싱글 스테이지에서 오르빗으로

VentureStar는 제안된 SSTO 우주 비행체였습니다.

1단계 궤도(SSTO) 차량은 탱크, 엔진 또는 기타 주요 하드웨어를 사용하지 않고 추진제와 유체만을 사용하여 차체 표면에서 궤도에 도달합니다.이 용어는 일반적으로 재사용 가능한 ^[1]차량을 지칭하지만 전유물은 아닙니다.지금까지 지구에서 발사된 SSTO 발사체는 비행한 적이 없으며, 지구에서 발사된 궤도 발사는 전부 또는 부분적으로 소모성 다단 로켓에 의해 수행되었다.

SSTO 개념의 주요 예상 이점은 소모품 출시 시스템에 내재된 하드웨어 교체를 제거하는 것입니다.그러나 재사용 SSTO 시스템의 설계, 개발, 연구 및 엔지니어링(DDR&E)과 관련된 비반복적 비용은 SSTO의 상당한 기술적 난제로 인해 소모성 시스템보다 훨씬 높다. 이러한 기술적 문제가 ^[2]실제로 해결될 수 있다고 가정할 때 말이다.SSTO 차량은 또한 상당히 높은 수준의 정기 ^[3]정비가 필요할 수 있다.

화학 연료를 사용하는 1단 궤도간 우주선을 지구에서 발사하는 것은 거의 가능하지 않은 것으로 여겨진다.지구 SSTO의 주요 복잡한 요인은 초당 7,400m 이상의 높은 궤도 속도(27,000km/h; 17,000mph), 특히 비행 초기 단계에서 지구 중력을 극복해야 하는 필요성, 드래그, g, 엔진 영향 등으로 인해 비행 초기 단계에서 속도를 제한하는 지구 대기 내 비행이다.퍼포먼스^{[citation needed]}

21세기 로켓의 발전은 낮은 지구 궤도나 국제우주정거장에 ^[4]1킬로그램의 탑재물을 발사하는 데 드는 비용을 크게 떨어뜨려 SSTO 개념의 주요 예상 이점을 감소시켰다.

저공에서 대기 중 산소를 사용할 수 있는 하이브리드 사이클 SABRE 엔진을 사용한 스카이론, 고공에서 폐쇄 사이클 로켓 엔진으로 전환한 후 탑재된 액체 산소를 사용한 맥도넬 더글러스 DC-X, 록히드 마틴 X-33 및 벤처 스타 등이 궤도를 돌기 위한 주요 단일 단계 개념이다.우주왕복선과 궤도에 오를 수 있는 헬리콥터인 로튼 SSTO를 대체하는 경향이 있었다.하지만, 어느 정도 가능성을 보이고 있음에도 불구하고, 충분히 효율적인 추진 시스템을 찾는 데 문제가 있고 개발이 ^[1]중단되어 아직 궤도 달성에 근접한 우주선은 없다.

달이나 화성처럼 지구보다 중력장이 약하고 대기압이 낮은 외계 물체에서는 1단계 궤도 진입이 훨씬 쉬우며 아폴로 계획의 달 모듈, 소련의 달 계획의 로봇 우주선, 중국의 창어 5호에 의해 달에서 이루어졌습니다.

역사

초기 개념

ROMBUS 컨셉 아트

20세기 후반 이전에는 우주 여행에 대한 연구가 거의 이루어지지 않았다.1960년대 동안, 이런 종류의 공예품을 위한 최초의 컨셉 디자인들이 ^[5]생겨나기 시작했다.

SSTO의 초기 개념 중 하나는 Douglas Aircraft ^[7]Company의 엔지니어 Philip ^[6]Bono가 제안한 소모성 1단계 궤도 우주 트럭(OOT)이었습니다.ROUNT라는 이름의 재사용 가능한 버전도 제안되었다.

SSTO의 또 다른 초기 개념은 1960년대 초에 Krafft Arnold Ericke가 제안한 NEXUS라는 재사용 가능한 발사체였다.그것은 50미터 이상의 지름과 2000톤의 짧은 톤을 지구 궤도로 끌어올릴 수 있는 능력을 가진 개념화된 가장 큰 우주선 중 하나였으며,^[8]^[9] 화성 같은 태양계의 위치를 더 넓히는 임무를 위해 의도되었다.

1963년의 북미 항공 증강 VTOVL은 ^[10]대기를 통과하는 동안 많은 양의 액체 산소가 필요하지 않음으로써 비행체의 이륙 질량을 줄이기 위해 램젯을 사용하는 비슷한 크기의 항공기였다.

