صاروخ متعدد المراحل

الصاروخ متعدد المراحل أو الصاروخ المتدرج ^{[ 1 ]} هو مركبة إطلاق تستخدم مرحلتين صاروخيتين أو أكثر ، تحتوي كل منها على محركاتها ووقودها الخاص . تُركّب المرحلة المتسلسلة فوق مرحلة أخرى، بينما تُركّب المرحلة المتوازية بجانب مرحلة أخرى. والنتيجة هي فعليًا صاروخان أو أكثر مكدسان فوق بعضهما أو متصلان بجانب بعضهما. تُعد الصواريخ ثنائية المراحل شائعة، ولكن تم إطلاق صواريخ بنجاح تصل إلى خمس مراحل منفصلة.

عن طريق فصل المراحل عند نفاد الوقود، تقل كتلة الصاروخ المتبقي. كما يمكن تحسين كل مرحلة لاحقة لتناسب ظروف تشغيلها الخاصة، مثل انخفاض الضغط الجوي على ارتفاعات عالية. يسمح هذا الترتيب للمراحل المتبقية بتسريع الصاروخ بسهولة أكبر إلى سرعته وارتفاعه النهائيين وفقًا لقانون نيوتن الأول .

في أنظمة الإطلاق المتسلسلة أو المزدوجة، تكون المرحلة الأولى في الأسفل وعادةً ما تكون الأكبر حجمًا، بينما تقع المرحلة الثانية والمراحل العلوية اللاحقة فوقها، وعادةً ما يقل حجمها تدريجيًا. أما في أنظمة الإطلاق المتوازية، فتُستخدم معززات صاروخية صلبة أو سائلة للمساعدة في الإطلاق، ويُشار إليها أحيانًا باسم "المرحلة صفر". في الحالة النموذجية، تعمل محركات المرحلة الأولى والمعززات لدفع الصاروخ بأكمله إلى الأعلى. عندما ينفد وقود المعززات، تنفصل عن باقي الصاروخ (عادةً باستخدام شحنة متفجرة صغيرة أو مسامير متفجرة ) وتسقط. ثم تحترق المرحلة الأولى بالكامل وتنفصل، تاركةً صاروخًا أصغر حجمًا، مع وجود المرحلة الثانية في الأسفل، والتي تعمل بدورها. تُعرف هذه العملية في أوساط علم الصواريخ باسم " التفجير المرحلي "، وتُكرر حتى الوصول إلى السرعة النهائية المطلوبة. في بعض حالات الإطلاق المتسلسلة، تشتعل المرحلة العلوية قبل الانفصال - حيث صُممت الحلقة البينية مع مراعاة ذلك، ويُستخدم الدفع الناتج للمساعدة في فصل المركبتين بشكل كامل.

لم تصل إلى سرعة المدار سوى الصواريخ متعددة المراحل . ويجري البحث عن تصاميم أحادية المرحلة للوصول إلى المدار ، ولكن لم يتم إثباتها بعد على الأرض.

تتغلب الصواريخ متعددة المراحل على قيد تفرضه قوانين الفيزياء على تغير السرعة الذي يمكن تحقيقه بواسطة مرحلة صاروخية واحدة. يعتمد هذا القيد على نسبة الكتلة المُزوَّدة بالوقود إلى الكتلة الجافة، وعلى سرعة العادم الفعالة للمحرك. وتُعطى هذه العلاقة بالمعادلة الصاروخية الكلاسيكية :

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

أين:

${\displaystyle \Delta v\ }$دلتا- v للمركبة (تغير السرعة بالإضافة إلى الخسائر الناتجة عن الجاذبية ومقاومة الهواء)؛

${\displaystyle m_{0}}$الكتلة الكلية الأولية (الرطبة)، تساوي الكتلة النهائية (الجافة) بالإضافة إلى الوقود الدافع ؛

${\displaystyle m_{f}}$هي الكتلة النهائية (الجافة) بعد استهلاك الوقود الدافع؛

${\displaystyle v_{\text{e}}}$هي سرعة العادم الفعالة (يتم تحديدها بواسطة الوقود الدافعة وتصميم المحرك وحالة الخانق)؛

${\displaystyle \ln }$هي دالة اللوغاريتم الطبيعي .

