Многоступенчатая ракета - Multistage rocket

«Второй этап» перенаправляется сюда. Для использования в других целях см. регулятор для дайвинга, чтение (законодательный орган), и Вторая сцена театра.

«Третий этап» перенаправляется сюда. Для альбома Boston см. Третий этап.

Запуск Черный Брант 12 многоступенчатый звуковая ракета

Второй этап Минитмен III ракета

А многоступенчатая ракета, или шаговая ракета,^{[нужна цитата ]} это ракета-носитель который использует два или более ракета этапы, каждый из которых содержит свой двигатели и пропеллент. А тандем или серийный сцена монтируется поверх другой сцены; а параллельно этап прикреплен к другому этапу. В результате две или более ракеты устанавливаются друг на друга или прикрепляются друг к другу. Двухступенчатые ракеты довольно распространены, но ракеты, состоящие из пяти отдельных ступеней, были успешно запущены.

Отбрасывая ступени, когда в них заканчивается топливо, масса оставшейся ракеты уменьшается. Каждую последующую ступень также можно оптимизировать для конкретных рабочих условий, например, для снижения атмосферного давления на больших высотах. Этот постановка позволяет тягу остальных ступеней к легче ускорить ракету до конечной скорости и высоты.

В последовательных или тандемных схемах постановки первая ступень находится внизу и обычно самый большой, вторая стадия и последующие верхние ступени находятся над ним, обычно уменьшаясь в размере. В параллельных схемах постановки твердый или жидкостные ракетные ускорители используются для помощи при запуске. Иногда это называют «стадией 0». В типичном случае срабатывают двигатели первой ступени и ускорители, чтобы продвинуть всю ракету вверх. Когда в ускорителях заканчивается топливо, они отсоединяются от остальной части ракеты (обычно с помощью каких-то небольших взрывной зарядить или взрывные болты ) и отпадают. Затем первая ступень догорает и отваливается. Остается меньшая ракета со второй ступенью внизу, которая затем запускается. В ракетных кругах известен как постановка, этот процесс повторяется до тех пор, пока не будет достигнута желаемая конечная скорость. В некоторых случаях при серийной постановке зажигается верхняя ступень перед разделение - межступенчатое кольцо спроектировано с учетом этого, а тяга используется для того, чтобы помочь разделить два транспортных средства.

Для достижения цели требуется многоступенчатая ракета. орбитальная скорость. Одноступенчатый на орбиту проекты ищутся, но еще не продемонстрированы.

Спектакль

Рисунки в разрезе, показывающие три многоступенчатые ракеты

Аполлон 11 Сатурн V разделение первой ступени

Вторая ступень спускается на первую ступень Сатурн V ракета

Схема второй ступени и как она вписывается в полную ракету

Причина, по которой требуются многоступенчатые ракеты, заключается в том, что законы физики накладывают ограничение на максимальную скорость, достижимую для ракеты с заданным отношением массы топлива к массе. Это соотношение задается классическое ракетное уравнение:

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

куда:

${\displaystyle \Delta v\ }$ является дельта-v транспортного средства (изменение скорости плюс потери из-за силы тяжести и сопротивления атмосферы);

${\displaystyle m_{0}}$ - начальная общая (влажная) масса, равная конечной (сухой) массе плюс пропеллент;

${\displaystyle m_{f}}$ - конечная (сухая) масса после израсходования топлива;

${\displaystyle v_{\text{e}}}$ - эффективная скорость истечения (определяется порохом, двигатель конструкция и состояние дроссельной заслонки);

${\displaystyle \ln }$ это натуральный логарифм функция.

Дельта v, необходимая для достижения низкая околоземная орбита (или требуемая скорость достаточно тяжелой суборбитальной полезной нагрузки) требует большего соотношения влажной и сухой массы, чем реально может быть достигнуто на одной ступени ракеты. Многоступенчатая ракета преодолевает этот предел, разбивая дельта-v на фракции. Поскольку каждая нижняя ступень опускается и срабатывает следующая ступень, остальная часть ракеты все еще движется со скоростью, близкой к скорости сгорания. Сухая масса каждой нижней ступени включает пропеллент в верхних ступенях, и каждая последующая верхняя ступень уменьшила свою сухую массу за счет отбрасывания бесполезной сухой массы отработанных нижних ступеней.