1965년부터, 로버트 살켈드는 날개 달린 우주 비행기의 궤도를 돌기 위해 다양한 단일 단계를 조사했다.그는 대기 중에 탄화수소 연료를 태운 후,^[11]^[12]^[13] 일단 우주에 가면 효율을 높이기 위해 수소 연료로 바꿀 수 있는 자동차를 제안했다.

Bono의 초기 개념(1990년대 이전)의 추가 예는 다음과 같습니다.

ROMBUS(Reusable Orbital Module, Booster, and Utility Shuttle)는 Philip ^[14]^[15]Bono의 또 다른 디자인입니다.초기 수소 탱크의 일부를 떨어뜨린 이후, 이것은 기술적으로 단일 단계가 아니었지만, 매우 근접했다.
이타쿠스는 ROMBUS의 개념을 채택한 것으로, 군인과 군사 장비를 아궤도 ^[16]^[17]궤도로 다른 대륙으로 운반하기 위해 고안되었습니다.
페가수스(Pegasus)는 승객과 페이로드를 공간을 통해 짧은 시간 내에 장거리 ^[18]운송하도록 설계된 또 다른 ROMBUS 개념입니다.
1967년형 발사체 ^[19]컨셉트인 더글라스 SASTO.
하이페리온, 또 다른 필립 보노 개념으로,^[20] 공중으로 들어올려야 하는 연료의 양을 절약하기 위해 발사 전에 속도를 높이기 위해 썰매를 사용했습니다.

스타레이커:1979년 록웰 인터내셔널은 무거운 우주 기반 태양광 발전 위성을 300해리 지구 ^[21]^[22]^[23]궤도에 쏘아 올리도록 설계된 100톤 무게의 다륜구동 공기호흡기 램제트/저온 로켓 엔진, 수평 이착륙/1단계 우주 비행기의 개념을 공개했다.스타레이커는 3개의 LOX/LH2 로켓 엔진(SSME 기준) + 10개의 터보람젯을 ^[21]장착했을 것입니다.

1985년경 NASP 프로젝트는 스크램제트 차량을 궤도로 쏘아 올리려고 했으나 자금 지원이 중단되고 프로젝트가 ^[24]취소되었다.동시에, HOTOL은 미리 냉각된 제트 엔진 기술을 사용하려고 시도했지만, ^[25]로켓 기술에 비해 큰 이점을 보여주지는 못했다.

DC-X 테크놀로지

DC-X의 첫 비행은

Delta Clipper Experimental의 줄임말인 DC-X는 제안된 SSTO의 1/3 스케일 수직 이착륙 시연기였다.지금까지 제작된 몇 안 되는 SSTO 시제품 중 하나입니다.DC-X2(반쪽 크기 프로토타입)와 DC-Y(단일 단계 궤도 삽입이 가능한 실물 크기 차량)를 포함한 몇 가지 다른 프로토타입을 의도했다.둘 다 만들어지지는 않았지만, 이 프로젝트는 1995년에 NASA에 의해 인수되었고, 그들은 DC-XA를 3분의 1 크기의 업그레이드된 프로토타입으로 만들었습니다.이 차량은 착륙대 4개 중 3개만 배치된 채 착륙할 때 분실돼 옆으로 넘어져 폭발했다.그 ^{[citation needed]}이후로 프로젝트는 계속되지 않았다.

로톤

1999년부터 2001년까지 로터리 로켓은 로톤이라고 불리는 SSTO 차량을 만들려고 시도했다.언론의 많은 관심을 받고 하위 규모의 시제품이 완성되었지만, 디자인은 대부분 ^[26]실용적이지 못했습니다.

접근

SSTO에는 수직이착륙하는 순수 로켓, 수평이착륙하는 공기호흡 스크램제트 구동 차량, 핵추진 차량, 심지어 완전히 온전한 여객기처럼 궤도로 날아가 착륙할 수 있는 제트 엔진 구동 차량 등 다양한 접근법이 있었다.

로켓 추진 SSTO의 주요 과제는 궤도에 도달하기 위해 충분한 추진제를 운반할 수 있을 만큼 충분히 높은 질량비를 달성하는 것과 더불어 의미 있는 페이로드 무게를 달성하는 것이다.한 가지 가능성은 퀵런치 ^[27]프로젝트에서 계획된 대로 우주포로 로켓에 초기 속도를 주는 것이다.