يتطلب تغيير السرعة (دلتا-في) اللازم للوصول إلى مدار أرضي منخفض (أو السرعة المطلوبة لحمولة شبه مدارية ثقيلة بما يكفي) نسبة كتلة رطبة إلى كتلة جافة أكبر مما تم تحقيقه في مرحلة صاروخية واحدة. يتغلب الصاروخ متعدد المراحل على هذا القيد بتقسيم تغيير السرعة (دلتا-في) إلى أجزاء. فمع انفصال كل مرحلة سفلية وانطلاق المرحلة التالية، يظل باقي الصاروخ يتحرك بالقرب من سرعة الاحتراق. تشمل الكتلة الجافة لكل مرحلة سفلية الوقود الموجود في المراحل العلوية، وقد قللت كل مرحلة علوية لاحقة كتلتها الجافة بالتخلص من الكتلة الجافة غير المستخدمة للمراحل السفلية المستهلكة. ^{[ 2 ]}

ومن المزايا الأخرى أن كل مرحلة يمكن أن تستخدم نوعًا مختلفًا من محركات الصواريخ، كل منها مُصمم خصيصًا لظروف تشغيلها. فمحركات المرحلة السفلية مصممة للعمل عند الضغط الجوي، بينما يمكن للمراحل العلوية استخدام محركات مناسبة لظروف شبه فراغية. وتتطلب المراحل السفلية عادةً بنية أكثر متانة من المراحل العلوية، لأنها تتحمل وزنها بالإضافة إلى وزن المراحل التي تعلوها. ويؤدي تحسين بنية كل مرحلة إلى تقليل وزن المركبة الإجمالي، مما يوفر ميزة إضافية.

تكمن ميزة نظام المراحل في تكلفة تشغيل محركات الرفع في المراحل السفلية، والتي لم تُستخدم بعد، بالإضافة إلى جعل الصاروخ أكثر تعقيدًا وصعوبة في البناء مقارنةً بالصاروخ ذي المرحلة الواحدة. علاوة على ذلك، تُعدّ كل مرحلة من مراحل الإطلاق نقطة ضعف محتملة، نتيجةً لفشل الانفصال أو الاشتعال أو تصادم المراحل. ومع ذلك، فإنّ الوفورات كبيرة لدرجة أنّ كل صاروخ استُخدم على الإطلاق لإيصال حمولة إلى المدار قد اعتمد على نظام المراحل بشكل أو بآخر.

أحد أكثر المقاييس شيوعًا لكفاءة الصاروخ هو الدفع النوعي، والذي يُعرف بأنه قوة الدفع لكل معدل تدفق (في الثانية) لاستهلاك الوقود الدافع: ^{[ 3 ]}

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

عند إعادة ترتيب المعادلة بحيث يتم حساب قوة الدفع كنتيجة للعوامل الأخرى، نحصل على:

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

تُظهر هذه المعادلات أن ارتفاع قيمة الدفع النوعي يعني كفاءة أعلى لمحرك الصاروخ، مما يُمكّنه من الاحتراق لفترات أطول. أما فيما يتعلق بمراحل الصاروخ، فعادةً ما تتميز المراحل الأولى بانخفاض قيمة الدفع النوعي، مُضحيةً بالكفاءة مقابل قوة دفع فائقة لدفع الصاروخ بسرعة إلى ارتفاعات أعلى. بينما تتميز المراحل اللاحقة بارتفاع قيمة الدفع النوعي، لأن الصاروخ يكون أبعد عن الغلاف الجوي، وبالتالي لا يحتاج غاز العادم إلى التمدد في مواجهة ضغط جوي كبير.

