${ displaystyle epsilon = { frac {m _ { mathrm {E}}} {m _ { mathrm {E}} + m _ { mathrm {P} }}}}$

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

Sau khi so sánh ba phương trình cho các đại lượng không thứ nguyên, thật dễ dàng để thấy rằng chúng không độc lập với nhau, và trên thực tế, tỷ lệ khối lượng ban đầu và cuối cùng có thể được viết lại về tỷ lệ cấu trúc và tỷ lệ tải trọng: ^[2]

${ displaystyle eta = { frac {1+ lambda} { epsil lambda}}}$

Các tỷ lệ hiệu suất này cũng có thể được sử dụng làm tài liệu tham khảo về hiệu quả của hệ thống tên lửa khi thực hiện tối ưu hóa. và so sánh các cấu hình khác nhau các ion cho một nhiệm vụ.

Lựa chọn và định cỡ thành phần [ chỉnh sửa ]

Tên lửa đa tầng Saturn V mang Apollo 11 nhấc lên, nhìn từ camera tháp phóng. Sân khấu S-IC của Saturn V được thiết kế để mang tên lửa đi qua 61 km đầu tiên đi lên. Cũng có thể nhìn thấy là hệ thống thoát hiểm, một tên lửa nhiên liệu rắn một tầng được thiết kế để phi hành đoàn thoát khỏi Saturn V trong trường hợp xảy ra sự cố thảm khốc sắp xảy ra.

Để định cỡ ban đầu, các phương trình tên lửa có thể được sử dụng để lấy ra số lượng của nhiên liệu cần thiết cho tên lửa dựa trên xung lực cụ thể của động cơ và tổng xung cần thiết trong N * s. Phương trình là:

${ displaystyle m _ { mathrm {p}} = I _ { mathrm {tot}} / (g * I _ { mathrm {sp}})}$

trong đó g là hằng số trọng lực của hành tinh (là Trái đất trong hầu hết các trường hợp). ^[1] Điều này cũng cho phép tính toán khối lượng lưu trữ cần thiết cho nhiên liệu nếu biết mật độ của nhiên liệu, gần như luôn luôn là trường hợp khi thiết kế giai đoạn tên lửa. Thể tích được mang lại khi chia khối lượng của nhiên liệu đẩy theo mật độ của nó. Ngoài nhiên liệu cần thiết, khối lượng của cấu trúc tên lửa cũng phải được xác định, đòi hỏi phải tính đến khối lượng của các máy đẩy, thiết bị điện tử, dụng cụ, thiết bị điện, v.v. ^[1] Đây là những đại lượng được biết đến điển hình cho phần cứng kệ nên được xem xét trong giai đoạn giữa đến cuối của thiết kế, nhưng đối với thiết kế sơ bộ và khái niệm, một cách tiếp cận đơn giản hơn có thể được thực hiện. Giả sử một động cơ cho giai đoạn tên lửa cung cấp tất cả xung lực cho phân khúc cụ thể đó, một phần khối lượng có thể được sử dụng để xác định khối lượng của hệ thống. Khối lượng của phần cứng chuyển giai đoạn như người khởi xướng và thiết bị an toàn và tay là rất nhỏ nếu so sánh và có thể được coi là không đáng kể.

Đối với động cơ tên lửa rắn hiện đại, giả định an toàn và hợp lý khi nói rằng 91 đến 94 phần trăm tổng khối lượng là nhiên liệu. ^[1] Điều quan trọng cần lưu ý là có một tỷ lệ nhỏ nhiên liệu "dư" nó sẽ bị kẹt và không sử dụng được bên trong xe tăng, và cũng nên được xem xét khi xác định lượng nhiên liệu cho tên lửa. Một ước tính ban đầu phổ biến cho nhiên liệu còn lại này là năm phần trăm. Với tỷ lệ này và khối lượng của nhiên liệu được tính toán, khối lượng của trọng lượng tên lửa rỗng có thể được xác định. Tên lửa kích thước sử dụng một chất lưỡng cực lỏng đòi hỏi một cách tiếp cận liên quan hơn một chút vì thực tế là có hai bể riêng biệt được yêu cầu: Một cho nhiên liệu và một cho chất oxy hóa. Tỷ lệ của hai đại lượng này được gọi là tỷ lệ hỗn hợp và được xác định bởi phương trình:

${ displaystyle O / F = m _ { mathrm {ox}} / m _ { mathrm {Fuel}}}$

Trong đó

là khối lượng của chất oxy hóa và

là khối lượng của nhiên liệu. Tỷ lệ hỗn hợp này không chỉ chi phối kích thước của mỗi xe tăng, mà còn cả sự thúc đẩy cụ thể của tên lửa. Xác định tỷ lệ hỗn hợp lý tưởng là sự cân bằng các thỏa hiệp giữa các khía cạnh khác nhau của tên lửa được thiết kế và có thể thay đổi tùy thuộc vào loại kết hợp nhiên liệu và chất oxy hóa được sử dụng. Ví dụ, tỷ lệ hỗn hợp của một lưỡng cực có thể được điều chỉnh sao cho nó có thể không có xung cụ thể tối ưu, nhưng sẽ dẫn đến các thùng nhiên liệu có kích thước bằng nhau. Điều này sẽ mang lại việc sản xuất, đóng gói, cấu hình và tích hợp các hệ thống nhiên liệu đơn giản và rẻ hơn với phần còn lại của tên lửa, ^[1] và có thể trở thành một lợi ích có thể vượt xa các nhược điểm của xếp hạng xung lực cụ thể kém hiệu quả hơn. Nhưng giả sử ràng buộc xác định cho hệ thống phóng là khối lượng và cần có nhiên liệu mật độ thấp như hydro. Ví dụ này sẽ được giải quyết bằng cách sử dụng tỷ lệ hỗn hợp giàu chất oxy hóa, giảm hiệu quả và đánh giá xung cụ thể, nhưng sẽ đáp ứng yêu cầu thể tích bể nhỏ hơn.

Dàn dựng tối ưu và dàn dựng bị hạn chế [ chỉnh sửa ]

Tối ưu [ chỉnh sửa ]

Mục tiêu cuối cùng của dàn dựng tối ưu là tối đa hóa trọng tải tỷ lệ (xem tỷ lệ theo hiệu suất), nghĩa là lượng tải trọng lớn nhất được mang theo vận tốc đốt cháy cần thiết bằng cách sử dụng khối lượng không tải tối thiểu ít nhất, bao gồm mọi thứ khác. Dưới đây là một số quy tắc và hướng dẫn nhanh để tuân theo để đạt được cách tổ chức tối ưu: ^[1]

1. Các giai đoạn ban đầu nên có mức thấp hơn
   ${ displaystyle I_ {sp}} [19659342] I_ {sp} “/>$và giai đoạn sau / cuối cùng sẽ cao hơn
   ${ displaystyle I_ {sp}}$

   .

2. Các giai đoạn với mức thấp hơn
   ${ displaystyle I_ {sp}}$

   sẽ đóng góp nhiều hơn ΔV. Giai đoạn tiếp theo luôn có kích thước nhỏ hơn giai đoạn trước.

3. Các giai đoạn tương tự sẽ cung cấp V.

Tỷ lệ tải trọng có thể được tính cho từng giai đoạn riêng lẻ và khi được nhân với nhau theo trình tự, sẽ mang lại tỷ lệ tải trọng chung của toàn bộ hệ thống. Điều quan trọng cần lưu ý là khi tính toán tỷ lệ tải cho các giai đoạn riêng lẻ, tải trọng bao gồm khối lượng của tất cả các giai đoạn sau giai đoạn hiện tại. Tỷ lệ tải tổng thể là:

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

[1] Đối với phương pháp thử và sai, tốt nhất là bắt đầu với giai đoạn cuối cùng, tính toán khối lượng ban đầu sẽ trở thành trọng tải cho giai đoạn trước. Từ đó, có thể dễ dàng tiến dần đến giai đoạn ban đầu theo cách tương tự, định cỡ tất cả các giai đoạn của hệ thống tên lửa.

Bị hạn chế [ chỉnh sửa ]

