멀티스테이지 로켓

다단 로켓 또는 스텝 로켓은^[1] 2개 이상의 로켓단계를 사용하는 발사체로, 각각 엔진과 추진체가 들어 있다.탠덤 또는 시리얼 스테이지가 다른 스테이지 위에 장착된다; 평행 스테이지가 다른 스테이지와 나란히 부착된다.그 결과는 사실상 두 개 이상의 로켓이 서로 위로 쌓이거나 옆에 붙어 있는 것이다.2단 로켓은 꽤 흔하지만, 무려 5단계의 별도 로켓이 성공적으로 발사되었다.

추진체가 고갈될 때 단계별로 분사해 남은 로켓의 질량을 줄인다.각각의 연속 단계는 높은 고도에서 대기압 감소와 같은 특정한 작동 조건에 최적화될 수 있다.이 스테이징은 로켓의 최종 속도와 높이로 더 쉽게 가속할 수 있도록 나머지 스테이지의 추력을 허용한다.

직렬 또는 탠덤 준비 방식에서 1단계는 하단에 있고 보통 가장 크고, 2단계와 후속 상위 단계는 그 위에 있으며, 일반적으로 크기가 감소한다.병렬 배치 방식에서는 고체 또는 액체 로켓 부스터를 발사 보조에 사용한다.이것들은 때때로 "0단계"라고 불린다.일반적인 경우 1단 및 부스터 엔진은 로켓 전체를 위로 밀어 올리기 위해 발사된다.부스터에 연료가 떨어지면 나머지 로켓(대개 작은 폭발물 충전이나 폭발 볼트의 일종)에서 분리되어 떨어진다.그리고 나서 첫 번째 단계는 불에 타 완성되고 떨어진다.이것은 더 작은 로켓을 남기고, 2단계는 바닥에 두고 발사된다.로켓 서클에서 스테이지로 알려져 있는 이 과정은 원하는 최종 속도가 달성될 때까지 반복된다.직렬 스테이징이 있는 경우, 분리 전에 상단 스테이지가 점화되는 경우도 있다. 무대 간 링은 이를 염두에 두고 설계되었으며, 추력을 사용하여 두 차량을 확실하게 분리할 수 있다.

궤도 속도에 도달하려면 다단 로켓이 필요하다.단단계부터 비트까지의 설계를 추구하지만, 아직 입증되지는 않았다.

퍼포먼스

다단 로켓이 필요한 이유는 주어진 연료 대 건조 질량 비율의 로켓에 의해 달성 가능한 최대 속도에 대한 물리학 법칙의 제한 때문이다.이 관계는 고전적인 로켓 방정식에 의해 주어진다.

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

여기서:

${\displaystyle \mathrm{\Delta }}$ ${\displaystyle v}$ ${\$은(는) 차량의 델타-v이다(중력 및 대기 드래그로 인한 속도 + 손실).

${\displaystyle m_{}}$ ${\displaystyle {0\mathrm{}}_{}}$ ${\$은(는) 초기 총 질량(시추)이며$$ 최종 질량 + 추진체와 동일하다.

${\displaystyle m_{}}$ ${\displaystyle f_{}}$ ${\$는 추진체가$$ 팽창된 후 최종(건조) 질량이다.

${\displaystyle v_{}}$ ${\displaystyle e_{}}$ ${\$은(는) 유효 배기 속도(추진체, 엔진 설계 및 스로틀 상태에 따라 다름);

${\displaystyle \ln }$ ${\displaystyle \ln }$은(는) 자연 로그 함수다.

낮은 지구 궤도(또는 충분히 무거운 아궤도 페이로드의 필요한 속도)에 도달하기 위해 필요한 델타 v는 단일 로켓 단계에서 현실적으로 달성할 수 있는 것보다 더 큰 습식-건식 질량비를 요구한다.다단계 로켓은 델타-V를 분수로 분할함으로써 이 한계를 극복한다.각 저단계가 떨어지고 후속단 발화에도 나머지 로켓은 여전히 연소 속도 근처로 이동하고 있다.각 하단의 건식 질량은 상단의 추진체를 포함하며, 상단의 후속 각 하단의 불필요한 건식 질량을 버림으로써 건식 질량을 줄였다.

