En orbital launcher single stage (på engelsk : single-stage-to-orbit , eller TOSS ) er et romfartøy som er i stand til å nå jordens bane og banehastighet uten å slippe en eller etasjes fremdrift under oppstigningen. Flere prosjekter av denne typen er studert ( HOTOL , Skylon , McDonnell Douglas DC-X , Lockheed-Martin X-33 , Roton SSTO ...), men ingen har hittil vært vellykkede, fordi konseptet krever flere teknologiske gjennombrudd.
For å kunne plassere seg i bane rundt jorden, må et romfartøy holde strukturindeksen så lav som mulig (fra 10 til 4% avhengig av drivstoffet som brukes), dvs. forholdet mellom massen av strukturen kumulativ og nyttelasten i forhold til total masse. For å nå dette målet, faller nåværende bæreraketter, konvensjonelle raketter eller romferger når de stiger opp en del av strukturen som blir ubrukelig av drivstofforbruket. En enkelt-trinns bærerakett beholder hele strukturen gjennom hele flyet, noe som derfor representerer en økende vekt i forhold til den totale massen. Den andre vanskeligheten er knyttet til behovet for å optimalisere driften av fremdriften i henhold til tettheten i den omgivende atmosfæren: På en konvensjonell bærerakett løses dette problemet ved bruk av rakettmotorer med dyser som er forskjellige i henhold til gulvet .
For å oppnå konstruksjonen av en en-trinns bærerakett, utforskes flere veier, spesielt lyset av strukturen ved å bruke tankene til materialer med lav tetthet, slik som kompositter basert på karbonfibre , bruk av fremdrifts aerob som gjør det er mulig å ikke transportere oksidasjonsmiddel (oksygen) for den første fasen av flyet, økningen i den spesifikke impulsen til motorene, det vil si ytelsen deres, utviklingen av dyser med variabel geometri, etc.
En-trinns bæreraketter bør ikke forveksles med gjenbrukbare enheter , for eksempel den amerikanske romfergen som skiller seg fra de faste drivstoffrakettene og hjelpetanken, og heller ikke med suborbitale fly som SpaceShipOne , som ikke klarer å holde seg i bane.
Imidlertid refererer begrepet generelt, men ikke utelukkende, til gjenbrukbare biler . Men et gjenbrukbart kjøretøy er ikke nødvendigvis en-trinns-bane; dermed er Bristol Spaceplane Space Bus-prosjektet, selv om det er fullstendig gjenbrukbart, ikke en ettrinns bærerakett siden det er et romfly frigitt fra et transportfly.
Det er flere konsepter med en-trinns baneoppskyttere: bæreraketter med vertikal start og landing, horisontal start og landing, fremdrift av en supersonisk ramjet med supersonisk luftinntak ( superstatorjet ) kombinert i løpet av en flyfase og rakettmotorer ved slutten av flyet eller av motorer som opererer i begge modusene, for eksempel Skylon- prosjektet . Det er til og med atomdrevne kjøretøy som Orion-prosjektet .
For en-trinns bæreraketter er hovedutfordringen å oppnå et stort nok masseforhold til å bære nok drivmiddel for å nå bane og en betydelig nyttelast. En mulighet er å gi raketten en kraftig begynnende impuls med en plass kanon , som i prosjektet Quick (i) .
For aerobe en-trinns bæreraketter er den største utfordringen systemets kompleksitet og de tilknyttede kostnadene ved forskning og utvikling innen materialvitenskap og konstruksjonsteknikker som er nødvendige for styrken av strukturer under høyhastighetsflyging i luften. og oppnå et stort nok masseforhold til å bære nok drivstoff til å bli satt i bane, i tillegg til en nyttelast. Aerobe design flyr vanligvis med supersonisk eller hypersonisk hastighet , og inkluderer vanligvis en rakettmotor for den siste kretsløpet.
Uansett hvilken type fremdrift, må en ettrinns bærerakett, hvis den kan brukes igjen, være robust nok til å overleve flere rundturer i verdensrommet, uten å legge for mye vekt. I tillegg må et gjenbrukbart kjøretøy kunne komme inn på nytt uten skade og lande trygt.
Målet med fullt gjenbrukbare bærbare bæreraketter er lavere driftskostnader, økt sikkerhet og bedre pålitelighet enn dagens bæreraketter. Målet for en gjenbrukbar bærerakett i ett trinn vil være å kunne utføre operasjoner like enkelt og regelmessig som en passasjerfly.