공기 호흡 SSTO의 주요 과제는 대기 중 지속적 고속 비행에 필요한 시스템 복잡성 및 관련 연구 개발 비용, 재료 과학 및 건설 기술이며, 궤도를 달성하기 위해 충분한 추진제를 운반할 수 있을 만큼 충분히 높은 질량비를 달성하는 데 필요하다.ht. 공기 호흡 설계는 일반적으로 초음속 또는 극초음속 속도로 비행하며, 일반적으로 ^[1]궤도의 최종 연소를 위한 로켓 엔진을 포함합니다.

로켓 동력이든 공기 호흡이든 재사용 가능한 차량은 과도한 중량이나 유지보수를 가하지 않고도 우주로 여러 번 왕복하여 생존할 수 있을 만큼 견고해야 합니다.또한 재사용 가능한 차량은 손상 없이 재진입하여 안전하게 ^{[citation needed]}착륙할 수 있어야 합니다.

한때는 1단 로켓이 도달할 수 없는 것으로 여겨졌지만, 재료 기술과 건설 기술의 발전으로 그것이 가능하다는 것을 보여주었다.예를 들어, 계산 결과 타이탄 II 1단은 자체적으로 발사되며,^[28] 차량 하드웨어 대비 연료 비율이 25:1인 것으로 나타났습니다.그것은 궤도에 도달하기에 충분히 효율적인 엔진을 가지고 있지만,^[29] 많은 탑재량을 운반하지는 않는다.

고밀도 대 수소 연료

SSTO 차량에는 수소 연료가 명백한 연료로 보일 수 있다.산소와 함께 태울 때, 수소는 일반적으로 사용되는 연료 중 가장 높은 특정한 자극을 준다: 등유의 ^{[citation needed]}최대 350초와 비교하여 약 450초.

수소에는 다음과 같은 ^{[citation needed]}장점이 있습니다.

수소는 대부분의 고밀도 연료에 비해 30% 가까이 높은 비충동을 가지고 있다.
수소는 뛰어난 냉각제이다.
수소 단의 총 질량은 동일한 페이로드에 대해 밀도가 높은 연료 단보다 낮다.
수소는 환경 친화적이다.

그러나 수소에는 다음과 같은 ^{[citation needed]}단점도 있습니다.

초저밀도(약)등유 밀도의 1/7(매우 큰 탱크 필요)
깊은 극저온 – 매우 낮은 온도에서 보관해야 하므로 강력한 단열재가 필요합니다.
가장 작은 틈새에서 매우 쉽게 빠져나갑니다.
광범위한 가연성 범위 – 위험하게 보이지 않는 불꽃으로 쉽게 점화 및 연소됨
가연성 문제를 일으킬 수 있는 산소를 응축시키는 경향이 있습니다.
작은 열 누출에도 큰 팽창 계수를 가지고 있습니다.

이러한 문제는 대처할 수 있지만 추가 ^{[citation needed]}비용이 듭니다.

등유 탱크는 내용물의 1%가 될 수 있지만 수소 탱크는 내용물의 10%가 되어야 하는 경우가 많습니다.이는 저밀도 및 비오프를 최소화하기 위해 필요한 추가 단열재(등유 및 기타 많은 연료에서는 발생하지 않는 문제) 때문입니다.낮은 수소 밀도는 나머지 차량의 설계에 더욱 영향을 미칩니다. 엔진에 연료를 공급하려면 펌프와 파이프가 훨씬 커야 합니다.최종 결과는 수소 연료 엔진의 추력/중량 비율이 더 밀도가 ^{[citation needed]}높은 연료를 사용하는 동급 엔진보다 30~50% 낮다는 것입니다.

이러한 비효율성은 중력 손실에도 간접적으로 영향을 미칩니다; 자동차는 궤도에 도달할 때까지 로켓 동력에 의지해야 합니다.낮은 추력/중량비로 인해 수소 엔진의 과도한 추력이 낮다는 것은 차량이 더 가파르게 상승해야 하므로 수평으로 작용하는 추력이 적다는 것을 의미합니다.수평 추력이 적으면 궤도에 도달하는 데 시간이 더 오래 걸리고 중력 손실은 최소 초당 300m(1,100km/h; 670mph) 증가한다.델타-V 곡선에 대한 질량비는 커 보이지 않지만, 단일 단계에서 궤도에 도달하기에는 매우 가파르고, 이는 탱크와 펌프 ^{[citation needed]}절약을 위한 질량비에 10%의 차이를 만든다.