또 다른 장점은 각 단계가 각각의 특정한 작동 조건에 맞게 조정된 다른 종류의 로켓 엔진을 사용할 수 있다는 것이다.따라서 하위 단계 엔진은 대기압에서 사용하도록 설계되는 반면 상위 단계 엔진은 가까운 진공 조건에 적합한 엔진을 사용할 수 있다.하위 단계는 상위 단계보다 더 많은 구조를 필요로 하는 경향이 있는데, 상위 단계보다 더 높은 가중치를 가져야 하기 때문이다.각 단계의 구조를 최적화하면 전체 차량의 중량이 감소하고 추가적인 이점을 제공한다.

스테이지의 장점은 아직 사용되지 않고 있는 하위 단계 리프팅 엔진의 비용뿐 아니라 전체 로켓을 단일 단계보다 더 복잡하고 만들기 어렵다는 것이다.또한 각 스테이징 이벤트는 분리 실패, 점화 실패 또는 스테이지 충돌로 인해 발사 실패의 가능성이 있는 지점이다.그럼에도 불구하고, 그 절약은 너무 커서, 우주 궤도에 탑재된 탑재물을 운반하는 데 사용된 모든 로켓은 일종의 스테이징을 해 왔다.

로켓 효율의 가장 일반적인 척도 중 하나는 추진제 소비량의 흐름 당 추진력(초당)으로 정의되는 특정한 충동이다.^[2]

${\displaystyle I_{}}$ ${\displaystyle {s\mathrm{}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{p}}_{}}${\$displaystyle I_{\mathrm {sp}}}}}}$ = ${\displaystyle \frac{T\frac{}{}}{}}$ ${\displaystyle d\frac{}{}}$ ${\displaystyle \frac{\frac{}{}}{}}$ d d d d ${\displaystyle \frac{\frac{\mathrm{dd}}{}}{}}$ ${\displaystyle \frac{\frac{}{}{}_{}}{}}$ ${\displaystyle \frac{{0\mathrm{}}_{}}{}}${\$dplaystyle \{\frac {t}{dt}g_{\mathrm{0}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}$

그러한 추력이 다른 요인의 결과로 계산되는 방정식을 재배열할 때, 우리는 다음을 가진다.

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

이 방정식들은 더 높은 특정한 충동이 더 오랜 시간 동안 연소할 수 있는 더 효율적인 로켓 엔진을 의미한다는 것을 보여준다.스테이징 측면에서 초기 로켓 단계는 대개 특정 임펄스 등급이 낮으며, 로켓을 빠르게 고도로 밀어내기 위해 우수한 추진력과 효율을 거래한다.로켓의 후기 단계에서는 차량이 대기권 밖으로 더 멀리 떨어져 있고 배기 가스가 대기압만큼 많은 기압에 대해 팽창할 필요가 없기 때문에 일반적으로 더 높은 특정 임펄스 등급을 가진다.

발사 차량의 초기 단계로 사용할 이상적인 로켓 엔진을 선택할 때, 검토할 유용한 성능 측정 기준은 추력 대 중량 비율이며, 다음과 같은 방정식으로 계산된다.

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

발사 차량의 공통 추력 대 중량 비율은 1.3 대 2.0 범위 내에 있다.^[2]각 로켓 단계를 임무로 설계할 때 명심해야 할 또 다른 성능 지표는 연소 시간인데, 이는 로켓 엔진이 추진체를 모두 소진하기 전에 지속되는 시간이다.대부분의 비최종 단계에서는 추력 및 특정 임펄스가 일정하다고 가정할 수 있으며, 이는 연소 시간에 대한 방정식을 다음과 같이 기록할 수 있다.

${\displaystyle \Delta {t}={\frac {I_{\mathrm {sp}}}g_{\mathrm {0}}}}}}}{\mathrm {f}}}}}}}회.$

여기서 $m{\displaystyle {}_{}}$ ${\displaystyle {0\mathrm{}}_{}}$ ${\$과 ${\displaystyle {m\mathrm{}}_{}}${\$displaystyle m_{\mathrm {f}}}}$은 각각 로켓 단계의 초기 및 최종 질량이다$$.번아웃 시간과 함께 번아웃 높이와 속도는 동일한 값을 사용하여 얻으며 다음 두 방정식에 의해 확인된다.

