Çok kademeli roket - Multistage rocket

Bir çok aşamalı roket veya adım roket bir olan fırlatma aracı iki veya daha fazla kullanır roket aşamalarını kendi içeren, her biri motorları ve itici . Bir tandem veya seri sahne, başka bir sahnenin üstüne monte edilir; Bir paralel aşamada başka bir aşaması boyunca takılır. Sonuç, etkili bir şekilde üst üste istiflenmiş veya yan yana eklenmiş iki veya daha fazla rokettir. İki aşamalı roketler oldukça yaygındır, ancak beş ayrı aşamaya sahip roketler başarıyla fırlatılmıştır.

İtici gücü bittiğinde aşamaları fırlatarak, kalan roketin kütlesi azalır. Birbirini izleyen her aşama, daha yüksek irtifalarda azaltılmış atmosfer basıncı gibi belirli çalışma koşulları için de optimize edilebilir. Bu aşamalandırma , kalan aşamaların itiş gücünün roketi nihai hızına ve yüksekliğine daha kolay hızlandırmasını sağlar .

Seri veya tandem evreleme şemalarında, ilk aşama en altta ve genellikle en büyüğüdür, ikinci aşama ve sonraki üst aşamalar bunun üzerindedir, genellikle küçülür. Paralel evreleme şemalarında , fırlatmaya yardımcı olmak için katı veya sıvı roket güçlendiriciler kullanılır. Bunlara bazen "aşama 0" denir. Tipik durumda, birinci aşama ve güçlendirici motorlar, roketin tamamını yukarı doğru itmek için ateşlenir. Güçlendiricilerin yakıtı bittiğinde, roketin geri kalanından (genellikle bir tür küçük patlayıcı yük veya patlayıcı cıvata ile ) ayrılırlar ve düşerler. İlk aşama daha sonra tamamlanana kadar yanar ve düşer. Bu, altta ikinci aşama ile daha sonra ateşlenen daha küçük bir roket bırakır. Roket çevrelerinde evreleme olarak bilinen bu işlem, istenen son hıza ulaşılana kadar tekrarlanır. Seri kademeli bazı durumlarda, üst kademe ayrılmadan önce ateşlenir - kademeler arası halka bu akılda tutularak tasarlanmıştır ve itme, iki aracı pozitif olarak ayırmaya yardımcı olmak için kullanılır.

Yörünge hızına ulaşmak için çok kademeli bir roket gerekir . Tek aşamadan yörüngeye tasarımlar aranıyor, ancak henüz kanıtlanmadı.

Verim

Çok aşamalı roketlerin gerekli olmasının nedeni, fizik yasalarının, belirli bir yakıtla kuru kütle oranına sahip bir roket tarafından elde edilebilecek maksimum hıza getirdiği sınırlamadır. Bu bağıntı, klasik roket denklemi ile verilmektedir :

${\displaystyle \Delta v=v_{\text{e}}\ln \left({\frac {m_{0}}{m_{f}}}\sağ)}$

nerede:

${\ Displaystyle \ Delta v\ }$olan delta-v araç (hız artı yerçekimi ve atmosferik sürükleme kayıpları değişimi);

${\görüntüleme stili m_{0}}$nihai (kuru) kütle artı itici gaza eşit ilk toplam (ıslak) kütledir ;

${\görüntüleme stili m_{f}}$ itici gazın tüketilmesinden sonraki son (kuru) kütledir;

${\displaystyle v_{\metin{e}}}$etkin egzoz hızıdır (itici gaz, motor tasarımı ve gaz kelebeği durumu ile belirlenir);

${\görüntüleme stili \ln }$olan doğal logaritma fonksiyonu.

Düşük Dünya yörüngesine (veya yeterince ağır bir alt yörüngesel yükün gerekli hızına) ulaşmak için gereken delta v , tek bir roket aşamasında gerçekçi olarak elde edilebilecek olandan daha büyük bir ıslak-kuru kütle oranı gerektirir. Çok kademeli roket, delta-v'yi kesirlere bölerek bu sınırı aşar. Her bir alt aşama düşerken ve bir sonraki aşama ateşlenirken, roketin geri kalanı hala yanma hızının yakınında hareket eder. Her bir alt kademenin kuru kütlesi, üst kademelerdeki itici gazı içerir ve birbirini takip eden her bir üst kademe, harcanan alt kademelerin işe yaramaz kuru kütlesini atarak kuru kütlesini azaltmıştır.