Dàn dựng tên lửa bị hạn chế dựa trên giả định đơn giản rằng mỗi giai đoạn của hệ thống tên lửa có cùng một xung lực, tỷ lệ cấu trúc và tỷ lệ tải trọng cụ thể, sự khác biệt duy nhất là tổng khối lượng của từng giai đoạn tăng ít hơn so với giai đoạn trước. Mặc dù giả định này có thể không phải là cách tiếp cận lý tưởng để mang lại một hệ thống hiệu quả hoặc tối ưu, nhưng nó đơn giản hóa rất nhiều các phương trình xác định vận tốc đốt cháy, thời gian kiệt sức, độ cao kiệt sức và khối lượng của từng giai đoạn. Điều này sẽ làm cho một cách tiếp cận tốt hơn đối với một thiết kế khái niệm trong tình huống mà sự hiểu biết cơ bản về hành vi hệ thống được ưu tiên cho một thiết kế chi tiết, chính xác. Một khái niệm quan trọng cần hiểu khi trải qua quá trình dàn tên lửa bị hạn chế, đó là cách vận tốc đốt cháy bị ảnh hưởng bởi số lượng các giai đoạn phân tách hệ thống tên lửa. Tăng số lượng giai đoạn cho một tên lửa trong khi vẫn giữ xung lực cụ thể, tỷ lệ tải trọng và tỷ lệ cấu trúc không đổi sẽ luôn mang lại tốc độ đốt cháy cao hơn so với các hệ thống sử dụng ít giai đoạn hơn. Tuy nhiên, quy luật về lợi nhuận giảm dần được thể hiện rõ ở chỗ mỗi lần tăng về số lượng giai đoạn sẽ giúp cải thiện tốc độ kiệt sức ít hơn so với mức tăng trước đó. Vận tốc đốt cháy dần dần hội tụ về phía giá trị tiệm cận vì số lượng giai đoạn tăng lên với số lượng rất cao. ^[2] Ngoài việc giảm lợi nhuận trong cải thiện vận tốc kiệt sức, lý do chính khiến các tên lửa trong thế giới thực ít khi sử dụng hơn ba giai đoạn là vì tăng trọng lượng và độ phức tạp trong hệ thống cho từng giai đoạn được thêm vào, cuối cùng mang lại chi phí cao hơn cho việc triển khai.

Tandem vs thiết kế dàn song song [ chỉnh sửa ]

Một hệ thống tên lửa thực hiện dàn đôi có nghĩa là mỗi giai đoạn riêng lẻ chạy theo thứ tự lần lượt. Tên lửa thoát khỏi giai đoạn trước, sau đó bắt đầu cháy qua giai đoạn tiếp theo liên tiếp. Mặt khác, một tên lửa thực hiện dàn dựng song song có hai hoặc nhiều giai đoạn khác nhau đang hoạt động cùng một lúc. Ví dụ, tên lửa tàu con thoi có hai tên lửa đẩy phụ đốt cháy đồng thời. Khi ra mắt, những tên lửa đẩy đã bốc cháy, và ở cuối giai đoạn, hai tên lửa đẩy bị loại bỏ trong khi xe tăng tên lửa chính được giữ cho một giai đoạn khác. ^[1] Hầu hết các phương pháp định lượng để thiết kế hiệu suất của hệ thống tên lửa đều tập trung vào việc dàn dựng , nhưng cách tiếp cận có thể dễ dàng sửa đổi để bao gồm dàn dựng song song. Để bắt đầu, các giai đoạn khác nhau của tên lửa cần được xác định rõ ràng. Tiếp tục với ví dụ trước, kết thúc giai đoạn đầu tiên đôi khi được gọi là 'giai đoạn 0', có thể được định nghĩa là khi các tên lửa đẩy phụ tách khỏi tên lửa chính. Từ đó, khối lượng cuối cùng của giai đoạn một có thể được coi là tổng của khối lượng rỗng của giai đoạn một, khối lượng của giai đoạn hai (tên lửa chính và nhiên liệu chưa cháy còn lại) và khối lượng của trọng tải.

Các tầng trên [ chỉnh sửa ]

Một tầng trên được thiết kế để hoạt động ở độ cao lớn, ít hoặc không có áp suất khí quyển. Điều này cho phép sử dụng buồng đốt áp suất thấp hơn và vòi phun động cơ với tỷ lệ giãn nở chân không tối ưu. Một số giai đoạn trên, đặc biệt là những giai đoạn sử dụng nhiên liệu tăng huyết áp như Delta-K hoặc Ariane 5 ES giai đoạn thứ hai, được cung cấp áp suất giúp loại bỏ sự cần thiết của nhà máy luyện tinh phức tạp. Các giai đoạn trên khác, chẳng hạn như Centaur hoặc DCSS, sử dụng động cơ chu trình giãn nở hydro lỏng, hoặc động cơ chu trình tạo khí như chiếc Ari7 5 ECA của HMane hoặc J-2 của S-IVB. Các giai đoạn này thường được giao nhiệm vụ hoàn thành tiêm quỹ đạo và tăng tốc tải trọng lên các quỹ đạo năng lượng cao hơn như GTO hoặc lên vận tốc thoát. Các giai đoạn trên như Fregat được sử dụng chủ yếu để mang tải trọng từ quỹ đạo Trái đất thấp lên GTO hoặc xa hơn đôi khi được gọi là các tàu vũ trụ. ^[3]

Hội [ chỉnh sửa ]

Mỗi giai đoạn nói chung lắp ráp tại địa điểm sản xuất của nó và vận chuyển đến địa điểm phóng; thuật ngữ lắp ráp xe dùng để chỉ sự giao phối của tất cả các giai đoạn tên lửa và trọng tải tàu vũ trụ thành một tổ hợp duy nhất được gọi là phương tiện không gian. Xe một tầng (phụ) và xe đa tầng ở đầu nhỏ hơn của phạm vi kích thước, thường có thể được lắp ráp trực tiếp trên bệ phóng bằng cách nâng (các) sân khấu và tàu vũ trụ thẳng đứng bằng cần cẩu.