عند اختيار محرك الصاروخ المثالي لاستخدامه كمرحلة أولية لمركبة الإطلاق، فإن أحد مقاييس الأداء المفيدة التي يجب فحصها هو نسبة الدفع إلى الوزن، ويتم حسابها بواسطة المعادلة التالية:

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

تتراوح نسبة الدفع إلى الوزن الشائعة لمركبة الإطلاق بين 1.3 و2.0. ^{[ 3 ]} ومن معايير الأداء الأخرى التي يجب مراعاتها عند تصميم كل مرحلة من مراحل الصاروخ في المهمة، زمن الاحتراق، وهو المدة الزمنية التي يستمر فيها محرك الصاروخ بالعمل قبل نفاد وقوده بالكامل. بالنسبة لمعظم المراحل غير النهائية، يمكن افتراض ثبات الدفع والاندفاع النوعي، مما يسمح بكتابة معادلة زمن الاحتراق على النحو التالي:

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

أين${\displaystyle m_{\mathrm {0} }}$و${\displaystyle m_{\mathrm {f} }}$تمثل و الكتلة الابتدائية والنهائية لمرحلة الصاروخ على التوالي. وبالاقتران مع زمن الاحتراق، يتم الحصول على ارتفاع الاحتراق وسرعته باستخدام القيم نفسها، ويتم إيجادهما من خلال المعادلتين التاليتين:

$// })+m_{\mathrm {0} }-m_{\mathrm {f} })}$

$$$ {f} }}{\frac {\operatorname {d} \!m}{\operatorname {d} \!t}}}+v_{\mathrm {0} }}$

عند التعامل مع مشكلة حساب سرعة أو وقت الاحتراق الكلي لنظام الصاروخ بأكمله، فإن الإجراء العام للقيام بذلك يكون كما يلي: ^{[ 3 ]}

1. قسّم حسابات المسألة إلى عدد المراحل التي يتكون منها نظام الصاروخ.
2. احسب الكتلة الابتدائية والنهائية لكل مرحلة على حدة.
3. احسب سرعة الاحتراق، واجمعها مع السرعة الابتدائية لكل مرحلة على حدة. بافتراض أن كل مرحلة تحدث مباشرة بعد المرحلة السابقة، تصبح سرعة الاحتراق هي السرعة الابتدائية للمرحلة التالية.
4. كرر الخطوتين السابقتين حتى يتم حساب وقت الاحتراق و/أو السرعة للمرحلة النهائية.

لا يُحدد وقت احتراق الوقود نهاية حركة مرحلة الصاروخ، إذ ستظل المركبة تمتلك سرعة تسمح لها بالصعود لفترة وجيزة قبل أن يُغير تسارع جاذبية الأرض مسارها تدريجيًا إلى اتجاه هبوطي. ويمكن بسهولة نمذجة سرعة الصاروخ وارتفاعه بعد احتراق الوقود باستخدام معادلات الحركة الفيزيائية الأساسية.

عند مقارنة صاروخ بآخر، يصعب عمليًا مقارنة سمة معينة في الصاروخ بسمة مماثلة في صاروخ آخر، لأن خصائص كل منهما غالبًا ما تكون مرتبطة ببعضها. لهذا السبب، صُممت نسب لا بُعدية لتسهيل المقارنة بين الصواريخ. أول هذه النسب هي نسبة الكتلة الابتدائية إلى الكتلة النهائية، وهي النسبة بين الكتلة الابتدائية الكاملة لمرحلة الصاروخ وكتلتها النهائية بعد استهلاك كامل وقودها. معادلة هذه النسبة هي:

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

أين${\displaystyle m_{\mathrm {E} }}$هي الكتلة الفارغة للمسرح،${\displaystyle m_{\mathrm {p} }}$كتلة المادة الدافعة، و${\displaystyle m_{\mathrm {PL} }}$^{[ 4 ]} تمثل كتلة الحمولة. ^[ 4] أما الكمية الثانية عديمة الأبعاد للأداء فهي النسبة الهيكلية، وهي النسبة بين الكتلة الفارغة للمرحلة، والكتلة الفارغة وكتلة الوقود مجتمعة كما هو موضح في هذه المعادلة: ^{[ 4 ]}