Diğer bir avantaj, her aşamada, her biri kendi özel çalışma koşullarına göre ayarlanmış farklı tipte bir roket motoru kullanabilmesidir. Bu nedenle, alt kademe motorları atmosfer basıncında kullanılmak üzere tasarlanırken, üst kademeler yakın vakum koşullarına uygun motorları kullanabilir. Alt aşamalar, kendi ağırlıklarını ve üstlerindeki aşamaların ağırlığını taşımaları gerektiğinden, üst aşamalardan daha fazla yapı gerektirir. Her aşamanın yapısını optimize etmek, toplam aracın ağırlığını azaltır ve daha fazla avantaj sağlar.

Aşamalandırmanın avantajı, henüz kullanılmayan daha düşük aşamalardaki kaldırma motorlarının maliyetinin yanı sıra, tüm roketi tek bir aşamadan daha karmaşık ve inşa edilmesini daha zor hale getirmesidir. Ek olarak, her aşamalandırma olayı, ayırma hatası, ateşleme hatası veya aşama çarpışması nedeniyle olası bir başlatma hatası noktasıdır. Bununla birlikte, tasarruflar o kadar büyük ki, yörüngeye bir yük taşımak için kullanılan her roketin bir çeşit evrelemesi oldu.

Roket verimliliğinin en yaygın ölçütlerinden biri, itici yakıt tüketiminin akış hızı (saniyede) başına itme gücü olarak tanımlanan özel dürtüsüdür:

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

Denklemi, diğer faktörlerin bir sonucu olarak itme hesaplanacak şekilde yeniden düzenlerken, elimizde:

${\displaystyle T=I_{\mathrm {sp} }g_{\mathrm {0} }{\frac {dm}{dt}}}$

Bu denklemler, daha yüksek bir özgül darbenin, daha uzun süre yanabilen daha verimli bir roket motoru anlamına geldiğini göstermektedir. Kademe açısından, ilk roket aşamaları genellikle daha düşük bir özgül dürtü derecesine, roketi daha yüksek irtifalara hızla itmek için üstün itme için ticaret verimliliğine sahiptir. Roketin sonraki aşamaları genellikle daha yüksek bir özgül darbe derecesine sahiptir çünkü araç atmosferin daha dışındadır ve egzoz gazının atmosferik basınca karşı genleşmesine gerek yoktur.

Bir fırlatma aracı için başlangıç ​​aşaması olarak kullanılacak ideal roket motorunu seçerken, itme-ağırlık oranı incelemek için yararlı bir performans metriğidir ve aşağıdaki denklemle hesaplanır:

${\displaystyle TWR={\frac {T}{mg_{\mathrm {0} }}}}$

Bir fırlatma aracının genel itme-ağırlık oranı 1,3 ila 2,0 aralığındadır. Bir görevdeki her bir roket aşamasını tasarlarken akılda tutulması gereken bir diğer performans ölçüsü, roket motorunun tüm itici gazını tüketmeden önce dayanacağı süre olan yanma süresidir. Nihai olmayan aşamaların çoğu için, itme ve özgül darbe sabit kabul edilebilir, bu da yanma süresi denkleminin şu şekilde yazılmasına izin verir:

${\displaystyle \Delta {t}={\frac {I_{\mathrm {sp} }g_{\mathrm {0} }}{T}}\times (m_{\mathrm {0} }-m_{\mathrm {F} })}$

Roket aşamasının sırasıyla ilk ve son kütleleri nerede ve nerededir . Tükenme süresi ile bağlantılı olarak, aynı değerler kullanılarak yanma yüksekliği ve hızı elde edilir ve bu iki denklem ile bulunur: ${\displaystyle m_{\mathrm {0} }}$${\displaystyle m_{\mathrm {f} }}$

${\displaystyle h_{\mathrm {bo} }={\frac {I_{\mathrm {sp} }g_{\mathrm {0} }}{m_{\mathrm {e} }}}\times (m_{\ matematik {f} }~\mathrm {ln} (m_{\mathrm {f} }/m_{\mathrm {0} })+m_{\mathrm {0} }-m_{\mathrm {f} })}$

${\displaystyle v_{\mathrm {bo} }={\frac {I_{\mathrm {sp} }g_{\mathrm {0} }m_{\mathrm {0} }}{m_{\mathrm {f} } }}-{\frac {g_{\mathrm {0} }}{m_{\mathrm {e} }}}(m_{\mathrm {0} }-m_{\mathrm {f} })}$

Tüm roket sistemi için toplam yanma hızını veya süresini hesaplama problemi ile uğraşırken, bunu yapmak için genel prosedür aşağıdaki gibidir:

1. Problem hesaplamalarını roket sisteminin içerdiği birçok aşamaya bölün.
2. Her bir aşama için ilk ve son kütleyi hesaplayın.
3. Tükenmişlik hızını hesaplayın ve her bir aşama için başlangıç ​​hızıyla toplayın. Her aşamanın bir öncekinden hemen sonra gerçekleştiğini varsayarsak, tükenmişlik hızı bir sonraki aşama için başlangıç ​​hızı olur.
4. Son aşama için tükenmişlik süresi ve/veya hız hesaplanana kadar önceki iki adımı tekrarlayın.