Еще одно преимущество состоит в том, что на каждой ступени может использоваться ракетный двигатель разного типа, каждый из которых настроен для своих конкретных условий эксплуатации. Таким образом, двигатели нижней ступени предназначены для использования при атмосферном давлении, в то время как верхние ступени могут использовать двигатели, подходящие для условий, близких к вакууму. Нижние ступени, как правило, требуют большей конструкции, чем верхние, поскольку они должны нести собственный вес плюс вес ступеней над ними. Оптимизация конструкции каждой ступени снижает общий вес транспортного средства и обеспечивает дополнительное преимущество.

Преимущество каскадирования достигается за счет подъемных двигателей нижних ступеней, которые еще не используются, а также из-за того, что вся ракета становится более сложной и труднее построить, чем одноступенчатый. Кроме того, каждое событие этапа является возможной точкой отказа при запуске из-за отказа разделения, отказа зажигания или столкновения ступеней. Тем не менее, экономия настолько велика, что каждая ракета, когда-либо использовавшаяся для доставки полезной нагрузки в орбита была какая-то постановка.

Одним из наиболее распространенных показателей эффективности ракеты является ее удельный импульс, который определяется как тяга, приходящаяся на расход топлива (в секунду):^[1]

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

При изменении уравнения таким образом, чтобы тяга рассчитывалась с учетом других факторов, мы имеем:

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

Эти уравнения показывают, что более высокий удельный импульс означает более эффективный ракетный двигатель, способный работать в течение более длительных периодов времени. Что касается ступеней, то начальные ступени ракеты обычно имеют более низкий удельный импульс, что позволяет обменять эффективность на превосходную тягу, чтобы быстро продвинуть ракету на большую высоту. Более поздние ступени ракеты обычно имеют более высокий удельный импульс, потому что транспортное средство находится дальше за пределами атмосферы, и выхлопным газам нет необходимости расширяться против такого высокого атмосферного давления.

При выборе идеального ракетного двигателя для использования в качестве начальной ступени ракеты-носителя полезным показателем характеристик, который следует изучить, является отношение тяги к весу, которое рассчитывается по формуле:

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

Обычная тяговооруженность ракеты-носителя находится в диапазоне от 1,3 до 2,0.^[1]Другой показатель производительности, который следует учитывать при проектировании каждой ступени ракеты в миссии, - это время горения, то есть количество времени, в течение которого ракетный двигатель проработает, прежде чем он исчерпает все свое топливо. Для большинства незавершенных ступеней тягу и удельный импульс можно считать постоянными, что позволяет записать уравнение времени горения в виде:

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

куда ${\displaystyle m_{\mathrm {0} }}$ и ${\displaystyle m_{\mathrm {f} }}$ - соответственно начальная и конечная массы ступени ракеты. В сочетании со временем выгорания высота и скорость выгорания получаются с использованием тех же значений и находятся по этим двум уравнениям:

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

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

При решении задачи расчета общей скорости или времени выгорания для всей ракетной системы общая процедура для этого следующая:^[1]

1. Разделите расчеты задачи на количество этапов, в которые входит ракетная система.
2. Рассчитайте начальную и конечную массу для каждого отдельного этапа.
3. Рассчитайте скорость выгорания и просуммируйте ее с начальной скоростью для каждой отдельной стадии. Предполагая, что каждая стадия происходит сразу после предыдущей, скорость выгорания становится начальной скоростью для следующей стадии.
4. Повторяйте предыдущие два шага до тех пор, пока время и / или скорость перегорания не будут рассчитаны для последней стадии.