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

آخر كمية أداء رئيسية لا بُعدية هي نسبة الحمولة، وهي النسبة بين كتلة الحمولة والكتلة الإجمالية لمرحلة الصاروخ الفارغة والوقود:

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

بعد مقارنة المعادلات الثلاث للكميات غير البعدية، من السهل أن نرى أنها ليست مستقلة عن بعضها البعض، وفي الواقع، يمكن إعادة كتابة نسبة الكتلة الأولية إلى النهائية بدلالة النسبة الهيكلية ونسبة الحمولة: ^{[ 4 ]}

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

يمكن أيضًا استخدام نسب الأداء هذه كمرجع لمدى كفاءة نظام الصاروخ عند إجراء التحسينات ومقارنة التكوينات المختلفة لمهمة ما.

لتحديد الحجم الأولي، يمكن استخدام معادلات الصواريخ لاستنتاج كمية الوقود اللازمة للصاروخ بناءً على الدفع النوعي للمحرك والدفع الكلي المطلوب بوحدة نيوتن.ثانية. المعادلة هي:

${\displaystyle m_{\text{p}}=I_{\text{tot}}/gI_{\text{sp}}}$

حيث g هو ثابت جاذبية الأرض. ^{[ 3 ]} يُمكّن هذا أيضًا من حساب حجم التخزين المطلوب للوقود إذا كانت كثافة الوقود معروفة، وهو ما يحدث غالبًا عند تصميم مرحلة الصاروخ. يُحسب الحجم بقسمة كتلة الوقود على كثافته. إلى جانب الوقود المطلوب، يجب تحديد كتلة هيكل الصاروخ نفسه، مما يتطلب مراعاة كتلة المحركات النفاثة والإلكترونيات والأجهزة ومعدات الطاقة، إلخ. ^{[ 3 ]} هذه كميات معروفة للأجهزة الجاهزة الشائعة، والتي ينبغي أخذها في الاعتبار في المراحل المتوسطة إلى المتأخرة من التصميم، ولكن في التصميم الأولي والمفاهيمي، يمكن اتباع نهج أبسط. بافتراض أن محركًا واحدًا لمرحلة الصاروخ يوفر كامل الدفع الكلي لهذا الجزء، يمكن استخدام نسبة الكتلة لتحديد كتلة النظام. كتلة أجهزة نقل المرحلة، مثل المُشغّلات وأجهزة الأمان والتسليح، صغيرة جدًا بالمقارنة ويمكن إهمالها.

بالنسبة لمحركات الصواريخ الصلبة الحديثة، يُعدّ افتراضًا آمنًا ومعقولًا أن 91 إلى 94 بالمئة من الكتلة الإجمالية هي وقود. ^{[ 3 ]} توجد نسبة ضئيلة من الوقود المتبقي تبقى عالقة وغير قابلة للاستخدام داخل الخزان، ويجب أخذها في الاعتبار عند تحديد كمية الوقود اللازمة للصاروخ. يُقدّر متوسط ​​هذه النسبة مبدئيًا بخمسة بالمئة. وبحساب هذه النسبة وكتلة الوقود، يمكن تحديد وزن الصاروخ فارغًا. أما تصميم الصواريخ التي تستخدم وقودًا سائلًا ثنائيًا فيتطلب نهجًا أكثر تعقيدًا بعض الشيء، نظرًا لوجود خزانين منفصلين: أحدهما للوقود والآخر للمؤكسد. وتُعرف نسبة هاتين الكميتين بنسبة الخلط، وتُحدد بالمعادلة التالية:

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

أين${\displaystyle m_{\mathrm {ox} }}$كتلة المؤكسد و${\displaystyle m_{\mathrm {fuel} }}$تمثل كتلة الوقود. لا تحدد نسبة الخلط هذه حجم كل خزان فحسب، بل تحدد أيضًا الدفع النوعي للصاروخ. ويتطلب تحديد نسبة الخلط المثالية موازنة بين مختلف جوانب تصميم الصاروخ، وقد تختلف هذه النسبة باختلاف نوع مزيج الوقود والمؤكسد المستخدم. على سبيل المثال، يمكن تعديل نسبة خلط الوقود الثنائي بحيث لا يحقق الدفع النوعي الأمثل، ولكنه ينتج عنه خزانات وقود متساوية الحجم. وهذا من شأنه أن يُبسط عملية تصنيع وتعبئة وتكوين ودمج أنظمة الوقود مع بقية أجزاء الصاروخ، ^{[ 3 ]} وقد يُصبح هذا ميزة تفوق عيوب انخفاض كفاءة الدفع النوعي. ولكن لنفترض أن القيد الأساسي لنظام الإطلاق هو الحجم، وأن المطلوب هو وقود منخفض الكثافة مثل الهيدروجين. في هذه الحالة، يُمكن حل المشكلة باستخدام نسبة خلط غنية بالمؤكسد، مما يُقلل من الكفاءة والدفع النوعي، ولكنه يُلبي متطلبات حجم خزان أصغر.

التفكيك السريع هو نوع من أنواع تفكيك الصواريخ حيث تُشغّل المرحلة التالية محركاتها قبل الانفصال بدلاً من بعده. ^{[ 5 ]} خلال التفكيك السريع، تُخفّض المرحلة السابقة من قوة محركاتها. ^{[ 5 ]} قد يُقلّل التفكيك السريع من تعقيد عملية انفصال المراحل، ويُضيف سعة حمولة إضافية صغيرة للصاروخ المُعزّز. ^{[ 5 ]} كما أنه يُلغي الحاجة إلى محركات تفريغ الوقود ، حيث يُحافظ التسارع الناتج عن المرحلة شبه المُستهلكة على استقرار الوقود في قاع الخزانات. يُستخدم التفكيك السريع في الصواريخ الروسية التي تعود إلى الحقبة السوفيتية مثل سويوز ^{[ 6 ] [ 7 ]} وبروتون -إم . ^{[ 8 ]} صُمّم صاروخ N1 لاستخدام التفكيك السريع، ولكن لم تستمر أي من رحلات الاختبار لفترة كافية لتطبيق ذلك. بدءًا من تيتان 2، استخدمت عائلة صواريخ تيتان التفكيك السريع. قامت شركة سبيس إكس بتحديث صاروخ ستار شيب الخاص بها لاستخدام نظام التفكيك الساخن بعد رحلته الأولى ، مما جعله أكبر صاروخ على الإطلاق يستخدم هذا النظام، بالإضافة إلى كونه أول مركبة قابلة لإعادة الاستخدام تستخدم نظام التفكيك الساخن. ^{[ 9 ]}

يعني نظام الصاروخ الذي يستخدم نظام المراحل المتتالية أن كل مرحلة تعمل بالتتابع. ينفصل الصاروخ عن المرحلة السابقة، ثم يبدأ بحرق الوقود في المرحلة التالية مباشرةً. أما نظام المراحل المتوازية، فيحتوي على مرحلتين أو أكثر تعملان في الوقت نفسه. على سبيل المثال، يحتوي مكوك الفضاء على معززين صاروخيين يعملان بالوقود الصلب في آن واحد. عند الإطلاق، يشتعل المعززان، وفي نهاية المرحلة، يتم التخلص منهما بينما يُحتفظ بخزان الوقود الخارجي لمرحلة أخرى. ^{[ 3 ]} تركز معظم المناهج الكمية لتصميم أداء نظام الصاروخ على نظام المراحل المتتالية، ولكن يمكن تعديل هذا المنهج بسهولة ليشمل نظام المراحل المتوازية. بدايةً، يجب تحديد مراحل الصاروخ المختلفة بوضوح. بالعودة إلى المثال السابق، يمكن تعريف نهاية المرحلة الأولى، والتي يُشار إليها أحيانًا باسم "المرحلة 0"، بأنها لحظة انفصال المعززين الجانبيين عن الصاروخ الرئيسي. ومن ثم، يمكن اعتبار الكتلة النهائية للمرحلة الأولى مجموع الكتلة الفارغة للمرحلة الأولى، وكتلة المرحلة الثانية (الصاروخ الرئيسي والوقود المتبقي غير المحترق) وكتلة الحمولة.