Araç, gezegenin yerçekimi ivmesi kademeli olarak değişene kadar kısa bir süre için yukarı doğru yanaşmasına izin verecek bir hıza sahip olacağından, tükenmişlik süresinin roket aşamasının hareketinin sonunu belirlemediğini belirtmek önemlidir. aşağı doğru bir yöne çevirin. Tükenmeden sonra roketin hızı ve yüksekliği, temel fizik hareket denklemleri kullanılarak kolayca modellenebilir.

Bir roketi diğeriyle karşılaştırırken, roketin belirli bir özelliğini diğerinin aynı özelliği ile doğrudan karşılaştırmak pratik değildir çünkü bireysel özellikleri genellikle birbirinden bağımsız değildir. Bu nedenle roketler arasında daha anlamlı bir karşılaştırma yapılabilmesi için boyutsuz oranlar tasarlanmıştır. İlki, roket aşamasının tam ilk kütlesi ile roket aşamasının tüm yakıtı tüketildikten sonra nihai kütlesi arasındaki oran olan, ilk-son kütle oranıdır. Bu oranın denklemi:

${\displaystyle \eta ={\frac {m_{\mathrm {E} }+m_{\mathrm {p} }+m_{\mathrm {PL}}}{m_{\mathrm {E} }+m_{\ matematik {PL} }}}}$

Sahnenin boş kütlesi nerede , iticinin kütlesi ve yükün kütlesi. İkinci boyutsuz performans miktarı, sahnenin boş kütlesi ile bu denklemde gösterildiği gibi birleşik boş kütle ve itici kütle arasındaki oran olan yapısal orandır: ${\displaystyle m_{\mathrm {E} }}$${\displaystyle m_{\mathrm {p} }}$${\displaystyle m_{\mathrm {PL}}}$

${\displaystyle \epsilon ={\frac {m_{\mathrm {E} }}{m_{\mathrm {E}}+m_{\mathrm {P} }}}}$

Son ana boyutsuz performans miktarı, faydalı yük kütlesi ile boş roket aşamasının ve itici gazın birleşik kütlesi arasındaki oran olan faydalı yük oranıdır:

${\displaystyle \lambda ={\frac {m_{\mathrm {PL}}}{m_{\mathrm {E}}+m_{\mathrm {P} }}}}$

Boyutsuz miktarlar için üç denklemi karşılaştırdıktan sonra, bunların birbirinden bağımsız olmadıklarını görmek kolaydır ve aslında, ilk-son kütle oranı yapısal oran ve yük oranı açısından yeniden yazılabilir:

${\displaystyle \eta ={\frac {1+\lambda }{\epsilon +\lambda }}}$

Bu performans oranları aynı zamanda bir roket sisteminin optimizasyon yaparken ve bir görev için değişen konfigürasyonları karşılaştırırken ne kadar verimli olacağına dair referanslar olarak da kullanılabilir.

Bileşen seçimi ve boyutlandırma

İlk boyutlandırma için, motorun özgül itme kuvvetine ve N*s cinsinden gereken toplam itme kuvvetine dayalı olarak roket için ihtiyaç duyulan itici gaz miktarını türetmek için roket denklemleri kullanılabilir. Denklem:

${\displaystyle m_{\mathrm {p} }=I_{\mathrm {tot} }/(g*I_{\mathrm {sp} })}$

g, Dünya'nın yerçekimi sabitidir. Bu aynı zamanda, yakıtın yoğunluğu biliniyorsa, yakıt için gereken depolama hacminin hesaplanmasını da sağlar; bu, roket aşaması tasarlanırken hemen hemen her zaman böyledir. Hacim, itici maddenin kütlesinin yoğunluğuna bölünmesiyle elde edilir. Gerekli yakıtın yanı sıra, gerekli iticilerin, elektronik aksamların, aletlerin, güç ekipmanının vb. kütlesinin dikkate alınmasını gerektiren roket yapısının kütlesi de belirlenmelidir. Bunlar, kullanıma hazır tipik donanımlar için bilinen miktarlardır. tasarımın orta ve son aşamalarında dikkate alınmalıdır, ancak ön ve kavramsal tasarım için daha basit bir yaklaşım alınabilir. Bir roket aşaması için bir motorun o belirli segment için toplam itici gücün tamamını sağladığını varsayarsak, sistemin kütlesini belirlemek için bir kütle kesri kullanılabilir. Başlatıcılar ve güvenli kol cihazları gibi aşama transfer donanımının kütlesi, kıyaslandığında çok küçüktür ve ihmal edilebilir olarak kabul edilebilir.