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

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

전체 로켓 시스템에 대한 총 연소 속도 또는 시간 계산 문제를 처리할 때, 일반적인 절차는 다음과 같다.^[2]

1. 문제 계산을 로켓 시스템이 얼마나 많은 단계로 구성되는지 구분하십시오.
2. 각 개별 단계에 대한 초기 질량과 최종 질량을 계산한다.
3. 연소 속도를 계산하고 각 개별 단계의 초기 속도를 합한다.각 단계가 이전 단계 직후에 발생한다고 가정하면, 연소 속도는 다음 단계의 초기 속도가 된다.
4. 최종 단계에 대해 연소 시간 및/또는 속도가 계산될 때까지 앞의 두 단계를 반복하십시오.

이 차량은 여전히 행성의 중력 가속도가 점차 하향 방향으로 변화할 때까지 짧은 시간 동안 위쪽으로 주행할 수 있는 속도를 가지고 있기 때문에 연소 시간이 로켓단 움직임의 끝을 규정하지 않는다는 점에 유의해야 한다.연소 후 로켓의 속도와 고도는 운동의 기본 물리학 방정식을 사용하여 쉽게 모델링할 수 있다.

한 로켓을 다른 로켓과 비교할 때, 로켓의 개별 속성이 서로 독립적이지 않은 경우가 많기 때문에 로켓의 특정 특성을 다른 로켓과 동일한 특성과 직접 비교하는 것은 비현실적이다.이러한 이유로, 무차원 비율은 로켓 간의 보다 의미 있는 비교가 가능하도록 설계되었다.첫 번째는 초기 대 최종 질량 비율인데, 이는 로켓단의 전체 초기 질량과 로켓 단계의 최종 질량을 모두 소비한 후의 비율이다.이 비율에 대한 방정식은 다음과 같다.

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

여기서 $m{\displaystyle {}_{}}$ ${\displaystyle {E\mathrm{}}_{}}$ ${\$$mathrm$${E}}}}}}$은(^[3]는) 스테이지의 빈 질량이고$$, $m{\displaystyle {}_{}}$ ${\displaystyle {p\mathrm{}}_{}}$ ${\$$m_${\$mathrm {PL}}}$은(는) 추진체의$$ ${\displaystyle {\mathrm{질량}}_{}}$이며, $m{\displaystyle {}_{}}$P L {\$displaystyload$의 질량이다$.$두 번째 차원이 없는 성능 수량은 구조비로서 스테이지의 빈 질량과 결합된 빈 질량과 추진제 질량의 비율이다.^[3]

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

마지막 주요 무차원 성능 수량은 탑재비인데, 이 비율은 빈 로켓단 및 추진체의 탑재 중량과 결합 중량의 비율이다.

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

무차원 수량에 대한 3개의 방정식을 비교한 결과, 서로 독립적이지 않다는 것을 쉽게 알 수 있으며, 사실 초기-최종 질량 비율은 구조비 및 페이로드 비율 측면에서 다시 작성할 수 있다.^[3]

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

이러한 성능 비율은 최적화를 수행하고 임무에 대한 다양한 구성을 비교할 때 로켓 시스템이 얼마나 효율적일지에 대한 참조 자료로도 사용될 수 있다.

구성 요소 선택 및 크기 조정

초기 사이징을 위해 엔진의 특정 충동과 N*s에서 요구되는 총 충동을 바탕으로 로켓에 필요한 추진체의 양을 도출하는 데 로켓 방정식을 사용할 수 있다.방정식은 다음과 같다.

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

여기서 g는 지구의 중력 상수다.^[2]이를 통해 연료의 밀도를 알면 연료에 필요한 저장량을 계산할 수 있는데, 로켓단계를 설계할 때는 거의 항상 그러하다.추진체의 질량을 밀도로 나눌 때 부피가 산출된다.필요한 연료와는 별도로 로켓 구조 자체의 질량도 결정해야 하며, 필요한 추진기, 전자제품, 계기, 동력 장비 등의 질량을 고려해야 한다.^[2]이는 설계의 중후반 단계에서 고려해야 하는 일반적인 기성 하드웨어에 대해 알려진 수량이지만, 예비 및 개념 설계의 경우 더 간단한 접근법을 취할 수 있다.로켓 단계용 엔진 하나가 특정 세그먼트에 대한 모든 총 임펄스를 제공한다고 가정하면 질량 분율을 사용하여 시스템의 질량을 결정할 수 있다.개시자 및 안전장비와 같은 스테이지 전송 하드웨어의 질량은 비교했을 때 매우 작으며 무시할 수 있는 것으로 간주할 수 있다.