صُممت المراحل العليا للصواريخ الفضائية، التي تعمل على ارتفاعات عالية وفي الفضاء، للعمل بضغط جوي منخفض أو معدوم. وهذا يسمح باستخدام غرف احتراق ذات ضغط منخفض وفوهات محركات ذات نسب تمدد فراغي مثالية . بعض المراحل العليا، وخاصة تلك التي تستخدم وقودًا شديد الاشتعال مثل دلتا-كيه أو المرحلة الثانية من صاروخ أريان 5 إي إس ، تُغذى بالضغط ، مما يُغني عن الحاجة إلى مضخات توربينية معقدة . بينما تستخدم مراحل عليا أخرى، مثل سنتور أو دي سي إس إس ، محركات دورة التمدد بالهيدروجين السائل ، أو محركات دورة مولد الغاز مثل محرك إتش إم 7 بي في صاروخ أريان 5 إي سي إيه أو محرك جيه-2 في صاروخ إس-آي في بي . عادةً ما تُكلف هذه المراحل بإتمام عملية الحقن المداري وتسريع الحمولات إلى مدارات ذات طاقة أعلى مثل مدار النقل الجغرافي المتزامن (GTO) أو إلى سرعة الإفلات . تُعرف المراحل العليا، مثل فريغات ، المستخدمة بشكل أساسي لنقل الحمولات من مدار أرضي منخفض إلى مدار النقل الجغرافي المتزامن أو ما بعده، أحيانًا باسم قاطرات الفضاء . ^{[ 10 ]}

تُجمّع كل مرحلة على حدة عادةً في موقع تصنيعها وتُشحن إلى موقع الإطلاق؛ ^{[ 11 ]} ويشير مصطلح تجميع المركبة إلى دمج جميع مراحل الصاروخ وحمولة المركبة الفضائية في وحدة واحدة تُعرف باسم المركبة الفضائية . ويمكن عادةً تجميع المركبات أحادية المرحلة ( دون المدارية )، والمركبات متعددة المراحل ذات الأحجام الأصغر، مباشرةً على منصة الإطلاق عن طريق رفع المرحلة (المراحل) والمركبة الفضائية عموديًا في مكانها باستخدام رافعة.

لا يُعدّ هذا الأمر عمليًا عمومًا بالنسبة للمركبات الفضائية الكبيرة، التي تُجمّع خارج منصة الإطلاق وتُنقل إلى موقع الإطلاق باستخدام طرق مختلفة. فعلى سبيل المثال، جُمعت مركبة الهبوط على سطح القمر المأهولة التابعة لناسا ، أبولو / ساتورن 5 ، ومكوك الفضاء ، عموديًا على منصات إطلاق متحركة مزودة بأبراج توصيل الإطلاق، في مبنى تجميع المركبات ، ثم نُقلت المركبة بأكملها إلى منصة الإطلاق في وضع رأسي بواسطة ناقلة مجنزرة خاصة . في المقابل، تُجمّع مركبات مثل صاروخ سويوز الروسي وصاروخ فالكون 9 التابع لشركة سبيس إكس أفقيًا في حظيرة معالجة، ثم تُنقل أفقيًا، وتُرفع بعد ذلك إلى منصة الإطلاق في وضع رأسي.