Günümüzün katı roket motorları için toplam kütlenin yüzde 91 ila 94'ünün yakıt olduğunu söylemek güvenli ve makul bir varsayımdır. Ayrıca, tankın içinde sıkışmış ve kullanılamaz durumda kalacak "artık" itici gazın küçük bir yüzdesinin bulunduğunu ve roket için yakıt miktarını belirlerken dikkate alınması gerektiğini de belirtmek önemlidir. Bu kalıntı itici gaz için ortak bir ilk tahmin yüzde beştir. Bu oran ve hesaplanan itici gaz kütlesi ile boş roket ağırlığının kütlesi belirlenebilir. Sıvı bipropellant kullanarak roketlerin boyutlandırılması biraz daha kapsamlı bir yaklaşım gerektirir çünkü gerekli olan iki ayrı tank vardır: biri yakıt için diğeri oksitleyici için. Bu iki miktarın oranı karışım oranı olarak bilinir ve aşağıdaki denklemle tanımlanır:

${\displaystyle O/F=m_{\mathrm {ox} }/m_{\mathrm {yakıt}}}$

Oksitleyicinin kütlesi nerede ve yakıtın kütlesi nerede . Bu karışım oranı sadece her bir tankın boyutunu değil, aynı zamanda roketin özgül itici gücünü de yönetir. İdeal karışım oranının belirlenmesi, tasarlanan roketin çeşitli yönleri arasındaki bir denge dengesidir ve kullanılan yakıt ve oksitleyici kombinasyonunun tipine bağlı olarak değişebilir. Örneğin, bir bipropellantın karışım oranı, optimal özgül itmeye sahip olmayacak, ancak eşit boyutta yakıt tankları ile sonuçlanacak şekilde ayarlanabilir. Bu, yakıt sistemlerinin roketin geri kalanıyla daha basit ve daha ucuz imalatını, paketlenmesini, yapılandırılmasını ve entegrasyonunu sağlayacak ve daha az verimli bir özgül darbe derecelendirmesinin dezavantajlarından daha ağır basabilecek bir fayda haline gelebilir. Ancak, fırlatma sistemi için tanımlayıcı kısıtlamanın hacim olduğunu ve hidrojen gibi düşük yoğunluklu bir yakıtın gerekli olduğunu varsayalım. Bu örnek, oksitleyici açısından zengin bir karışım oranı kullanarak, verimliliği ve özgül darbe oranını azaltarak çözülebilir, ancak daha küçük bir tank hacmi gereksinimini karşılayacaktır. ${\displaystyle m_{\mathrm {ox}}}$${\displaystyle m_{\mathrm {yakıt}}}$

Optimal evreleme ve kısıtlı evreleme

En uygun

Optimal kademelendirmenin nihai hedefi, faydalı yük oranını en üst düzeye çıkarmaktır (performans altındaki oranlara bakın), yani en büyük miktarda faydalı yük, diğer her şeyi içeren en az miktarda faydalı olmayan kütle kullanılarak gerekli yanma hızına taşınır. Optimum evrelemeye ulaşmak için izlenmesi gereken birkaç hızlı kural ve yönerge:

1. İlk aşamalar daha düşük olmalı ve sonraki/son aşamalar daha yüksek olmalıdır .${\ Displaystyle I_{sp}}$${\ Displaystyle I_{sp}}$
2. Daha düşük olan aşamalar daha fazla ΔV katkıda bulunmalıdır.${\ Displaystyle I_{sp}}$
3. Bir sonraki aşama her zaman bir önceki aşamadan daha küçük boyuttadır.
4. Benzer aşamalar benzer ΔV sağlamalıdır.