현대 고체 로켓 모터의 경우, 총 질량의 91~94%가 연료라고 하는 것은 안전하고 합리적인 가정이다.^[2]탱크 내부에 박혀 사용할 수 없는 '잔류형' 추진체가 소량 존재하며, 로켓 연료량을 결정할 때도 고려해야 한다는 점도 중요하다.이 잔류 추진체에 대한 일반적인 초기 추정치는 5%이다.이 비율과 추진체의 질량을 계산하면 빈 로켓 무게의 질량을 파악할 수 있다.액체 바이프로펠란트를 사용한 로켓 사이징에는 연료용과 산화제용 두 개의 별도 탱크가 필요하기 때문에 약간 더 관여된 접근법이 필요하다.이 두 수량의 비율은 혼합비라고 하며, 다음 방정식으로 정의된다.

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

여기서 $m{\displaystyle {}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{o}}_{}}$ x ${\$는) 산화제의 질량이고$$ m ${\displaystyle {f\mathrm{}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{u}}_{}}$ e ${\displaystyle {\mathrm{l}}_{}}$ ${\$는) 연료의 질량이다$$.이 혼합비율은 각 탱크의 크기뿐만 아니라 로켓의 특정한 충동도 좌우한다.이상적인 혼합비율을 결정하는 것은 설계 중인 로켓의 다양한 측면들 사이의 절충의 균형이며, 사용 중인 연료와 산화제 조합의 종류에 따라 달라질 수 있다.예를 들어, 바이프로펠란트의 혼합비율은 최적 특정 임펄스를 가지지 않지만 동일한 크기의 연료 탱크가 되도록 조정할 수 있다.이는 연료 시스템의 제조, 포장, 구성 및 통합이 간단하고 저렴하며,^[2] 덜 효율적인 특정 임펄스 등급의 단점을 능가할 수 있는 장점이 될 수 있다.그러나 발사 시스템의 정의 제약조건이 부피라고 가정하고, 수소와 같은 저밀도 연료가 필요하다.이 예는 산화제가 풍부한 혼합비율을 사용하여 효율과 특정 임펄스 등급을 감소시킴으로써 해결되지만, 더 작은 탱크 용량 요건을 충족시킬 것이다.

최적의 스테이징 및 제한된 스테이징

최적의

최적의 스테이징의 궁극적인 목표는 페이로드 비율을 최대화하는 것이다(성능에 따른 비율 참조). 즉, 다른 모든 것을 구성하는 최소의 비 페이로드 질량을 사용하여 필요한 연소 속도까지 가장 많은 페이로드 양을 운반한다.최적의 스테이징에 도달하기 위해 따라야 할 몇 가지 빠른 규칙과 지침이 있다.^[2]

1. 초기 단계는 낮은 I ${\displaystyle p_{}}$ ${\$를 가져야 하며$,$ 이후/최종 단계는 ${\displaystyle {높은}_{}}$ I ${\displaystyle p_{}}$ ${\$를 가져야 한다$.$
2. $낮은{\displaystyle {}_{}}$ I ${\displaystyle s_{}}$ p$${\$displaystyle I_{sp}$가 있는 단계는 ΔV를 적게 기여해야 한다$$.
3. 다음 단계는 항상 이전 단계보다 크기가 작다.
4. 유사한 단계는 유사한 ΔV를 제공해야 한다.

페이로드 비율은 각 개별 단계에 대해 계산할 수 있으며, 순차적으로 함께 곱하면 전체 시스템의 페이로드 비율이 산출된다.개별 단계에 대한 페이로드 비율을 계산할 때 페이로드에는 현재 페이로드 이후의 모든 스테이지의 질량이 포함된다는 점에 유의해야 한다.전체 페이로드 비율은 다음과 같다.