Den ligning Tsiolkovski , anvendt på en rakett utstyrt med konvensjonelle motorer, viser at egenvekt av energibæreren ikke tillater det å bli plassert i bane dersom forholdet mellom brensel / strukturelle masse (kalt masseforholdet ) er ikke veldig høy: det må være mellom 10 og 25 avhengig av drivstofftype (det vil si i sistnevnte tilfelle at den tomme vekten skal være 1/25 th av den totale massen).
Det er ekstremt vanskelig å designe en struktur som samtidig er robust, veldig lett og økonomisk å konstruere. Problemet virket uoverstigelig i de første dagene av astronautikken, og rakettdesignere byttet straks til flerstegs bæreraketter. Flere løsninger ble ansett for å løse problemet med massen av strukturer som bruk av tanker laget av komposittmaterialer i X-33 / VentureStar-prosjektet (utviklingen av slike tanker viste seg imidlertid å være så delikat at det var partansvarlig for oppgivelse av prosjektet).
Flertrinns raketter er i stand til å nå banefart fordi de slippe stadier under oppstigningen, som drivstoff er oppbrukt. En rakett i ett trinn er derimot i en ulempe fordi den må føre all sin tomme masse i bane, noe som reduserer bæreevnen for nyttelast. Tvert imot, ikke-utvinnbare flertrinnsraketter forårsaker et kostbart rot. Gjenbruk av etapper kan tillate mye billigere drift ettersom delekostnadene vil bli amortisert over mange flyreiser.
Men å gjenopprette en rakett er vanskelig selv når bare første trinn resirkuleres, og kostnadene ved å utvikle en gjenopprettingsenhet er høye. Den første etappen slippes med en veldig høy hastighet som kan nå 3,65 km / s : etter separasjon beveger den første etappen seg i stor høyde og fallpunktet er langt fra startpunktet og krever en kostbar gjenopprettingsenhet. Høsten på sjøen, til og med bremset av fallskjerm, forårsaker skader så vel som saltvann. For de øvre trinnene må de komme inn i atmosfæren igjen i hastigheter opp til Mach 10.
Gjenopprettingen ble imidlertid forsøkt av romfergen og av det private selskapet SpaceX . Skytten, selv om den var delvis gjenbrukbar, viste sine grenser (oppussing av pulverakseleratorene etter hver flytur og opphold i vannet, regelmessig vedlikehold av de tre hovedmotorene ...) og til slutt, den eksterne tanken , det eneste for å være mye dyrere enn opprinnelig forventet, spesielt etter Space Shuttle Columbia-krasjen i 2003. Når det gjelder de private Falcon 1- og Falcon 9- bærerakettene som ble utviklet av SpaceX , var gjenbruken av den første fasen vellykket. en lekter til sjøs eller på bakken, til tross for farlig begynnelse.
Disse problemene med flertrinns tilnærming førte til lanseringen av ett-trinns lanseringen. Hvis en enkelt-trinns bærerakett ble kombinert med pålitelige, lite vedlikeholdssystemer av mer automatisert karakter, kan det redusere driftskostnadene ved å skyte ut i bane betydelig.
Sammenlignet med en konvensjonell bærerakett, må en en-trinns bærerakett for å oppnå en lav tom masse ty til mye dyrere materialer og konstruksjonsmetoder.
En enkelt-trinns bærerakett, for å oppnå den nødvendige ytelsen, må være av stor raffinement, spesielt når det gjelder motoren, noe som gir høy risiko for feil. Vi kommer tilbake til problemet den amerikanske romfergen møter: vedlikeholdskostnader, nedetid, betydelig risiko for feil.
Det svært lave masseforholdet gir mindre plass enn en konvensjonell bærerakett i møte med designfarer: en veldig liten overflødig masse er nok til å avbryte bærerakettens evne til å plassere en nyttelast i bane.
For å være utvinnbar (se resonnement på klassiske gjenopprettbare bæreraketter), må en-trinns bæreraketten lande horisontalt og derfor være utstyrt med en haleenhet og et landingsutstyr som øker massen og gjør det enda vanskeligere å nå forholdet.