Yük oranı, her bir aşama için hesaplanabilir ve sırayla çarpıldığında, tüm sistemin genel yük oranını verir. Bireysel aşamalar için yük oranını hesaplarken, yükün mevcut aşamadan sonraki tüm aşamaların kütlesini içerdiğine dikkat etmek önemlidir. Genel yük oranı:

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

Burada n, roket sisteminin içerdiği aşamaların sayısıdır. Aynı faydalı yük oranını veren benzer aşamalar bu denklemi basitleştirir, ancak bu nadiren faydalı yük oranını en üst düzeye çıkarmak için ideal çözümdür ve ΔV gereksinimlerinin yukarıdan 1 ve 2 numaralı kılavuz ipuçlarında önerildiği gibi eşit olmayan bir şekilde bölünmesi gerekebilir. Aşamalar arasındaki bu mükemmel ΔV ayrımını belirlemenin iki yaygın yöntemi, ya bir program tarafından uygulanabilen analitik bir çözüm üreten teknik bir algoritma ya da basit deneme yanılmadır. Deneme yanılma yaklaşımı için, önceki aşama için yük olan ilk kütleyi hesaplayarak son aşamayla başlamak en iyisidir. Oradan roket sisteminin tüm aşamalarını boyutlandırarak ilk aşamaya kadar aynı şekilde ilerlemek kolaydır.

Kısıtlı

Kısıtlı roket evrelemesi, roket sisteminin her bir aşamasının aynı özgül itme, yapısal oran ve yük oranına sahip olduğu basitleştirilmiş varsayımına dayanmaktadır; tek fark, artan her aşamanın toplam kütlesinin bir önceki aşamanınkinden daha az olmasıdır. . Bu varsayım, verimli veya optimal bir sistem elde etmek için ideal bir yaklaşım olmasa da, tükenme hızlarını, tükenme sürelerini, tükenme yüksekliklerini ve her aşamanın kütlesini belirlemek için denklemleri büyük ölçüde basitleştirir. Bu, sistem davranışının temel bir anlayışının ayrıntılı, doğru bir tasarıma tercih edildiği bir durumda kavramsal bir tasarıma daha iyi bir yaklaşım sağlayacaktır. Kısıtlı roket evrelemesinden geçerken anlaşılması gereken önemli bir kavram, roket sistemini bölen aşamaların sayısından yanma hızının nasıl etkilendiğidir. Spesifik itici gücü, faydalı yük oranlarını ve yapısal oranları sabit tutarken bir roket için aşama sayısını artırmak, her zaman daha az aşama kullanan aynı sistemlerden daha yüksek bir yanma hızı sağlayacaktır. Bununla birlikte, azalan verimler kanunu, aşama sayısındaki her bir artışın, bir önceki artışa göre tükenmişlik hızında daha az bir gelişme sağlaması bakımından açıktır. Aşama sayısı çok yüksek bir sayıya doğru arttıkça tükenmişlik hızı kademeli olarak asimptotik bir değere yakınsar. Tükenmişlik hızının iyileştirilmesinde azalan getirilere ek olarak, gerçek dünya roketlerinin nadiren üçten fazla aşama kullanmasının ana nedeni, eklenen her aşama için sistemdeki ağırlık ve karmaşıklığın artması ve sonuçta daha yüksek dağıtım maliyeti sağlamasıdır.

Tandem vs paralel evreleme tasarımı

Tandem evreleme uygulayan bir roket sistemi, her bir aşamanın birbiri ardına sırayla çalışması anlamına gelir. Roket önceki aşamadan kurtulur, ardından bir sonraki aşamada düz bir şekilde art arda yanmaya başlar. Öte yandan, paralel evreleme uygulayan bir roket, aynı anda aktif olan iki veya daha fazla farklı aşamaya sahiptir. Örneğin, Uzay Mekiği aynı anda yanan iki Katı Roket Arttırıcıya sahiptir. Fırlatma sırasında güçlendiriciler ateşlenir ve aşamanın sonunda, harici yakıt deposu başka bir aşama için tutulurken iki güçlendirici atılır . Roket sisteminin performansının tasarımına yönelik çoğu nicel yaklaşım, tandem evrelemeye odaklanır, ancak yaklaşım, paralel evrelemeyi içerecek şekilde kolayca değiştirilebilir. Başlangıç ​​olarak, roketin farklı aşamaları açıkça tanımlanmalıdır. Bir önceki örnekle devam edersek, bazen 'aşama 0' olarak adlandırılan ilk aşamanın sonu, yan güçlendiricilerin ana roketten ayrıldığı zaman olarak tanımlanabilir. Buradan, birinci aşamanın son kütlesi, birinci aşamanın boş kütlesi, ikinci aşamanın kütlesi (ana roket ve kalan yanmamış yakıt) ve faydalı yükün kütlesinin toplamı olarak düşünülebilir.