전체적인 효과는 수소 자동차가 개발 및 구매에 다소 더 비쌀 수 있다는 점을 제외하고 수소를 사용하는 SSTO와 밀도가 높은 연료를 사용하는 SSTO 간에 전체적인 성능의 차이가 놀라울 정도로 거의 없다는 것이다.신중한 연구에 따르면 일부 고밀도 연료(예: 액체 프로판)는 SSTO 발사체에서 동일한 건조 ^[30]중량에 대해 수소 연료의 성능을 10% 초과합니다.

1960년대에 Philip Bono는 VTVL 3단 로켓을 조사하여 페이로드 크기를 약 30%까지 개선할 ^[31]수 있음을 보여주었다.

DC-X 실험 로켓에 대한 운용 경험으로 인해 많은 SSTO 지지자들이 수소를 만족스러운 연료로 재고하게 되었다.고인이 된 맥스 헌터는 DC-X에서 수소 연료를 사용하는 동안, 최초의 성공적인 궤도 SSTO가 프로판으로부터 ^{[citation needed]}더 많은 연료를 공급받을 것이라고 종종 말했다.

모든 고도에서 엔진 1대

일부 SSTO 개념은 모든 고도에 동일한 엔진을 사용합니다. 이는 종 모양의 노즐이 있는 기존 엔진에서 문제가 됩니다.기압에 따라 다른 벨 모양이 필요합니다.진공 상태에서 작동하도록 설계된 엔진에는 큰 벨이 있어 배기 가스가 거의 진공 압력까지 팽창할 수 있으므로 ^[32]효율이 높아집니다.흐름 분리라는 효과로 인해 대기 중에 진공 벨을 사용하면 엔진에 치명적인 결과를 초래할 수 있습니다.따라서 대기압에서 작동하도록 설계된 엔진은 노즐을 단축해야 하며, 대기압으로 가스를 확장해야 합니다.Rocketdyne J-2와 같은 상단 엔진은 대기압이 무시할 때까지 발사할 필요가 없기 때문에 작은 벨로 인한 효율 손실은 보통 스테이징을 통해 완화된다.

가능한 해결책 중 하나는 다양한 주변 압력에서 효과적일 수 있는 에어로스피크 엔진을 사용하는 것입니다.실제로 X-33 ^[33]설계에는 선형 에어로스피크 엔진이 사용되었습니다.

다른 솔루션에는 여러 엔진과 더블 뮤 벨 또는 확장 가능한 벨 ^{[citation needed]}섹션과 같은 기타 고도 적응 설계를 사용하는 것이 포함됩니다.

그러나 매우 높은 고도에서 매우 큰 엔진 벨은 배기 가스를 진공 압력에 가까운 수준으로 확장하는 경향이 있습니다.결과적으로, 이러한 엔진 벨은 과도한 무게로 인해 역효과를^{[dubious – discuss]} 냅니다.일부 SSTO 개념은 지상 레벨에서 높은 비율을 사용할 수 있는 매우 고압 엔진을 사용합니다.이로 인해 퍼포먼스가 향상되어 보다 복잡한 솔루션의 ^{[citation needed]}필요성이 없어집니다.

공기 호흡 SSTO

스카이론 스페이스 플레인

SSTO의 일부 설계에서는 차량의 ^[34]이륙 중량을 줄이기 위해 대기에서 산화제와 반응 질량을 수집하는 공기 호흡 제트 엔진을 사용하려고 시도합니다.

이 접근방식의 문제점에는 다음과 같은 것이 있습니다.^{[citation needed]}

알려진 공기 호흡 엔진은 대기 내에서 궤도 속도로 작동할 수 없습니다(예를 들어 수소 연료 스크램젯의 최고 속도는 약 마하 ^[35]17인 것으로 보입니다).이는 최종 궤도 삽입을 위해 로켓을 사용해야 한다는 것을 의미합니다.
로켓 추력은 추진제 무게를 최소화하기 위해 궤도 질량이 가능한 한 작아야 한다.
산화제 연료 탱크가 운반하는 산화제 질량의 1%를 가지고 있는 반면, 공기 흡입 엔진은 전통적으로 공기 흡입 상승 시 상대적으로 고정된 추력/중량 비율이 낮기 때문에, 탑재 산소에 의존하는 로켓의 추력 대 중량 비율은 연료가 소비될수록 급격히 증가합니다.
대기 중에 매우 빠른 속도는 매우 무거운 열 보호 시스템을 필요로 하는데, 이것은 궤도에 도달하는 것을 더욱 어렵게 만듭니다.
저속에서는 공기 호흡 엔진이 매우 효율적이지만 공기 호흡 제트 엔진의 효율성(Ip)과 추력 수준은 고속(엔진에 따라 마하 5-10 이상)에서 상당히 떨어지고 로켓 엔진 또는 그 이상에 근접하기 시작합니다.
극초음속 차량의 리프트 대 드래그 비율은 낮지만, 높은 g에서 로켓 차량의 유효 리프트 대 드래그 비율은 다르지 않다.