تُعدّ المراحل العليا المستهلكة لمركبات الإطلاق مصدراً هاماً للحطام الفضائي الذي يبقى في المدار في حالة غير تشغيلية لسنوات عديدة بعد الاستخدام، وأحياناً، حقول حطام كبيرة تتشكل نتيجة تفكك مرحلة عليا واحدة أثناء وجودها في المدار. ^{[ 12 ]}

بعد تسعينيات القرن الماضي، تُخضع المراحل العليا المستهلكة عمومًا لعملية التخميل بعد انتهاء استخدامها كمركبة إطلاق، وذلك لتقليل المخاطر أثناء بقاء المرحلة مهجورة في المدار . ^{[ 13 ]} ويعني التخميل إزالة أي مصادر للطاقة المخزنة المتبقية على المركبة، كما هو الحال عند إفراغ الوقود أو تفريغ البطاريات.

لم تخضع العديد من المراحل العليا المبكرة، في كل من البرامج الفضائية السوفيتية والأمريكية ، لعملية التخميل بعد انتهاء المهمة. وخلال المحاولات الأولية لتحديد خصائص مشكلة الحطام الفضائي، اتضح أن نسبة كبيرة من جميع الحطام ناتجة عن تفكك المراحل العليا للصواريخ، وخاصة وحدات الدفع غير المعالجة حرارياً. ^{[ 12 ]}

يُظهر رسم توضيحي ووصف في كتاب "هولونغجينغ" الصيني الذي يعود للقرن الرابع عشر، من تأليف جياو يو وليو بوين، أقدم صاروخ متعدد المراحل معروف؛ وهو " التنين الناري الخارج من الماء " (火龙出水، huǒ lóng chū shuǐ)، والذي استخدمته البحرية الصينية في الغالب. ^{[ 14 ] [ 15 ]} كان هذا الصاروخ ثنائي المراحل، مزودًا بصواريخ دافعة تحترق في النهاية، ولكن قبل احتراقها، كانت تُشعل تلقائيًا عددًا من سهام الصواريخ الصغيرة التي تُطلق من مقدمة الصاروخ، والتي كانت على شكل رأس تنين مفتوح الفم. ^{[ 15 ]} يشير العالم والمؤرخ البريطاني جوزيف نيدهام إلى أن المادة المكتوبة والرسم التوضيحي لهذا الصاروخ يعودان إلى أقدم طبقة في كتاب " هولونغجينغ" ، والتي يمكن تأريخها تقريبًا بين عامي 1300 و1350 ميلادي (من الجزء الأول من الكتاب، الفصل الثالث، الصفحة 23). ^{[ 15 ]}

من الأمثلة الأخرى على الصواريخ متعددة المراحل المبكرة صاروخ جوهوا (走火) الذي طورته كوريا. اقترحه المهندس والعالم والمخترع الكوري تشوي مو-سون في العصور الوسطى، وطوره مكتب الأسلحة النارية (火㷁道監) خلال القرن الرابع عشر. ^{[ 16 ] [ 17 ]} كان طول الصاروخ 15  سم وقطره 13  سم، وقطره 2.2  سم. وكان يُركّب على سهم  طوله 110 سم؛ وتشير السجلات التجريبية إلى أن النتائج الأولى كانت بمدى حوالي 200 متر. ^{[ 18 ]} وتشير السجلات إلى أن كوريا واصلت تطوير هذه التقنية حتى أنتجت سينجيجيون ، أو "سهام الآلة السحرية"، في القرن السادس عشر. أُجريت أولى التجارب على الصواريخ متعددة المراحل في أوروبا عام 1551 على يد النمساوي كونراد هاس (1509-1576)، مسؤول ترسانة مدينة هيرمانشتات في ترانسيلفانيا (سيبيو/هيرمانشتات حاليًا، رومانيا). وقد طُوّر هذا المفهوم بشكل مستقل من قبل خمسة أفراد على الأقل.