Üst aşamalar

Yüksek irtifa ve uzaya bağlı üst aşamalar, çok az veya hiç atmosferik basınçla çalışacak şekilde tasarlanmıştır. Bu, optimum vakum genleşme oranlarına sahip daha düşük basınçlı yanma odaları ve motor memelerinin kullanımına izin verir . Bazı üst kademeler, özellikle Delta-K veya Ariane 5 ES ikinci kademe gibi hipergolik itici gazlar kullananlar , basınçla beslenir , bu da karmaşık turbo pompalara olan ihtiyacı ortadan kaldırır . Gibi diğer üst aşamaları, Centaur veya DCSS , sıvı hidrojen kullanımı genleştirme çevrimi motoru veya gaz jeneratörü gibi zamanlı motorların Ariane 5 ECA'nın HM7B veya S-IVB sitesindeki J-2 . Bu aşamalar genellikle yörünge enjeksiyonunu tamamlamak ve yükleri GTO gibi daha yüksek enerjili yörüngelere hızlandırmak veya hızdan kaçmakla görevlendirilir . Yükleri düşük Dünya yörüngesinden GTO'ya veya ötesine taşımak için kullanılan Fregat gibi üst aşamalara bazen uzay römorkörleri denir .

toplantı

Her bir aşama genellikle kendi üretim sahasında monte edilir ve fırlatma sahasına sevk edilir; terimi, taşıt montaj takımı bir olarak bilinen tek olarak roket aşama (lar) ve uzay yükü çiftleşme belirtir uzay aracı . Boyut aralığının daha küçük ucundaki tek aşamalı araçlar (alt yörünge ) ve çok aşamalı araçlar, genellikle sahneleri ve uzay aracını bir vinç vasıtasıyla dikey olarak yerine kaldırarak doğrudan fırlatma rampasına monte edilebilir.

Bu, genellikle rampadan monte edilen ve çeşitli yöntemlerle fırlatma sahasındaki yerine taşınan daha büyük uzay araçları için pratik değildir. NASA'nın Apollo / Satürn V insanlı Ay iniş aracı ve Uzay Mekiği , bir Araç Montaj Binasında ekli fırlatma göbek kuleleri ile mobil fırlatıcı platformlarına dikey olarak monte edildi ve daha sonra özel bir paletli taşıyıcı , tüm araç yığınını fırlatma rampasına taşıdı. dik bir pozisyon. Buna karşılık, Rus Soyuz roketi ve SpaceX Falcon 9 gibi araçlar , bir işleme hangarında yatay olarak monte edilir, yatay olarak taşınır ve daha sonra rampada dik konuma getirilir.

Pasivasyon ve uzay enkazı

Fırlatma araçlarının harcanan üst kademeleri, kullanımdan sonra yıllarca çalışmadan yörüngede kalan önemli bir uzay enkazı kaynağıdır ve bazen yörüngedeyken tek bir üst kademenin parçalanmasından oluşan büyük enkaz alanlarıdır.

1990'lardan sonra, harcanan üst aşamalar genellikle fırlatma aracı olarak kullanımları tamamlandıktan sonra riskleri en aza indirmek için pasifleştirilirken aşama yörüngede terkedilir . Pasivasyon, yakıtın boşaltılması veya pillerin boşaltılması gibi, araçta kalan depolanmış enerji kaynaklarının ortadan kaldırılması anlamına gelir.

Birçok erken üst aşamaları, hem de Sovyet ve ABD uzay programlarında, misyon tamamlanmasından sonra pasifize değildi. Uzay enkazı sorununu karakterize etmeye yönelik ilk girişimler sırasında, tüm enkazın büyük bir bölümünün roket üst kademelerinin, özellikle pasifleştirilmemiş üst kademe sevk birimlerinin parçalanmasından kaynaklandığı ortaya çıktı.

Tarih ve gelişim

Jiao Yu ve Liu Bowen tarafından 14. yüzyıl Çin Huolongjing'indeki bir çizim ve açıklama, bilinen en eski çok kademeli roketi göstermektedir; Bu, çoğunlukla Çin donanması tarafından kullanılan " sudan çıkan ateş ejderhası "ydı (火龙出水, huǒ lóng chū shuǐ). Bu, sonunda yanacak olan itici roketlere sahip iki aşamalı bir roketti , ancak onlar yanmadan önce, füzenin ön ucundan fırlatılan bir dizi daha küçük roket okunu otomatik olarak ateşlediler ve bir ejderha kafası şeklinde şekillendirildiler. açık bir ağız. Bu çok aşamalı roket modern atası kabul edilebilir Yingji-62 ASCM . İngiliz bilim adamı ve tarihçi Joseph Needham , bu roketin yazılı materyalinin ve tasvir edilen resminin , yaklaşık olarak MS 1300-1350 tarihli olabilen Huolongjing'in en eski katmanından geldiğine dikkat çekiyor (kitabın 1. kısmı, 3. bölümü, 23. sayfasından). .