Важно отметить, что время выгорания не определяет конец движения ступени ракеты, так как транспортное средство все еще будет иметь скорость, которая позволит ему двигаться вверх в течение короткого промежутка времени, пока ускорение силы тяжести планеты постепенно не изменится. это вниз. Скорость и высоту ракеты после сгорания можно легко смоделировать, используя основные физические уравнения движения.

При сравнении одной ракеты с другой непрактично напрямую сравнивать определенную характеристику ракеты с такой же характеристикой другой, потому что их индивидуальные атрибуты часто не независимы друг от друга. По этой причине безразмерные отношения были разработаны для обеспечения более значимого сравнения ракет. Первый - это отношение начальной массы к конечной, то есть отношение полной начальной массы ступени ракеты к конечной массе ступени ракеты после израсходования всего топлива. Уравнение для этого отношения:

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

куда ${\displaystyle m_{\mathrm {E} }}$ - пустая масса ступени, ${\displaystyle m_{\mathrm {p} }}$ масса топлива, а ${\displaystyle m_{\mathrm {PL} }}$ масса полезной нагрузки.^[2] Вторая безразмерная величина производительности - это структурное соотношение, которое представляет собой отношение между пустой массой ступени и объединенной пустой массой и массой топлива, как показано в этом уравнении:^[2]

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

Последней важной безразмерной величиной производительности является коэффициент полезной нагрузки, который представляет собой отношение между массой полезной нагрузки и общей массой пустой ступени ракеты и топлива:

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

Сравнив три уравнения для безразмерных величин, легко увидеть, что они не независимы друг от друга, и фактически начальное отношение масс к конечному можно переписать в терминах конструктивного отношения и соотношения полезной нагрузки:^[2]

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

Эти коэффициенты производительности также могут использоваться в качестве справочных данных о том, насколько эффективна будет ракетная система при выполнении оптимизаций и сравнении различных конфигураций для миссии.

Выбор и размер компонентов

В Семья Сатурн многоступенчатых ракет, несущих Космический корабль Аполлон

Для начального определения размеров ракеты можно использовать уравнения для получения количества топлива, необходимого для ракеты, на основе удельного импульса двигателя и полного импульса, необходимого в Н * с. Уравнение:

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

где g - гравитационная постоянная Земли.^[1] Это также позволяет рассчитать объем хранилища, необходимый для топлива, если его плотность известна, что почти всегда имеет место при проектировании ступени ракеты. Объем получается при делении массы пороха на его плотность. Помимо необходимого топлива, также должна быть определена масса самой конструкции ракеты, что требует учета массы требуемых двигателей, электроники, приборов, силового оборудования и т. Д.^[1] Это известные величины для типичного готового оборудования, которые следует учитывать на средних и поздних стадиях проектирования, но для предварительного и концептуального проектирования можно применить более простой подход. Предполагая, что один двигатель для ступени ракеты обеспечивает весь общий импульс для этого конкретного сегмента, массовая доля может использоваться для определения массы системы. Масса оборудования для передачи ступеней, такого как инициаторы и предохранительные устройства, очень мала для сравнения и может считаться незначительной.

Для современных твердотопливных ракетных двигателей будет безопасным и разумным предположением, что от 91 до 94 процентов общей массы составляет топливо.^[1] Также важно отметить, что существует небольшой процент «остаточного» топлива, которое останется застрявшим и непригодным для использования внутри бака, и его также следует учитывать при определении количества топлива для ракеты. Обычная начальная оценка этого остаточного топлива составляет пять процентов. Используя это соотношение и рассчитав массу топлива, можно определить массу пустой ракеты. Определение размеров ракет с использованием жидкого двухкомпонентного топлива требует более сложного подхода из-за того, что требуются два отдельных бака: один для топлива и один для окислителя. Отношение этих двух величин известно как соотношение смеси и определяется уравнением:

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

куда ${\displaystyle m_{\mathrm {ox} }}$ - масса окислителя и ${\displaystyle m_{\mathrm {fuel} }}$ масса топлива. Это соотношение смеси определяет не только размер каждого бака, но и удельный импульс ракеты. Определение идеального соотношения компонентов смеси - это баланс компромиссов между различными аспектами проектируемой ракеты, и он может варьироваться в зависимости от типа используемой комбинации топлива и окислителя. Например, соотношение смеси двухкомпонентного топлива можно отрегулировать таким образом, чтобы оно могло не иметь оптимального удельного импульса, но в результате топливные баки были равного размера. Это позволит упростить и удешевить изготовление, упаковку, настройку и интеграцию топливных систем с остальной частью ракеты.^[1] и может стать преимуществом, которое может перевесить недостатки менее эффективной оценки удельного импульса. Но предположим, что определяющим ограничением для системы запуска является объем, и требуется топливо с низкой плотностью, такое как водород. Этот пример может быть решен путем использования соотношения богатой окислителем смеси, снижения эффективности и удельной мощности импульса, но он будет соответствовать требованиям меньшего объема резервуара.

Оптимальная постановка и ограниченная постановка

Оптимально

Конечная цель оптимальной постановки - максимизировать коэффициент полезной нагрузки (см. Коэффициенты под характеристиками), что означает, что наибольший объем полезной нагрузки переносится до требуемой скорости выгорания с использованием наименьшего количества массы, не являющейся полезной нагрузкой, которая включает все остальное. Вот несколько простых правил и рекомендаций, которым нужно следовать, чтобы достичь оптимальной постановки:^[1]

1. Начальные этапы должны быть ниже ${\displaystyle I_{sp}}$, а более поздние / финальные этапы должны иметь ${\displaystyle I_{sp}}$.
2. Этапы с нижним ${\displaystyle I_{sp}}$ должен давать больше ΔV.
3. Следующий этап всегда меньше предыдущего.
4. Подобные ступени должны обеспечивать одинаковую ΔV.

Коэффициент полезной нагрузки можно рассчитать для каждой отдельной ступени, и при последовательном умножении будет получен общий коэффициент полезной нагрузки всей системы. Важно отметить, что при вычислении коэффициента полезной нагрузки для отдельных ступеней полезная нагрузка включает массу всех ступеней после текущей. Общий коэффициент полезной нагрузки:

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

Где n - количество ступеней ракетной системы. Подобные этапы, дающие одинаковый коэффициент полезной нагрузки, упрощают это уравнение, однако это редко является идеальным решением для максимизации коэффициента полезной нагрузки, и требования ΔV, возможно, придется распределить неравномерно, как это предлагается в рекомендациях 1 и 2 сверху. Два общих метода определения этого идеального разделения ΔV между этапами - это либо технический алгоритм, который генерирует аналитическое решение, которое может быть реализовано с помощью программы, либо простой метод проб и ошибок.^[1] При использовании метода проб и ошибок лучше всего начинать с заключительного этапа, вычисляя начальную массу, которая становится полезной нагрузкой для предыдущего этапа. Оттуда легко перейти к начальной стадии таким же образом, определяя размеры всех ступеней ракетной системы.

Ограниченный

Ограниченная ступенчатая установка ракеты основана на упрощенном предположении, что каждая ступень ракетной системы имеет одинаковый удельный импульс, конструктивное отношение и коэффициент полезной нагрузки, с той лишь разницей, что общая масса каждой ступени увеличения меньше, чем у предыдущей ступени. . Хотя это предположение может не быть идеальным подходом к созданию эффективной или оптимальной системы, оно значительно упрощает уравнения для определения скоростей выгорания, времени выгорания, высоты выгорания и массы каждой ступени. Это позволит лучше подойти к концептуальному проектированию в ситуации, когда базовое понимание поведения системы предпочтительнее подробного и точного проектирования. Одна важная концепция, которую следует понимать при ограничении ступенчатого переключения ракеты, заключается в том, как на скорость выгорания влияет количество ступеней, разделяющих ракетную систему. Увеличение количества ступеней ракеты при сохранении постоянных удельного импульса, соотношения полезной нагрузки и конструктивных соотношений всегда будет приводить к более высокой скорости выгорания, чем те же системы, которые используют меньше ступеней. Однако закон убывающей отдачи очевиден в том, что каждое приращение количества ступеней дает меньшее улучшение скорости выгорания, чем предыдущее приращение. Скорость выгорания постепенно сходится к асимптотическому значению по мере того, как количество стадий увеличивается до очень большого числа.^[2] Помимо уменьшения отдачи от повышения скорости выгорания, основная причина, по которой в реальных ракетах редко используется более трех ступеней, заключается в увеличении веса и сложности системы для каждой добавленной ступени, что в конечном итоге приводит к более высокой стоимости развертывания.