따라서 스크램젯 설계(예: X-43)의 경우, 대규모 예산은 궤도 ^{[citation needed]}발사를 위해 마감되지 않는 것으로 보인다.

기존 제트 엔진을 궤도로 운반하려는 단일 단계 차량에서도 유사한 문제가 발생합니다. 제트 엔진의 중량은 추진제 ^[36]감소로 충분히 보상되지 않습니다.

반면, 다소 낮은 속도(Mach 5.5)에서 로켓 추력으로 전환되는 스카이론(Skylon) 우주비행기(및 ATREX)와 같은 LACE와 같은 사전 냉각 공기 호흡 설계는 순수 로켓(심지어 다단 로켓)보다 적어도 개선된 궤도 질량 비율을 제공하는 것으로 보인다.payload ^[37]fraction이 향상됩니다.

질량 분율은 로켓 공학에서 중요한 개념이라는 것을 유념하는 것이 중요하다.그러나 질량 분율은 전체 공학 프로그램의 비용에 비해 연료 비용이 매우 작기 때문에 로켓 비용과 거의 관련이 없을 수 있다.결과적으로, 질량이 낮은 값싼 로켓은 더 복잡하고 효율적인 ^{[citation needed]}로켓보다 주어진 돈으로 궤도에 더 많은 탑재량을 전달할 수 있을 것이다.

기동 지원

많은 차량이 근소한 궤도 이하이기 때문에 상대적으로 작은 델타-v 증가를 제공하는 모든 차량이 실질적으로 도움이 될 수 있으며, 따라서 차량에 대한 외부 지원이 ^{[citation needed]}바람직합니다.

제안된 출시 지원 자료에는 다음이 포함됩니다.^{[citation needed]}

썰매 발사(반탐, MagLifter, StarTram 등을 포함한 철도, 자기부상열차)^[38]
공중 발사 또는 항공기 견인
기내 연료 공급
Lofstrom 발사 루프/공간 분수

또한 다음과 같은 ^{[citation needed]}온오빗 리소스:

스페이스 테더
끌다

핵추진

차폐와 같은 중량 문제로 인해, 많은 원자력 추진 시스템은 자체 중량을 올릴 수 없으며, 따라서 궤도로 발사하기에 적합하지 않다.그러나 오리온 프로젝트나 핵열 설계와 같은 일부 설계에서는 중량 대비 추진력이 1을 초과하여 이륙할 수 있다.분명히 핵 추진과 관련된 주요 문제 중 하나는 승객을 위한 발사 중뿐만 아니라 발사 중 고장이 발생할 경우에도 안전이 될 것이다.2021년 12월 현재, 지구 표면에서 핵추진 시도를 하는 프로그램은 없다.

비임 추진

그것들은 화학 연료가 허용하는 잠재적 에너지보다 더 에너지적일 수 있기 때문에, 일부 레이저 또는 마이크로파로 구동되는 로켓의 개념은 1단계의 궤도로 차량을 발사할 수 있는 잠재력을 가지고 있다.실제로,^{[citation needed]} 이 영역은 현재의 기술로는 가능하지 않습니다.

SSTO 고유의 설계 과제

SSTO 차량의 설계 공간 제약은 로켓 설계 엔지니어 Robert Truax에 의해 설명되었습니다.

유사한 기술(즉, 동일한 추진체와 구조 분율)을 사용할 경우, 2단계 차량은 동일한 임무를 위해 설계된 단일 단계보다 항상 더 나은 적재량 대 중량 비율을 가질 수 있으며, 대부분의 경우 훨씬 더 나은 [유료 하중 대 중량 비율]을 가질 수 있다.구조적 요인이 0[매우 작은 차량 구조 중량]에 근접할 때만 1단 로켓의 페이로드/중량 비율이 2단 로켓의 페이로드/중량 비율에 근접한다.약간의 계산 착오가 있으면, 1단 로켓은 탑재물 없이 끝납니다.어떤 것을 얻으려면 기술을 한계까지 확장해야 합니다.특정 충동의 마지막 한 방울을 짜내고 마지막 1파운드를 깎는 것은 비용이 들거나 신뢰성을 ^[39]떨어뜨립니다.