Erken dönem çok aşamalı roketin bir başka örneği, Kore gelişiminin Juhwa'sıdır (走火) . Ortaçağ Koreli mühendis, bilim adamı ve mucit Choe Museon tarafından önerildi ve 14. yüzyılda Ateşli Silahlar Bürosu (火㷁道監) tarafından geliştirildi. Roket 15 cm ve 13 cm uzunluğa sahipti; çap 2.2 cm idi. 110 cm uzunluğunda bir oka tutturulmuştur; deneysel kayıtlar, ilk sonuçların yaklaşık 200m menzilde olduğunu göstermektedir. Kore'nin bu teknolojiyi 16. yüzyılda Singijeon'u veya 'sihirli makine oklarını' üretmeye gelene kadar geliştirmeye devam ettiğini gösteren kayıtlar var . Avrupa'da aşamalı roket erken deneyler Avusturya tarafından 1551 yılında yapılmıştır Conrad Haas (1509-1576), ilçesi cephaneliği ustası Hermannstadt , Transilvanya (şimdi Sibiu / Hermannstadt, Romanya). Bu kavram, en az beş kişi tarafından bağımsız olarak geliştirilmiştir:

• Kazimieras Simonavičius ait Polonya-Litvanya Birliği (1600-1651)
• Rus Konstantin Tsiolkovski (1857-1935)
• Amerikan Robert Goddard (1882-1945)
• Alman Hermann Oberth Hermannstadt Transylvania'da doğumlu (1894-1989),
• Fransız Louis Damblanc Lectoure, Fransa'da doğdu (1889-1969),

İlk yüksek hızlı çok kademeli roketler , White Sands Proving Ground'da ve daha sonra 1948'den 1950'ye kadar Cape Canaveral'da test edilen RTV-G-4 Bumper roketleriydi . Bunlar bir V-2 roketi ve bir WAC Onbaşı sondaj roketinden oluşuyordu . Şimdiye kadar ulaşılan en yüksek irtifa, 24 Şubat 1949'da White Sands'de ulaşılan 393 km idi.

1947'de Sovyet roket mühendisi ve bilim adamı Mikhail Tikhonravov , "paket roketler" adını verdiği paralel aşamalar teorisi geliştirdi. Planında , kalkıştan itibaren üç paralel aşama ateşlendi , ancak üç motorun tümü, boşalana ve fırlatılabilene kadar dıştaki iki aşamadan yakıt aldı. Bu, sıralı kademelendirmeden daha verimlidir, çünkü ikinci kademe motor asla sadece ölü ağırlık değildir. 1951'de Sovyet mühendisi ve bilim adamı Dmitry Okhotsimsky , aşamalar arasında yakıt pompalamalı ve pompalamasız genel sıralı ve paralel evreleme konusunda öncü bir mühendislik çalışması gerçekleştirdi. R-7 Semyorka'nın tasarımı bu çalışmadan ortaya çıktı. Amerikan Atlas I ve Atlas II fırlatma araçlarının ilk aşamasında kullanılan, arka arkaya düzenlenmiş roket motorları üçlüsü, benzer şekilde paralel evreleme kullandı: dış güçlendirici motor çifti, fırlatılabilir bir çift olarak mevcuttu; kapatılır, en alttaki dış etek yapısıyla birlikte düşer ve ilk aşamanın motor yanmasını apojeye veya yörüngeye doğru tamamlamak için merkezi destek motoru bırakır .

ayrılık olayları

Çok aşamalı bir roketin her bir parçasının ayrılması , fırlatma görevinin başarısına ek risk getirir. Ayırma olaylarının sayısının azaltılması, karmaşıklığın azalmasına neden olur . Ayırma olayları, kullanımdan sonra aşamalar veya kayışlı güçlendiriciler ayrıldığında, faydalı yük kaplaması yörünge yerleştirmeden önce ayrıldığında veya kullanıldığında, bir fırlatmanın erken aşamasından sonra ayrılan bir fırlatma kaçış sistemi kullanıldığında meydana gelir. Falcon 9 Full Thrust'taki gibi piroteknik bağlantı elemanları veya pnömatik sistemler tipik olarak roket aşamalarını ayırmak için kullanılır.