Det flytende hydrogenet kan virke som det mest åpenbare drivstoffet for en enkelttrinnskaster. Når det brennes med flytende oksygen , gir hydrogen faktisk den høyeste spesifikke impulsen (Isp) av alle ofte brukte drivstoff: ca. 450 sekunder, sammenlignet med 350 sekunder av parafin / oksygenblandingen.
Fordelene med hydrogen er som følger:
Imidlertid har hydrogen også disse ulempene:
Disse ulempene kan ivaretas, men mot en ekstra kostnad.
Mens den tomme massen av parafin tanker bare kan utgjøre 1% av den totale massen, har hydrogentanker en masse lik 10% av den totale massen. Den ekstra massen oppstår fra den lave tettheten som krever store tanker og nødvendig ekstra isolasjon (et problem som ikke oppstår med parafin og mange andre drivstoff). Den lave tettheten av hydrogen påvirker utformingen av resten av kjøretøyet. Sluttresultatet er at forholdet mellom trykk og vekt for hydrogendrevne motorer er 30-50% mindre enn sammenlignbare motorer som bruker tettere drivstoff.
Disse egenskapene til de to drivstoffene betyr at det til syvende og sist er liten forskjell mellom ytelsen oppnådd ved bruk av hydrogen og tettere drivstoff, mens dessuten en bærerakett som bruker hydrogen er litt dyrere å utvikle . Detaljerte studier har konkludert med at visse tettere drivstoff som flytende propan gjør at ytelsen kan oppnås 10% bedre enn hydrogen for den samme tomme massen.
Noen enkelt-trinns bæreraktsdesign bruker samme motor under hele flyturen, noe som skaper et ytelsesproblem med den tradisjonelle klokkeformede dysen som tradisjonelt brukes. Avhengig av atmosfæretrykket er forskjellige dyseformer optimale. Motorer som opererer i lavere atmosfære har kortere dyser enn de som er designet for å arbeide i vakuum. En dyse som ikke er optimalisert for alle høyder, gjør motoren mindre effektiv.
Den Aerospike Motoren er en type motor som er effektiv over et vidt område av omgivelsestrykk (derav i alle høyder). Denne motoren med en lineær dyse ble brukt i utformingen av X-33 / VentureStar . Andre løsninger bruker flere motorer eller utvidbare dyser som har ulempen med å være kompliserte.
Imidlertid, i svært høye høyder, har svært store dyser en tendens til å utvide eksosgassene ved trykk nær vakuum. Som et resultat er disse dysene kontraproduktive på grunn av overflødig vekt. Noen enkeltstegs bæreraketter bruker ganske enkelt høytrykksmotorer som tillater høye forhold brukt når bæreraketten er nær bakkenivå. Dette gir god ytelse, og eliminerer behovet for mer komplekse løsninger.
Noen enkelt-trinns bærerakettmodeller bruker jetmotorer som samler oksygen fra atmosfæren for å redusere kjøretøyets startvekt.
Noen av problemene med denne tilnærmingen er:
Så med eksemplet på X-43 , ser ikke massebudsjettene ut til å være i nærheten av lanseringen av bane.
Lignende problemer oppstår med en-trinns kjøretøy med konvensjonelle jetmotorer for bane - vekten av jetmotorene kompenseres ikke med tilstrekkelig drivstoffreduksjon.
Imidlertid ser andre aerobiske modeller som Skylon- romplanet (og ATREX ) som bytter til rakettmodus heller ved lav hastighet (Mach 5.5), i det minste på papir, en forbedring i massefraksjonen. Av drivmiddel (in) orbital. sammenlignet med rene raketter (til og med flertrinnsraketter) nok til å holde muligheten for full gjenbruk med den beste brøkdelen av nyttelast.
Det er viktig å merke seg at massefraksjon er et viktig konsept innen rakettdesign. Massefraksjonen kan imidlertid ikke ta høyde for kostnadene ved en rakett, drivstoffkostnadene er veldig lave sammenlignet med ingeniørprogrammet som helhet.
Mange kjøretøy er smalt suborbital, så praktisk talt alt som gir en relativt liten økning i delta-v kan være nyttig, og ekstern assistanse fra et kjøretøy er derfor ønskelig.