Тандем против параллельной конструкции

Ракетная система, реализующая тандемную ступень, означает, что каждая отдельная ступень запускается по порядку одна за другой. Ракета вырывается из предыдущей ступени, затем начинает последовательно прожигать следующую ступень. С другой стороны, ракета, которая реализует параллельную постановку, имеет две или более разных ступеней, которые активны одновременно. Например, Космический шатл имеет два Твердотопливные ракетные ускорители которые горят одновременно. При запуске бустеры зажигаются, и в конце этапа два бустера сбрасываются, а внешний топливный бак сохраняется для другого этапа.^[1] Большинство количественных подходов к проектированию характеристик ракетной системы сосредоточены на тандемной постановке, но этот подход можно легко изменить, включив в нее параллельную постановку. Для начала следует четко определить различные стадии ракеты. Продолжая предыдущий пример, окончание первой ступени, которую иногда называют «ступенью 0», можно определить как момент, когда боковые ускорители отделяются от основной ракеты. Исходя из этого, конечную массу первой ступени можно считать суммой пустой массы первой ступени, массы второй ступени (основной ракеты и оставшегося несгоревшего топлива) и массы полезной нагрузки.^{[оригинальное исследование? ]}

Верхние ступени

Высотные и ограниченные в космосе верхние ступени предназначены для работы при небольшом атмосферном давлении или без него. Это позволяет использовать более низкое давление камеры сгорания и форсунки двигателя с оптимальным степени вакуумного расширения. Некоторые верхние ступени, особенно те, которые используют гиперголичный топливо, подобное Дельта-К или Ариан 5 ES второй этап, являются под давлением, что устраняет необходимость в сложных турбонасосы. Другие верхние ступени, такие как Кентавр или DCSS, используйте жидкий водород цикл экспандера двигатели, или газогенератор циклические двигатели, такие как Ариана 5 ЭКА HM7B или S-IVB с J-2. На эти этапы обычно возлагается задача завершить орбитальную инжекцию и разогнать полезные нагрузки на более высокие энергетические орбиты, такие как GTO или чтобы скорость убегания. Верхние ступени, такие как Фрегат, используемые в основном для доставки полезной нагрузки с низкой околоземной орбиты на GTO или за ее пределы, иногда называют космические буксиры.^[3]

сборка

Каждая отдельная ступень обычно собирается на своей производственной площадке и отправляется на площадку запуска; период, термин сборка автомобиля относится к соединению всех ступеней ракеты и полезной нагрузки космического корабля в единую сборку, известную как космический аппарат. Одноступенчатые автомобили (суборбитальный ) и многоступенчатые транспортные средства на меньшем конце диапазона размеров, как правило, могут быть собраны непосредственно на стартовой площадке, подняв ступени и космический корабль вертикально на место с помощью крана.

Это обычно нецелесообразно для больших космических аппаратов, которые собираются с площадки и перемещаются на место на стартовой площадке различными способами. НАСА Аполлон /Сатурн V пилотируемый корабль для посадки на Луну и Космический шатл, монтировались вертикально на мобильные пусковые платформы с прикрепленными пусковыми вышками шлангокабеля, в Здание сборки автомобилей, а затем специальный гусеничный транспортер переместил весь стек машин на стартовую площадку в вертикальное положение. Напротив, такие автомобили, как российский Ракета Союз и SpaceX Сокол 9 собираются горизонтально в обрабатывающем ангаре, транспортируются горизонтально, а затем поднимаются вертикально на площадку.