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

여기서 n은 로켓 시스템이 구성하는 단계 수입니다.동일한 페이로드 비율을 산출하는 유사한 단계는 이 방정식을 단순화하지만, 이는 페이로드 비율을 최대화하는 데 이상적인 해결책은 거의 아니며, ΔV 요건은 위의 가이드라인 팁 1과 2에서 제시한 바와 같이 불균일하게 분할해야 할 수 있다.단계 간 이 완벽한 ΔV 파티션을 결정하는 두 가지 일반적인 방법은 프로그램에 의해 구현될 수 있는 분석 솔루션을 생성하는 기술적 알고리즘이거나, 또는 간단한 시행착오다.^[2]시행착오 접근의 경우, 이전 단계의 탑재량이 되는 초기 질량을 계산하여 최종 단계부터 시작하는 것이 가장 좋다.거기서부터 로켓 시스템의 모든 단계를 사이징하면서 같은 방식으로 초기 단계까지 진행하기가 쉽다.

제한됨

제한된 로켓 스테이징은 로켓 시스템의 각 단계가 동일한 특정한 임펄스, 구조비, 탑재비율을 가지고 있다는 단순화된 가정에 근거한 것으로, 증가 단계마다의 총 질량이 이전 단계의 질량보다 적은 것이 유일한 차이점이다.이러한 가정이 효율적이거나 최적의 시스템을 산출하는 이상적인 접근방식은 아닐 수 있지만, 각 단계의 연소 속도, 연소 시간, 연소 고도 및 질량을 결정하는 방정식을 크게 단순화한다.이는 시스템 동작에 대한 기본적인 이해가 상세하고 정확한 설계보다 우선적인 상황에서 개념 설계에 대한 더 나은 접근법을 만들 수 있을 것이다.제한된 로켓 스테이징을 수행할 때 이해해야 할 중요한 개념 중 하나는 연소 속도가 로켓 시스템을 분할하는 단계 수에 의해 어떻게 영향을 받는지에 관한 것이다.특정 임펄스, 페이로드 비율 및 구조 비율을 일정하게 유지하면서 로켓의 단계 수를 늘리면 적은 단계를 사용하는 동일한 시스템보다 항상 더 높은 연소 속도를 산출할 수 있다.그러나 단계 수의 각 증가는 이전 증분보다 소진 속도의 개선을 더 적게 제공한다는 점에서 수익 감소 법칙은 명백하다.소진 속도는 단계 수가 매우 높은 숫자로 증가함에 따라 점증하지 않는 값으로 점차 수렴된다.^[3]실제 로켓이 3단계 이상을 거의 사용하지 않는 주된 이유는 연소 속도 개선의 수익 감소 외에도, 실제 로켓이 3단계 이상을 거의 사용하지 않는 이유는 가중치의 증가와 각 추가 단계에 대한 시스템의 복잡성으로 인해 궁극적으로 더 높은 배치 비용을 산출하기 때문이다.

탠덤 대 병렬 스테이징 설계

탠덤 스테이징을 구현하는 로켓 시스템은 각각의 개별 스테이지가 차례로 순서대로 작동한다는 것을 의미한다.로켓은 이전 단계에서 자유로워졌다가 다음 단계를 연속해서 타오르기 시작한다.반면에 병렬 스테이징을 구현하는 로켓은 동시에 작동하는 두 개 이상의 다른 단계를 가지고 있다.예를 들어, 우주왕복선에는 동시에 타는 고체 로켓 부스터가 두 개 있다.발사 시 부스터에 불이 붙고, 스테이지가 끝나면 외부 연료 탱크를 다른 스테이지에 보관하면서 부스터 2개를 폐기한다.^[2]로켓 시스템의 성능 설계에 대한 대부분의 정량적 접근방식은 탠덤스테이징에 초점이 맞춰져 있지만, 병렬스테이징을 포함하도록 접근방식을 쉽게 수정할 수 있다.우선 로켓의 여러 단계를 명확히 규정해야 한다.앞의 예를 계속하여, 때로는 '0단계'라고 일컬어지는 1단계의 끝은 측면 부스터가 주 로켓에서 분리될 때라고 정의할 수 있다.거기서 1단계의 최종 질량은 1단계의 빈 질량, 2단계의 질량(주 로켓과 남은 미연소 연료)과 유하중량의 합으로 볼 수 있다.^{[original research?]}