치올코프스키 로켓 방정식은 단일 로켓단이 달성할 수 있는 최대 속도 변화를 나타냅니다.

\displaystyle \Delta v=I_{\text{sp}}\cdot g_{0}\ln(MR)}

여기서:

v\displaystyle \Delta

\Delta v

v(델타-v)는 차량의 최대 속도 변화입니다.

추진제

특유의

I_{\text{sp}}

충격이라고

I_{\text{sp}}

g_{0}

0

(\

은

g_{0}

표준 중력입니다.

(디스플레이 스타일

MR

)

은

MR

차량 중량비입니다.

\ln

in

\ln

\

displaystyle \ln }

은

\ln

자연 로그 함수를 나타냅니다.

차량의 질량비는 연소 후 최종 차량 중량 $\left(m_{f}\right)$ f $)$ 에 대한 추진제 $\left(m_{i}\right)$ i $)$ { $style$ \ $left(m_{i$ $}\$ $right)}$ 의 $\left ( m_i \right )$ $\left ( m_f \right )$ 최대 적재 시의 초기 차량 중량 비율로 정의됩니다.

MR=m_{i}{m_{f}}=m_{p}+m_{s}+m_{\text{pl}}}{m_{s}+m_{\text{pl}}}}

여기서:

(\

})는

m_{i}

초기 차량 중량 또는 총 리프트오프 중량

\left(GLOW\right)

)

입니다(\displaystyle

\left(

GLOW

\right

m_{f}

f

m_{f}

{\

displaystyle m_{f}}

는

m_{f}

연소 후 최종 차량 중량입니다.

m_{s}

s

(\

는

m_{s}

차량의 구조 질량입니다.

m_{p}

p {

display

style

m

_ {

p

} the

m_{p}

추진제 질량입니다.

m_{\text{pl}}

pl \

displaystyle

m

_

{ \

text

{

pl

} is

m_{\text{pl}}

、 payload mass 입니다.

차량의 추진제 질량 분율( $ζ {\$ style \ $zeta$ })은 질량비의 함수로만 표현할 수 있다.

{\displaystyle \zeta = frac {m_{p} {m_{i}} = frac {m_{f} = 1-{\frac {m_{f}} {m_i}} = 1-{\frac {1} {MR} = frac {m_{i} {m} {m}} {m} {m}} {m} {m}} {m}} {m}} {m} {m} {m}} {m}} {m}} {m} {m}}} {m}}}} {{

$\lambda$ 계수( ${\$ ${\style$ \ $lambda$ $\lambda$ )는 SSTO 차량 ^[40]설계에서 중요한 매개 변수입니다.차량의 구조효율은 구조계수가 0에 가까워짐에 따라 극대화된다.구조 계수는 다음과 같이 정의됩니다.

단일 단계 대 오르빗(SSTO) 차량과 제한된 단계 2단계 대 오르빗(TSTO) 차량의 성장률 민감도 비교.Delta v = 9.1 km/s의 LEO 임무와 추진제 ISp 범위에 대한 페이로드 질량 = 4500 kg에 기초한다.

\displaystyle \displayda = displayfrac {m_{s}}{m_{p}+m_{s}}} = flac {m_{s} {m_{i}-m_{\text{pl}}} = flac {m_{s}} {m_{i}}} {1-{\frac {m_{\text{pl}}}}} {m_{i}}}}}}}}}}}}}

전체 구조질량분율 $\left({\frac {m_{s}}{m_{i}}}\right)$ $\left({\frac {m_{s}}{m_{i}}}\right)$ s $\left({\frac {m_{s}}{m_{i}}}\right)$ )(\ $displaystyle \left({\frac {m_{s}}{m_{i}}\right))$ 은 $\left ( \frac {m_s} {m_i} \right)$ 구조계수로 나타낼 수 있다.

({displaystyle {m_{s}}{m_{i}}=\frac {m_{\text{pl}}}{m_{i}}\오른쪽)

전체 구조 질량 분율에 대한 추가 표현은 payload 질량 $\left({\frac {m_{\text{pl}}}{m_{i}}}\right)$ 분율( $\left({\frac {m_{\text{pl}}}{m_{i}}}\right)$ $\left({\frac {m_{\text{pl}}}{m_{i}}}\right)$ m $\left({\frac {m_{\text{pl}}}{m_{i}}}\right)$ ){ $displaystyle \left({\frac {m_{\text{pl}}}{m_{i}}\right$ 추진제 질량 분율 및 구조 질량 분율의 합계가 다음 중 하나라는 점에 유의하면 알 수 있다.