Пассивирование и космический мусор

Отработанные разгонные блоки ракет-носителей являются значительным источником космический мусор оставаясь на орбите в нерабочем состоянии в течение многих лет после использования, а иногда и больших полей обломков, образовавшихся в результате разрушения единственной разгонной ступени во время нахождения на орбите.^[4]

После 1990-х отработанные верхние ступени обычно пассивирован после завершения их использования в качестве ракеты-носителя, чтобы минимизировать риски во время этапа остается брошенным на орбите.^[5] Пассивирование означает удаление любых источников накопленной энергии, оставшихся в транспортном средстве, например, путем слива топлива или разряда аккумуляторов.

Многие ранние верхние ступени, как в Советский и НАС. космические программы, не пассивировались после завершения полета. В ходе первых попыток охарактеризовать проблему космического мусора стало очевидным, что значительная часть всего обломки произошло из-за поломки верхних ступеней ракет, в частности непассивированный разгонные двигательные установки.^[4]

История и развитие

Иллюстрация и описание в 14 веке Китайский Хуолунцзин к Цзяо Ю и Лю Боуэн изображена самая старая из известных многоступенчатых ракет; это было "огненный дракон выходит из воды "(火龙 出水, huǒ lóng chū shu), используется в основном китайским флотом.^[6][7] Это была двухступенчатая ракета, имеющая ракеты-носители которые в конечном итоге сгорят, но прежде, чем они это сделали, они автоматически зажгли несколько меньших ракетных стрел, которые были выпущены из переднего конца ракеты, которая имела форму головы дракона с открытой пастью.^[7] Эту многоступенчатую ракету можно считать прародительницей современного Инцзи-62 ASCM.^[7][8] Британский ученый и историк Джозеф Нидхэм указывает на то, что письменные материалы и изображения этой ракеты происходят из старейшего слоя Хуолунцзин, который можно датировать примерно 1300–1350 гг. нашей эры (из части 1 книги, главы 3, стр. 23).^[7]

Другой пример ранней многоступенчатой ​​ракеты - это Джухва (走火) корейской разработки. Его предложил средневековый корейский инженер, ученый и изобретатель. Чхве Мусеон и разработан Бюро огнестрельного оружия (火 㷁 道 監) в 14 веке.^[9][10] Ракета имела длину 15 см и 13 см; диаметр был 2,2 см. К нему прикреплялась стрела длиной 110 см; экспериментальные записи показывают, что первые результаты были на расстоянии около 200 м.^[11] Есть записи, свидетельствующие о том, что Корея продолжала развивать эту технологию, пока не появилась Singijeon, или «стрелы волшебных машин» в XVI веке. Самые ранние эксперименты с многоступенчатыми ракетами в Европе были проведены в 1551 году австрийцем. Конрад Хаас (1509–1576), мастер арсенала г. Hermannstadt, Трансильвания (ныне Сибиу / Германштадт, Румыния). Эта концепция была независимо разработана как минимум четырьмя людьми:

• Казимирас Симонавичюс из Речь Посполитая (1600–1651)^[12][13][14]
• то русский Константин Циолковский (1857–1935)
• то Американец Роберт Годдард (1882–1945)
• то Немецкий Герман Оберт (1894–1989), родился в Германштадте, Трансильвания.

Первыми высокоскоростными многоступенчатыми ракетами были Бампер RTV-G-4 ракеты испытали на Испытательный полигон Белые пески а позже в мыс Канаверал с 1948 по 1950 год. Они состояли из ракеты Фау-2 и WAC капрал звучащая ракета. Наибольшая высота, когда-либо достигнутая, была 393 км, достигнута 24 февраля 1949 года в Уайт-Сэндс.