Điều này thường không thực tế đối với các phương tiện không gian lớn hơn, được lắp ráp khỏi bệ và di chuyển vào vị trí trên vị trí phóng bằng nhiều phương pháp khác nhau. Tàu đổ bộ Mặt trăng có người lái Apollo / Saturn V của NASA và Tàu con thoi, được lắp ráp thẳng đứng trên các bệ phóng di động với các tháp phóng rốn kèm theo, trong Tòa nhà lắp ráp phương tiện, và sau đó một người vận chuyển bánh xích đặc biệt đã di chuyển toàn bộ chồng xe sang bệ phóng một vị trí thẳng đứng. Ngược lại, các phương tiện như tên lửa Soyuz của Nga và SpaceX Falcon 9 được lắp ráp theo chiều ngang trong một nhà chứa xử lý, được vận chuyển theo chiều ngang, và sau đó được đưa thẳng lên trên bệ.

Các mảnh vụn và không gian bị động [ chỉnh sửa ]

Các giai đoạn trên của các phương tiện phóng là một nguồn đáng kể của các mảnh vỡ không gian còn lại trong quỹ đạo ở trạng thái không hoạt động trong nhiều năm sau khi sử dụng, và đôi khi, các mảnh vụn lớn được tạo ra từ sự phá vỡ của một tầng trên trong khi ở trên quỹ đạo. ^[4]

Sau những năm 1990, các giai đoạn phía trên thường bị thụ động sau khi sử dụng làm phương tiện phóng để giảm thiểu rủi ro trong khi giai đoạn vẫn vô chủ trên quỹ đạo. ^[5] Sự thụ động có nghĩa là loại bỏ bất kỳ nguồn năng lượng lưu trữ nào còn lại trên xe, như bằng cách đổ nhiên liệu hoặc xả pin.

Nhiều giai đoạn trên cao, trong cả hai chương trình không gian của Liên Xô và Hoa Kỳ, không bị động sau khi hoàn thành nhiệm vụ. Trong những nỗ lực ban đầu để mô tả vấn đề mảnh vỡ không gian, rõ ràng là một tỷ lệ tốt của tất cả các mảnh vỡ là do sự phá vỡ các tầng trên của tên lửa, đặc biệt là các đơn vị đẩy ở tầng trên không được đánh giá cao. ^[4]

chỉnh sửa ]

Một minh họa và mô tả trong tiếng Trung thế kỷ 14 Huolongjing của Jiao Yu cho thấy tên lửa đa tầng lâu đời nhất được biết đến; đây là 'rồng lửa phát ra từ nước' (火龙 出水, huǒ lóng chū shuǐ), được sử dụng chủ yếu bởi hải quân Trung Quốc. ^[4]

Đây là một tên lửa hai tầng có tên lửa đẩy cuối cùng sẽ bị đốt cháy. trước khi họ làm, họ đã tự động đốt một số mũi tên lửa nhỏ hơn được bắn ra từ đầu trước của tên lửa, có hình dạng như đầu rồng với cái miệng mở. ^[7] Tên lửa nhiều tầng này có thể được coi là tổ tiên của YingJi-62 ASCM hiện đại. ^[7][8] Nhà khoa học và nhà sử học người Anh Joseph Needham chỉ ra rằng các tài liệu bằng văn bản và mô tả minh họa về tên lửa này đến từ tầng tầng lớp cổ nhất của Tiết1350 AD (từ phần 1 của chương 1, chương 3, trang 23). ^[7]