1=blac {m_{\text{pl}}{m_{i}}+{\flac {m_{p}}{m_{i}}+{\flac {m_{s}}}=blac {m_{\text{pl}}}+{\zeta {m_i}}{m_{m_flac}}}}{m_{m}}}}}}

{m_{s}} {m_{i}} = 1-\zeta - {\frac {m_{\text{pl}}} {m_{i}}

구조 질량 비율에 대한 식과 초기 차량 질량 수율에 대한 해답:

m_{i}=RFRAC {m_{\text{pl}}{1-\frac\frac\zeta}{1-\frightda}}}\right)}}

이 식은 SSTO 차량의 크기가 구조 효율에 따라 어떻게 달라지는지를 보여줍니다.미션 프로파일 $\left(\Delta v,m_{\text{pl}}\right)$ v $\left(\Delta v,m_{\text{pl}}\right)$ $\left(\Delta v,m_{\text{pl}}\right)$ pl $){$ v $,m_{\text{pl}}\right)}$ 및 추진제 유형 $\left(I_{\text{sp}}\right)$ sp $\left(I_{\text{sp}}\right)$ ){ $displaystyle \left(I_{\text{sp}}\right$ 이 $\left( \Delta v, m_\text{pl} \right)$ 지정되면 차량 크기는 구조 ^[41]계수가 증가함에 따라 증가합니다.이 성장 인자 민감도는 표준 LEO ^[42]임무를 위해 SSTO 및 2단계 대 궤도(TSTO) 차량 모두에 대해 매개변수 방식으로 표시된다.곡선은 임무 기준을 더 이상 충족할 수 없는 최대 구조 계수 한계에서 수직으로 점근한다.

{\displaystyle\text{max}}=1-\zeta={mr}{MR}}

제한된 스테이징을 사용하는 비최적 TSTO 차량과 비교하여, SSTO 로켓은 동일한 페이로드 질량을 발사하고 동일한 추진제를 사용하는 경우 항상 동일한 델타-v를 달성하기 위해 훨씬 더 작은 구조 계수를 필요로 한다.현재 재료 기술이 달성 가능한 ^[43]최소 구조 계수에 약 0.1의 하한을 두고 있다는 점을 고려할 때, 재사용 가능한 SSTO 차량은 사용 가능한 최고 성능 추진제를 사용하더라도 일반적으로 비현실적인 선택이다.

예

달이나 화성처럼 지구보다 중력이 낮은 물체에서 SSTO를 달성하는 것이 더 쉽다.아폴로 달 착륙선은 달 표면에서 달 궤도로 단 ^[44]한 단계로 올라갔다.

SSTO 차량에 대한 자세한 연구는 1970-1971년 크라이슬러사의 우주 사업부에 의해 NASA 계약 NAS8-26341에 따라 준비되었습니다.그들이 제안한 (셔틀 서비스)는 (수직)^[45] 착륙을 위해 제트 엔진을 사용하는 50,000kg(110,000파운드) 이상의 적재물을 가진 거대한 차량이었다.기술적인 문제는 해결 가능한 것처럼 보였지만, USAF는 오늘날 우리가 알고 있는 셔틀로 이끌 수 있는 날개 달린 설계가 필요했다.

맥도넬 더글러스가 전략방위구상(SDI) 프로그램 사무소를 위해 개발한 미가공 DC-X 기술 시연기는 SSTO 차량으로 이어질 수 있는 차량을 제작하기 위한 시도였다.3분의 1 크기의 이 시험선은 트레일러를 기반으로 한 3명의 소규모 팀에 의해 운영되고 유지 관리되었으며, 착륙 후 24시간도 채 되지 않아 재시동되었다.테스트 프로그램에 사고(약간의 폭발 포함)가 없었던 것은 아니지만 DC-X는 개념의 유지관리 측면은 건전하다는 것을 입증했다.이 프로젝트는 전략방위구상기구(^{[citation needed]}Strategic Defense Initiative Organization)에서 NASA로 관리권을 이양한 뒤 4번째 비행에서 4개의 다리 중 3개가 배치된 채 착륙해 전복되고 폭발하면서 취소됐다.