상위 단계

고공 및 우주에 묶인 상단은 기압이 거의 또는 전혀 없이 작동하도록 설계되어 있다.이를 통해 최적의 진공 팽창 비율을 가진 저압 연소실과 엔진 노즐을 사용할 수 있다.일부 상위 단계, 특히 델타-K나 아리안 5 ES 2단계와 같은 쌍곡 추진체를 사용하는 단계들은 압력 공급으로 인해 복잡한 터보펌프가 필요하지 않다.센타우루스 또는 DCSS와 같은 다른 상위 단계에서는 액체 수소 팽창기 사이클 엔진이나 아리안 5 ECA의 HM7B 또는 S-IVB의 J-2와 같은 가스 발생기 사이클 엔진을 사용한다.이 단계들은 보통 궤도주입 완료와 GTO와 같은 높은 에너지 궤도로 가속 페이로드 또는 탈출속도에 대한 임무를 수행한다.주로 낮은 지구 궤도에서 GTO 또는 그 이상으로 페이로드(payloads)를 가져오는 데 사용되는 Fregat와 같은 상위 단계를 우주 예인선이라고 부르기도 한다.^[4]

조립

각 개별 단계는 일반적으로 제조 현장에서 조립되어 발사 장소로 운송된다. 차량 조립이란 용어는 모든 로켓 단계와 우주선 탑재체를 우주 차량으로 알려진 단일 조립체로 짝짓기하는 것을 말한다.소형 범위의 작은 단층 차량(하위차)과 다층 차량은 보통 크레인(crain)을 이용해 제자리에 있는 스테이지와 우주선을 수직으로 들어 올려 발사대에 직접 조립할 수 있다.

이는 일반적으로 패드 밖으로 조립되어 다양한 방법에 의해 발사장에서 제자리에 옮겨지는 대형 우주선에는 실용적이지 않다.NASA의 아폴로/토탄 V 유인 달 착륙 차량과 우주왕복선은 발사 탯줄이 부착된 이동식 발사대 플랫폼에 차량 조립 건물에서 수직으로 조립된 뒤 특수 크롤러-트랜스포터가 차량 스택 전체를 직립 자세로 발사대로 이동시켰다.이와는 대조적으로 러시아 소유즈 로켓이나 스페이스X 팰컨 9와 같은 차량은 가공 격납고에서 수평으로 조립되어 수평으로 운반된 다음 패드에서 수직으로 운반된다.

패시브먼트 및 스페이스 파편

발사차량의 사용 상단은 사용 후 수 년 동안 비작동 상태로 궤도에 남아 있는 우주 잔해들의 중요한 발생원이며, 때로는 궤도에 있는 동안 하나의 상단이 깨지면서 생성되는 커다란 잔해장의 원인이 되기도 한다.^[5]

1990년대 이후, 사용 후 상위 단계는 궤도에서 폐기된 상태로 있는 동안 위험을 최소화하기 위해 발사 차량으로 사용이 완료된 후 일반적으로 통과된다.^[6]패시브레이션(passivation)은 연료를 버리거나 배터리를 방전하는 것과 같이 차량에 남아 있는 저장된 에너지의 원천을 제거하는 것을 의미한다.

소련과 미국의 우주 프로그램 모두에서 초기 상위 단계들은 임무 완료 후 통과되지 않았다.우주 파편 문제를 특성화하기 위한 초기 시도 동안, 모든 파편 중 상당 부분이 로켓 상단, 특히 미통과 상단 추진 장치의 파손 때문이라는 것이 명백해졌다.^[5]

역사와 발전

14세기 자오 유와 류보웬의 중국 후룽징의 삽화와 묘사는 가장 오래된 것으로 알려진 다연장 로켓을 보여준다; 이것은 중국 해군이 주로 사용했던 "물에서 발포한 화룡"이다.^[7][8]그것은 결국 타버릴 부스터 로켓을 가지고 있는 2단 로켓이었지만, 그들이 미처 발사하기 전에 그들은 자동으로 미사일의 앞끝에서 쏘아져 나온 다수의 작은 로켓 화살에 점화되었는데, 그것은 입을 벌리고 용의 머리 모양을 하고 있었다.^[8]이 다단 로켓은 현대의 잉지-62 ASCM의 조상으로 여겨질 수 있다.^[8][9]영국의 과학자 겸 역사학자 조셉 니덤은 이 로켓의 글과 묘사된 삽화는 AD 1300–1350년(이 책의 제1부 3장 23페이지)의 대략 1300–1350년 경의 가장 오래된 층에서 나온 것이라고 지적한다.^[8]