Một ví dụ khác về tên lửa đa tầng sớm là Juhwa (走火) của Hàn Quốc phát triển. Nó được đề xuất bởi kỹ sư, nhà khoa học và nhà phát minh thời trung cổ của Hàn Quốc Choe Museon và được phát triển bởi Cục Vũ khí (火 㷁 道) trong thế kỷ 14. ^[9][10] Tên lửa có chiều dài 15 cm và 13 cm; đường kính là 2,2 cm. Nó được gắn vào một mũi tên dài 110 cm; Các hồ sơ thử nghiệm cho thấy những kết quả đầu tiên nằm trong phạm vi khoảng 200m. ^[11] Có những hồ sơ cho thấy Hàn Quốc tiếp tục phát triển công nghệ này cho đến khi họ sản xuất Singijeon, hay 'mũi tên máy ma thuật' vào thế kỷ 16. Các thí nghiệm đầu tiên với tên lửa đa tầng ở châu Âu được thực hiện vào năm 1551 bởi người Áo Conrad Haas (1509 Thay1576), chủ kho vũ khí của thị trấn Hermannstadt, Transylvania (nay là Sibiu / Hermannstadt, Romania). Khái niệm này được phát triển độc lập bởi ít nhất bốn cá nhân: . . Độ cao lớn nhất từng đạt được là 393 km, đạt được vào ngày 24 tháng 2 năm 1949 tại White Sands.

Năm 1947, kỹ sư tên lửa và nhà khoa học Liên Xô Mikhail Tikhonravov đã phát triển một lý thuyết về các giai đoạn song song, mà ông gọi là "tên lửa gói". Trong sơ đồ của ông, ba giai đoạn song song được bắn ra từ thang máy, nhưng cả ba động cơ đều được cung cấp nhiên liệu từ hai giai đoạn bên ngoài, cho đến khi chúng trống rỗng và có thể bị đẩy ra. Điều này là hiệu quả hơn so với dàn dựng tuần tự, bởi vì động cơ giai đoạn hai không bao giờ chỉ là trọng lượng chết. In 1951, Soviet engineer and scientist Dmitry Okhotsimsky carried out a pioneering engineering study of general sequential and parallel staging, with and without the pumping of fuel between stages. The design of the R-7 Semyorka emerged from that study. The trio of rocket engines used in the first stage of the American Atlas I and Atlas II launch vehicles, arranged in a "row", used parallel staging in a similar way: the outer pair of engines existed as a jettisonable pair which would, after they shut down, drop away with the lowermost outer "skirt" structure, leaving the central "sustainer" engine to complete the first stage's engine burn towards apogee or orbit.

Separation events[edit]

Separation of each portion of a multistage rocket introduces additional risk into the success of the launch mission. Reducing the number of separation events results in a reduction in complexity.^[15] Separation events occur when stages or strap-on boosters separate after use, when the payload fairing separates prior to orbital insertion, or when used, a launch escape system which separates after the early phase of a launch. Pyrotechnic fasteners or pneumatic systems are typically used to separate rocket stages.

See also[edit]

References[edit]

1. ^ ^{a b c d e f g h i j} Curtis, Howard. "Rocket Vehicle Dynamics." Orbital Mechanics for Engineering Students. Tái bản lần 2 Daytona Beach: Elsevier, 2010. Print
2. ^ ^{a b c d} [Nakhjiri, Navid, Ph.D, 2014. Presented at Calpoly Astronautics Lecture]
3. ^ "Fregat". RussianSpaceWeb.com. Retrieved July 25, 2014.
4. ^ ^{a b} Loftus, Joseph P. (1989). Orbital Debris from Upper-stage Breakup. AIAA. tr. 227.
5. ^ Johnson, Nicholas (2011-12-05). "Space debris issues". audio file, @1:03:05-1:06:20. The Space Show. Archived from the original on 2012-01-27. Retrieved 2011-12-08.
6. ^ "火龙出水（明）简介".星辰在线. 2003-12-26. Archived from the original on March 3, 2009. Retrieved July 17, 2008.
7. ^ ^{a b c d} Needham, Volume 5, Part 7, 510.
8. ^ "中国YJ-62新型远程反舰导弹".大旗网. 2007-09-30. Retrieved July 17, 2008.^{[permanent dead link]}
9. ^ ko:주화 (무기)
10. ^ ko:화통도감
11. ^ "주화 (走火)". 한국민족문화대백과. 1999-09-25. Retrieved 2013-04-18.
12. ^ Ulrich Walter (2008). Astronautics. Wiley-VCH. tr. 44. ISBN 978-3-527-40685-2.
13. ^ Balčiūnienė, Irma. "VIENO EKSPONATO PARODA: KNYGA „DIDYSIS ARTILERIJOS MENAS"!". www.etnokosmomuziejus.lt (in Lithuanian). Lithuanian Museum of Ethnocosmology. Retrieved 5 February 2018.
14. ^ Simonaitis, Ričardas. "Lietuvos kariuomenei – 95". aidas.lt. Retrieved 5 February 2018.
15. ^ "Falcon 1 – Stage Separation Reliability". SpaceX. Archived from the original on 30 April 2013. Retrieved 8 January 2011.