В 1947 году советский ракетостроитель и ученый Михаил Тихонравов разработал теорию параллельных ступеней, которую назвал «пакетными ракетами». В его схеме три параллельные ступени запускались из взлет, но все три двигателя заправлялись топливом из двух внешних ступеней, пока они не опустели и не могли быть выброшены. Это более эффективно, чем последовательное включение, потому что двигатель второй ступени никогда не бывает просто мертвым грузом. В 1951 году советский инженер и ученый Дмитрий Охоцимский провела новаторское инженерное исследование общей последовательной и параллельной ступеней, с перекачкой топлива между ступенями и без нее. Дизайн Р-7 Семёрка возникли из этого исследования. Трио ракетных двигателей, использовавшихся на первой ступени американской Атлас I и Атлас II Ракеты-носители, расположенные в ряд, использовали параллельную ступенчатую установку аналогичным образом: внешняя пара ускорительных двигателей существовала как сбрасываемая пара, которая после выключения падала вместе с самой нижней конструкцией внешней юбки, оставляя центральный маршевый двигатель для завершить прогон двигателя первой ступени в направлении апогея или орбиты.

События разлуки

Разделение каждой части многоступенчатой ​​ракеты вносит дополнительные рисковать в успех стартовой миссии. Уменьшение количества событий разделения приводит к уменьшению сложность.^[15] События разделения происходят, когда ступени или накладные бустеры отделяются после использования, когда обтекатель полезной нагрузки отделяется до вывода на орбиту или при использовании система аварийного выхода который отделяется после ранней фазы запуска. Крепеж пиротехнический или пневматические системы обычно используются для разделения ступеней ракет.

Смотрите также

• Многоступенчатая ракета
  • Трехступенчатый на орбиту
  • Двухступенчатый на орбиту
  • Одноступенчатый на орбиту
• Адаптер
• Многоразовая система запуска
• Космический буксир
• Апогей ударный мотор
• Конрад Хаас
• Модульная ракета

Рекомендации

1. Кертис, Ховард. «Ракетная динамика». Орбитальная механика для студентов инженерных специальностей. 2-е изд. Дейтона-Бич: Эльзевир, 2010. Печать
2. [Нахджири, Навид, доктор философии, 2014. Представлено на лекции по астронавтике в Калполи]
3. «Фрегат». RussianSpaceWeb.com. Получено 25 июля, 2014.
4. Лофтус, Джозеф П. (1989). Орбитальные обломки от разрушения верхней ступени. AIAA. п. 227. ISBN  9781600863769.
5. Джонсон, Николас (05.12.2011). «Проблемы космического мусора». аудиофайл, @ 1: 03: 05-1: 06: 20. Космическое шоу. Архивировано из оригинал на 2012-01-27. Получено 2011-12-08.
6. "火龙 出水 （明） 简介".星辰 在线. 2003-12-26. Архивировано из оригинал 3 марта 2009 г.. Получено 17 июля, 2008.
7. Нидхэм, Том 5, Часть 7, 510.
8. "中国 YJ-62 新型 远程 反… 导弹".大. 2007-09-30. Получено 17 июля, 2008.^{[постоянная мертвая ссылка ]}
9. ко: 주화 (무기)
10. ко: 화통 도감
11. "주화 (走火)". 한국 민족 문화 대백과. 1999-09-25. Получено 2013-04-18.
12. Ульрих Вальтер (2008). Космонавтика. Вайли-ВЧ. п. 44. ISBN  978-3-527-40685-2.
13. Балчюнене, Ирма. "VIENO EKSPONATO PARODA: KNYGA" DIDYSIS ARTILERIJOS MENAS "!". www.etnokosmomuziejus.lt (на литовском языке). Литовский музей этнокосмологии. Получено 5 февраля 2018.
14. Симонайтис, Ричардас. "Lietuvos kariuomenei - 95". aidas.lt. Получено 5 февраля 2018.
15. «Falcon 1 - надежность разделения ступеней». SpaceX. Архивировано из оригинал 30 апреля 2013 г.. Получено 8 января 2011.