물병자리 발사체는 벌크 물질을 가능한 ^{[citation needed]}한 저렴하게 궤도에 올리도록 설계되었다.

현재의 개발

현재 및 이전의 SSTO 프로젝트에는 일본의 Kanko-maru 프로젝트, ARCA Haas 2C, 인도 아바타 ^{[citation needed]}우주선이 포함됩니다.

스카이론

영국 정부는 2010년 ESA와 협력하여 스카이론이라고 ^[46]불리는 우주 비행기의 궤도를 도는 단일 단계를 홍보했다.이 디자인은 HOTOL이 무산된 ^[49]후 Alan Bond가 설립한 Reaction Engines Limited(REL)^[47]^[48]가 개척했다.스카이론 우주선은 영국 정부와 영국 행성간 ^[50]협회에 의해 긍정적인 반응을 얻고 있다.REL은 2012년 중반 ESA의 추진 부문으로부터 감사를 받은 추진 시스템 테스트에 성공한 후, Sabre 엔진의 공기 흡입 ^[51]및 로켓 모드에서 엔진 성능을 증명하기 위한 테스트 지그를 개발하고 제작하기 위한 3년 반간의 프로젝트를 시작할 것이라고 발표했다.2012년 11월, 엔진 프리쿨러의 키 테스트가 정상적으로 완료되어 ESA가 프리쿨러의 설계를 검증했다고 발표했습니다.프로젝트의 개발은 이제 본격적인 시제품 엔진의 ^[51]^[52]제작과 테스트를 수반하는 다음 단계로 진행될 수 있습니다.

스타십

일론 머스크 스페이스X 최고경영자(CEO)는 현재 보카치카(텍사스)에서 개발 중인 시제품 '스타십' 로켓의 상단부가 SSTO로서 궤도에 도달할 수 있는 능력을 갖췄다고 주장했다.그러나 그는 이것이 이루어지면 열 차폐, 착지 다리 또는 착륙할 연료에 대한 현저한 질량이 남아있지 않을 것이며, 사용 가능한 ^[53]적재물은 더더욱 없을 것이라고 인정한다.

저렴한 우주 비행에 대한 대안적 접근법

많은 연구에 따르면 선택된 기술에 관계없이 가장 효과적인 비용 절감 ^{[citation needed]}기술은 규모의 경제입니다.자동차 대량생산이 경제성을 ^{[citation needed]}크게 높인 것과 마찬가지로, 단순히 많은 총수를 출시하는 것만으로 차량 1대당 제조비용을 절감할 수 있다.

일부 항공우주 분석가들은 이 개념을 사용하여 발사 비용을 낮추는 방법이 SSTO와 정반대라고 믿고 있습니다.재사용 가능한 SSTO는 낮은 유지보수로 자주 출시되는 재사용 가능한 첨단 차량을 만들어 출시당 비용을 절감하는 반면, "대량 생산" 접근 방식은 우선 기술적 진보를 비용 문제의 원천으로 간주합니다.로켓을 대량으로 제작해 발사하는 것만으로, 대량의 페이로드를 발사하는 것으로, 코스트를 삭감할 수 있습니다.이 접근법은 1970년대 후반에서 1980년대 초 서독에서 콩고민주공화국의 OTRAG ^[54]로켓과 함께 시도되었다.

이것은 러시아와 중국의 우주 프로그램이 여전히 ^{[citation needed]}그러하듯이, 일부 이전 시스템들이 "로테크" 연료를 가진 단순한 엔진 시스템을 사용하는 접근법과 다소 유사하다.

스케일링의 대안은 폐기된 스테이지를 실용적으로 재사용할 수 있도록 하는 것입니다.이것은 스페이스 셔틀 B 단계 연구의 원래 설계 목표였으며, 현재 스페이스 X의 재사용 가능한 발사 시스템 개발 프로그램인 Falcon 9, Falcon Heavy, Starship, Blue Origin이 뉴 글렌을 사용하여 추진하고 있습니다.

「」를 참조해 주세요.

추가 정보

Andrew J. Butrica:단일 스테이지에서 궤도로 - 정치, 우주 기술, 재사용 가능한 로켓 탐색.존스 홉킨스 대학 출판부, 볼티모어 2004, ISBN97801873386.

레퍼런스

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외부 링크

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왜 발사 비용이 그렇게 높은가? 우주 발사 비용 분석과 SSTO에 대한 비판 섹션
우주 비행의 차가운 방정식 제프리 F.의 SSTO에 대한 비평.벨.
1단 로켓의 연소 속도 Vb

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