초기 다연장 로켓의 또 다른 예는 한국 개발의 주화(周華)이다.중세 한국의 기술자, 과학자, 발명가 최무선이 제안했고, 14세기에는 화기국(華氣國)이 개발했다.^[10][11]로켓의 길이는 15cm와 13cm이고 지름은 2.2cm이다.그것은 110 cm 길이의 화살에 부착되었다; 실험 기록에 따르면 첫 번째 결과는 약 200 m의 범위였다.^[12]한국이 16세기에 신기전을 만들기 전까지 이 기술을 계속 발전시켰다는 기록이 있다.유럽에서 다단계 로켓을 이용한 최초의 실험은 1551년 트란실바니아 헤르만슈타트 마을의 무기고장인 오스트리아의 콘라트 하스(1509–1576)에 의해 이루어졌다(현재의 시비우/헤르만슈타트, 루마니아).이 개념은 최소 5명의 개인이 독자적으로 개발했다.

• 폴란드-리투아니아 카지미에라스 시모나비치우스(1600–^[13][14][15]1651)
• 러시아 콘스탄틴 치올코프스키(1857–1935)
• 미국인 로버트 고다드(1882~1945)
• 독일 헤르만 오베르스(1894–1989)
• 프랑스 루이담블랑 (1889–1969년)

최초의 고속 다단계 로켓은 RTV-G-4 범퍼 로켓으로, 1948년부터 1950년까지 화이트 샌즈 검증장에서, 이후 케이프 커내버럴에서 시험했다.이것들은 V-2 로켓과 WAC 상병 음향 로켓으로 구성되었다.지금까지 도달한 가장 큰 고도는 393km로 1949년 2월 24일 화이트 샌즈에서 달성되었다.

1947년 소련의 로켓 기술자 겸 과학자 미하일 티콘라보프는 평행 단계 이론을 발전시켰는데, 이를 '패킷 로켓'이라고 불렀다.그의 계획에서, 3개의 평행 단계는 리프토프에서 발사되었지만, 세 개의 엔진은 모두 외부 2단계에서 연료가 공급되어, 비어 있어서 배출될 수 있었다.이것은 순차적 스테이징보다 더 효율적이다. 왜냐하면 2단계 엔진은 결코 그냥 중량이 아니기 때문이다.1951년, 소련의 기술자 겸 과학자 드미트리 오호심스키는 단계간 연료의 펌핑을 포함하거나 포함하지 않고 일반 순차 및 병렬 스테이징에 대한 선구적인 공학 연구를 수행했다.R-7 셈요카의 디자인은 그 연구에서 나왔다.미국 아틀라스 1호기와 아틀라스 2호 발사차량의 1단계에 사용된 3개의 로켓 엔진은 유사한 방식으로 병렬 스테이징을 사용했는데, 이는 외부 부스터 엔진 쌍이 폐기 가능한 쌍으로 존재했고, 이 쌍은 셧다운 후 가장 낮은 외측 스커트 구조와 함께 떨어져 중앙 지지기가 남게 된다.1단계의 엔진 연소를 완료하기 위해 아포기 또는 궤도를 향해 간다.

분리 이벤트

다단계 로켓의 각 부분의 분리는 발사 임무의 성공에 추가적인 위험을 초래한다.분리 이벤트 수를 줄이면 복잡성이 감소한다.^[16]분리 이벤트는 사용 후 단계 또는 스트랩온 부스터가 분리될 때, 궤도 삽입 전에 페이로드 페어링이 분리될 때 또는 발사 초기 단계 이후에 분리되는 발사 탈출 시스템이 사용될 때 발생한다.폭약식 고정 장치 또는 팰컨 9 풀 스러스트와 같은 공압 시스템은 일반적으로 로켓 단계를 분리하는 데 사용된다.