Projiserte lanseringsassistenter inkluderer:
Og ressurser i bane, for eksempel:
På grunn av vektproblemer som skjerming, klarer mange kjernedrevne systemer ikke å løfte sin egen vekt, og er derfor ikke egnet for lansering i bane. Imidlertid har noen modeller som Project Orion og noen termiske kjernefysiske rakettkonsepter et trykk-til-vekt- forhold større enn 1, noe som gjør at de kan ta av. Åpenbart ville et av hovedspørsmålene med kjernefysisk fremdrift være sikkerhet, både under en lansering for passasjerer, men også i tilfelle en lanseringsfeil. Ingen nåværende programmer forsøker kjernedrift fra jordens overflate.
Fordi de kan være mer energiske enn den potensielle energien et kjemisk drivstoff tillater, har noen laser- eller mikrobølgedrevne rakettdesign potensial til å skyte kjøretøy i bane, i et enkelt trinn. I praksis er dette feltet relativt uutviklet.
De høye kostnadene ved lansering av amerikanske romferger vekket interesse på 1980-tallet for å designe et billigere etterfølgerbil. Flere offisielle designstudier er gjort, men de fleste er i hovedsak mindre versjoner av det eksisterende konseptet med skyttelbuss.
De fleste romfartsanalysestudiene har vist at arbeidskraft er den klart største utgiften. Det ble forventet at vedlikeholdsoperasjoner mellom to flyreiser ville være lik de som en passasjerfly, med to ukers forsinkelse mellom to oppdrag. Imidlertid så ikke senior NASA-planleggere mer enn 10 til 12 flyreiser per år for hele skyttelflåten. Maksimalt antall flyreiser per år for hele flåten ble begrenset av produksjonskapasiteten til de eksterne tankene til 24 per år.
På samme måte har den eneste kjente egnede lette termiske beskyttelsen vært delikat, bestående av skjøre fliser. Disse og andre designbeslutninger har resultert i et kjøretøy som krever betydelig vedlikehold etter hvert oppdrag. Motorene fjernes og inspiseres, og før de nye "block II" hovedmotorene ble turbopumpene fjernet, demontert og bygget om. Mens romfergen Atlantis har blitt pusset opp og relansert på 53 dager mellom STS-51-J og STS-61-B- oppdrag , kreves det vanligvis en måned for å forberede en bane for et nytt oppdrag.
LGM-25C Titan II første trinn hadde masseforholdet som kreves for en-trinns lanseringsfunksjoner med en veldig liten nyttelast. Et rakettstadium er ikke en fullstendig bærerakett, men det viser at en holdbar enkeltrinns bærerakett sannsynligvis kan oppnås med 1962-teknologi.
En detaljert studie av løfteskyttere i ett trinn ble utarbeidet av Space Division of Chrysler Corporation i 1970-1971 under kontrakt NAS8-26341 fra NASA. Deres forslag, Chrysler SERV (in) , er et enormt kjøretøy med mer enn 50000 kg nyttelast ved bruk av jetmotorer for landing (vertikal). Selv om de tekniske problemene så ut til å være løst, krevde USAF en bevinget design (for sideskiftkapasitet) som førte til Shuttle slik vi kjenner den i dag.
Den ubemannede DC-X- teknologidemonstranten , opprinnelig utviklet av McDonnell Douglas for Strategic Defense Initiative (SDI) -programmet, var et forsøk på å bygge et kjøretøy som kunne kjøre en ettrinns bærerakett. Testbilen ble betjent og vedlikeholdt av et lite mannskap på tre basert på en tilhenger, og flyet ble startet på nytt en gang innen 24 timer etter landing. Selv om testprogrammet ikke var uten problemer (inkludert en mindre eksplosjon), demonstrerte DC-X at vedlikeholdsaspektene til konseptet var sunne. Dette prosjektet ble kansellert da flyet krasjet på den fjerde flyturen etter overføring av ledelsen av Strategic Defense Initiative til NASA.
Den Mannen (i) er utformet for å tilveiebringe masselast i bane til en pris så lav som mulig.
Nåværende prosjekter er enkelt-trinns kastere privat japansk prosjekt Kankoh-maru (in) og Skylon UK.
Når tyngdekraften er mindre viktig enn på jorden, er øvelsen mindre vanskelig. Ved å sette den i bane, som krever å nå en banehastighet på 1,68 km / s mot 7,8 km / s, og hvor atmosfæren ikke bremser oppstigningen, klarte Apollo Lunar- modulen, akkurat som flere sovjetiske romfarter, å plassere seg i bane uten å måtte droppe en scene.