Yörüngeye üç aşamalı

Üç aşamalı-to-yörüngeye fırlatma sistemi Dünya yörüngesine ulaşmak için yaygın olarak kullanılan bir roket sistemidir. Uzay aracı, yörünge hızına ulaşmak için ardışık olarak tahrik sağlamak için üç farklı aşama kullanır. Dört aşamalı bir yörüngeye fırlatıcı ile iki aşamalı bir yörüngeye fırlatıcı arasında orta düzeydedir.

Üç aşamalı yörünge sistemlerine örnekler

• Satürn V
• Öncü
• Ariane 4 (isteğe bağlı güçlendiriciler)
• Ariane 2
• Ariane 1 (dört aşama)
• GSLV (üç aşamalı ve güçlendiriciler)
• PSLV (dört aşama)
• Proton (isteğe bağlı dördüncü aşama)
• Uzun 5 Mart (isteğe bağlı güçlendiriciler ve isteğe bağlı üçüncü aşama)
• Uzun 1 Mart , Uzun Mart 1D
• Zenit-3SL
• Unha-3
• KSLV-2 "Nuri"

Güçlendiriciler ile iki aşama örnekleri

Diğer tasarımlar (aslında, orta ila ağır yük tasarımlarının çoğu), ana yığında üç aşamanın tümüne sahip değildir, bunun yerine iki çekirdek aşamalı "aşama-0" için kayışlı güçlendiricilere sahiptir . Bu tasarımlarda, güçlendiriciler ve ilk aşama art arda değil aynı anda ateşlenir ve tam fırlatıcı ağırlığını kaldırmak ve yerçekimi kayıplarının ve atmosferik sürtünmenin üstesinden gelmek için ekstra ilk itme sağlar. Ağırlığı azaltmak için güçlendiriciler birkaç dakika uçuşa bırakılır.

• ABD Uzay Mekiği — SRB birinci aşama; Harici Tank + SSME ikinci aşama; OMS, dahili tanklarda üçüncü aşama;
• Ankara A5
• Ariane 5
• Atlas V 551
• Delta II üçüncü aşama)
• Delta III
• Delta IV -Orta+ ve -Ağır
• Şahin Ağır
• Yer Eşzamanlı Uydu Fırlatma Aracı Mk III (Ancak, Titan IIIC gibi, GSLV MkIII yalnızca yan güçlendiriciler tarafından fırlatılır. Ana çekirdek, güçlendiriciler fırlatılmadan kısa bir süre önce, uçuşa yalnızca birkaç dakika içinde ateşlenir.)
• H-IIA , H-IIB
• soyuz
• Uzay Fırlatma Sistemi
• Titan IV
• Uzun 2E Yürüyüşü , Uzun Yürüyüş 2F , Uzun Yürüyüş 3B

Yörüngeye dört aşamalı

Dört aşamalı-to-yörüngeye fırlatma sistemi Dünya yörüngesine ulaşmak için kullanılan bir roket sistemidir. Uzay aracı, yörünge hızına ulaşmak için ardışık olarak tahrik sağlamak için dört farklı aşama kullanır. Beş aşamalı yörünge başlatıcısı ile üç aşamalı yörünge başlatıcısı arasında orta düzeydedir.

Dört aşamadan yörüngeye sistem örnekleri

• ariana 1
• PSLV
• Minotor IV
• Proton (isteğe bağlı dördüncü aşama)
• Minotaur V (beş aşama)
• ASLV (beş aşama)

Güçlendiriciler ile üç aşama örnekleri

Diğer tasarımlar, ana yığında dört aşamanın tümüne sahip değildir, bunun yerine üç çekirdek aşamalı "aşama-0" için kayışlı güçlendiricilere sahiptir . Bu tasarımlarda, güçlendiriciler ve ilk aşama art arda değil aynı anda ateşlenir ve tam fırlatıcı ağırlığını kaldırmak ve yerçekimi kayıplarının ve atmosferik sürüklenmenin üstesinden gelmek için ekstra ilk itme sağlar. Ağırlığı azaltmak için güçlendiriciler birkaç dakika uçuşa bırakılır.

• Uzun 5 Mart (isteğe bağlı güçlendiriciler ve isteğe bağlı üçüncü aşama)

dünya dışı roketler

• NASA-ESA Mars Numune Dönüşü Acent Roketi ( 2028'de Mars'tan planlanan fırlatma)

Ayrıca bakınız

• çok kademeli roket
  • Yörüngeye üç aşamalı
  • Yörüngeye iki aşamalı
  • Tek aşamadan yörüngeye
• adaptör
• Yeniden kullanılabilir başlatma sistemi
• uzay römorkörü
• Apogee tekme motoru
• Conrad Haas
• Modüler roket

Referanslar