3단계-오르빗

이 절에는 아마도 독창적인 연구가 포함되어 있을 것이다. 클레임을 확인하고 인라인 인용문을 추가하여 개선하십시오. 독창적인 연구로만 구성된 진술은 삭제해야 한다.(2021년 7월) (이 템플릿 메시지를 제거하는 방법과 시기 알아보기)

3단 대 오르빗 발사체계는 지구 궤도에 오르기 위해 흔히 사용되는 로켓 시스템이다.이 우주선은 궤도 속도를 달성하기 위해 연속적으로 추진하기 위해 세 개의 뚜렷한 단계를 사용한다.4단 대 오르빗 발사기와 2단 대 오르빗 발사기의 중간이다.

3단계-오르비트 시스템의 예

• 토성 V^[17]
• 뱅가드^[18]
• 아리안 4(옵션 부스터)
• 아리안 2호
• 아리안 1(4단계)
• GSLV(3단계 및 부스터)
• PSLV(4단계)
• 양성자(옵션 4단계)
• 3월 5일(옵션 부스터 및 옵션 3단계)
• 긴 3월 1일, 긴 3월 1D^{[citation needed]}
• 제니트-3SL
• 은하-3호^{[필요하다]}
• KSLV-2 "누리"^{[필요하다]}

부스터가 있는 두 단계 예제

다른 설계(사실, 대부분의 현대적인 중-중-리프트 설계)는 주 스택에 3단계를 모두 인라인으로 배치하지 않고, 대신 두 개의 핵심 단계가 있는 "스테이지-0"을 위한 스트랩 온 부스터를 가지고 있다.이러한 설계에서는 연속적인 것이 아니라 부스터와 1단계가 동시에 발화하여 발사기 전체 무게를 들어올리고 중력 손실과 대기 드래그를 극복하기 위한 추가 초기 추력을 제공한다.부스터는 무게를 줄이기 위해 비행 몇 분 후에 분사된다.

• US Space Shuttle - SRB 1단계; 외부 탱크 + SSME 2단계; 내부 탱크의 3단계 OMS;
• 앙가라 A5
• 아리안 5호
• 아틀라스 V 551^[19]
• 델타 II 3단계)
• 델타 III^{[필요하다]}
• 델타 IV-중간+ 및 - 헤비
• 팰컨 헤비^[20]
• 지리동기 위성 발사체 Mk III(단, 타이탄 IIIC와 마찬가지로 GSLV MkIII는 측면 부스터에 의해서만 발사된다.주 핵은 부스터가 배출되기 바로 직전 비행에서 몇 분 안에 점화된다.)
• H-IIA, H-IIB^{[citation needed]}
• 소유스
• 스페이스 론치 시스템
• 타이탄 4호
• 롱 3월 2E, 롱 3월 2F, 롱 3월 3B^{[citation needed]}

4단계-오르비트

4단 대 궤도 발사체계는 지구 궤도에 도달하기 위해 사용되는 로켓 시스템이다.이 우주선은 궤도 속도를 달성하기 위해 4개의 뚜렷한 단계를 사용하여 연속적으로 추진력을 제공한다.5단 대 오르빗 발사기와 3단 대 오르빗 발사기의 중간이다.

4단계-오르비트 시스템의^{[citation needed]} 예

• 아리안 1호
• PSLV
• 미노타우루스 4세
• 양성자(옵션 4단계)
• 미노타우루스 V (5단계)
• ASLV(5단계)

부스터가^{[citation needed]} 있는 세 단계의 예

다른 설계는 메인 스택에 4단계를 모두 인라인으로 배치하지 않고, 대신 3개의 핵심 단계가 있는 "스테이지-0"을 위한 스트랩온 부스터가 있다.이러한 설계에서는 연속적인 것이 아니라 부스터와 1단계가 동시에 발화하여 발사기 전체 무게를 들어올리고 중력 손실과 대기 드래그를 극복하기 위한 추가 초기 추력을 제공한다.부스터는 무게를 줄이기 위해 비행 몇 분 후에 분사된다.

• 3월 5일(옵션 부스터 및 옵션 3단계)

외계 로켓

• NASA-ESA 화성 Ascent Vehicle (MAV) (2단 로켓, 2028년 화성에서 발사 예정)

참고 항목

• 멀티스테이지 로켓
  • 3단계-오르빗
  • 투 스테이지 투 오빗
  • 단단계-오르비트
• 어댑터
• 재사용 가능 발사 시스템
• 스페이스 터그
• 아포지 킥 모터
• 콘래드 하스
• 모듈러 로켓

참조