], [[1924]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]]], [[1924]]]]]]]]]], [[1924]], [[1924]]]], [[1924]]]]]], [[1924]]]]]]]], [[1924]]]]]]]], [[1924]]]], [[[[1924]]]]]], [[[[1924]]]]]] [[1924]]]]]]]]]]]] [[[[1924]]]]]]

מושגי SSTO היסטוריים וגורלם

כמה תוכניות ממשלתיות ותעשייה ניסו את ה-SSTO:

  • (FLT:0)NASA X-33 / VentureStar (1996-2001): איור 1:1 של טכנולוגיה בקנה מידה גדול של SSTO בשם VentureStar.It השתמש במנוע אווירוספיקה ליניארי, מיכלי אלומיניום-לייום, וטנקים Cryogenic מורכבים.התוכנית בוטלה עקב בעיות טכניות עם הטנקים המורכבים והקושי להשגת השבריר ההמונית הנדרשת.
  • (FLT:0)McDonnell Douglas DC-X (1991-1996) :FLT 1 A suborbital, אנכי-takeoff / מונע-קרקע (VTVL) הוא הראה תפנית מהירה ונחיתות אוטונומית אבל מעולם לא היה אמור להגיע למסלול.זה אישר את הרעיון התפעולי עבור מכשיר SSTO פוטנציאלי הנקרא Deltaper.
  • (FLT:0)Skylon (Reaction Engines, בריטניה): אנדרל 1 עדיין בפיתוח, Skylon הוא מטוס חלל SSTO אווירי המופעל על ידי מנוע SABRE.It שואפת לעומס של 15 טון ל- LEO. The FLT:2Skylon ConceptFLT 3: נחקר באופן נרחב ומעביר ניתוח נייר, אך הפיתוח הוא הנתיב הקריטי.
  • (FLT:0) רוקט רוטון (1999-2001): "A מסוק דמוי SSTO עם להבים רוטר עבור הנחיתה.זה מעולם לא טס בגלל מימון ובעיות טכניות.

החוט המשותף בין תוכניות ביטול הוא שמשוואה הרקטות לא הותירה שולי לשגיאה.אפילו סטיית קטנות במסה או ביצועים חזו הפכו את העיצוב לבלתי אפשרי.

כיוונים עתידיים: האם ניתן להוריד את הטיל?

בהתחשב במגבלות החמורות, חלק מהחוקרים טוענים כי SSTO טהור עם טילים כימיים לעולם לא יהיה בעל יכולת כלכלית.

  • (FLT:0) קרמיקה מתקדמת ותרכובות:FreaLT:1 מילימטר קל משקל קרמיקה מורכב ומבנים פחמן-פיבר עם בידוד מבוהל יכול להוריד מסה יבשה.
  • (הייצור התוספתי:0) ייצור: הדפסה 3D של רכיבי מנוע מפחיתה את ספירת החלקים ואת המסה, ומאפשר יחסי T/W גבוה יותר:2Relativity SpaceFLT 3: 3D) גישה משתמשת רקטות מודפסות 3D כדי להפחית את המסה והעלות.
  • (ב) ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇
  • (FLT:0) Air-launchue: 1FLT (בשיתוף) ה-SSTO תחת מטוס גדול מקטין את ה ⁇ הנדרשת על ידי החל בגובה ומהירות, אך המערכת כולה חייבת לציית למשוואה הרקטות לשלב הסופי.
  • (FLT:0) בדלק חלל: FLT:1 ; SSTO יכול לשגר עם דחף מינימלי לקופה במסלול, לתדלוק, ולאחר מכן להמשיך.זה מפריד את הדחף הפרוש מהמשימה המקיפה, אך השלב הראשון (SSTO עצמו) עדיין צריך להגיע למסלול עם מספיק עבור כניסה ונחתה.

מסקנה: השוויון שלא ייעלם

משוואה טילים Tsiolkovsky היא חוק פיזי בלתי-משתנה ששולט בכל מערכות ההנעה של התגובה.עבור כלי רכב SSTO, היא מציבה גבול ביצועים שטרם חצו עם הטכנולוגיה הנוכחית.המודלים של המשוואה מבססים כל רווח אפשרי ממניעה, מבנים ומבצעים. בעוד מנועי אוויר כמו SABRE מציעים נתיב ליחס מסה חיובי יותר, האתגרים הטכניים נשארים עצומים של משוואה לא מובסת על פני זמן, אבל לא ניתן לנפץ על ידי מנועי אוויר, אם יש צורך להוכיח את המציאות.

לקריאה נוספת, ראה את משוואה הרקטות של טוסטלובסקי 1 על ויקיפדיה, ואת ה-FLT:2NASA על X-3303FLT 3: 3.