• البولندي الليتواني كازيميرز سيمينوفيتش (1600–1651) ^{[ 19 ] [ 20 ] [ 21 ] [ 22 ] [ 23 ]}
• كونستانتين تسيولكوفسكي الروسي (1857-1935)
• الأمريكي روبرت جودارد (1882-1945)
• هيرمان أوبرث الألماني (1894–1989)
• لويس دامبلانك الفرنسي (1889–1969)

في عام 1944، اختبر الجيش الألماني صاروخ راينبوت ، وهو صاروخ مدفعية باليستية غير موجه يعمل بالوقود الصلب ويتكون من أربع مراحل ، وقد طورته شركة راينميتال-بورسيغ . وقد بلغت سرعته حوالي 1600 متر/ثانية (5800 كيلومتر/ساعة؛ 3600 ميل/ساعة؛ 4.7 ماخ ) على ارتفاع 78 كيلومترًا (48 ميلًا) . ^{[ 24 ]}      

كانت صواريخ RTV-G-4 Bumper أولى الصواريخ متعددة المراحل عالية السرعة، وقد تم اختبارها في ميدان اختبار وايت ساندز ، ثم لاحقًا في كيب كانافيرال بين عامي 1948 و1950. وتألفت هذه الصواريخ من صاروخ V-2 وصاروخ استطلاع WAC Corporal . وبلغ أعلى ارتفاع تم الوصول إليه 393  كيلومترًا، وذلك في 24 فبراير 1949 في وايت ساندز.

في عام 1947، وضع المهندس والعالم السوفيتي ميخائيل تيخونرافوف نظرية المراحل المتوازية، التي أطلق عليها اسم "الصواريخ الحزمية". في تصميمه، تُطلق ثلاث مراحل متوازية من لحظة الإقلاع ، وتُزود المحركات الثلاثة بالوقود من المرحلتين الخارجيتين حتى ينفد الوقود منهما ويصبح بالإمكان فصلهما. يُعد هذا التصميم أكثر كفاءة من المراحل المتتابعة، لأن محرك المرحلة الثانية لا يُصبح عبئًا زائدًا. في عام 1951، أجرى المهندس والعالم السوفيتي ديمتري أوخوتسيمسكي دراسة هندسية رائدة حول المراحل المتتابعة والمتوازية، مع وبدون ضخ الوقود بين المراحل. وقد انبثق تصميم صاروخ R-7 سيميوركا من تلك الدراسة. استخدمت محركات الصواريخ الثلاثة المستخدمة في المرحلة الأولى من مركبات الإطلاق الأمريكية أطلس 1 وأطلس 2 ، والمرتبة في صف واحد، تقنية التوازي بطريقة مماثلة: كان الزوج الخارجي من محركات التعزيز موجودًا كزوج قابل للفصل والذي، بعد إيقاف تشغيله، يسقط مع الهيكل الخارجي السفلي، تاركًا محرك الدعم المركزي لإكمال احتراق محرك المرحلة الأولى نحو نقطة الأوج أو المدار.

يُضيف انفصال كل جزء من أجزاء الصاروخ متعدد المراحل مخاطر إضافية على نجاح مهمة الإطلاق. ويؤدي تقليل عدد حالات الانفصال إلى تبسيط العملية . [ ^{25 ] تحدث} حالات الانفصال عندما تنفصل المراحل أو معززات الإطلاق الجانبية بعد الاستخدام، أو عندما ينفصل غطاء الحمولة قبل دخول المدار، أو عند استخدام نظام الهروب من الإطلاق الذي ينفصل بعد المرحلة الأولى من الإطلاق. وتُستخدم عادةً مثبتات نارية ، أو في بعض الحالات أنظمة هوائية كما في صاروخ فالكون 9 فول ثرست ، لفصل مراحل الصاروخ.

مركبة الإطلاق الصاروخية ثنائية المراحل إلى المدار ( TSTO ) هي مركبة فضائية تُزوّد ​​بمرحلتين منفصلتين تعملان بالتتابع لتحقيق سرعة مدارية. وهي تُعتبر وسطًا بين مركبة الإطلاق ثلاثية المراحل إلى المدار ومركبة الإطلاق أحادية المرحلة إلى المدار (SSTO) الافتراضية .

يُعد نظام الإطلاق المداري ثلاثي المراحل نظامًا صاروخيًا شائع الاستخدام للوصول إلى مدار الأرض. تستخدم المركبة الفضائية ثلاث مراحل منفصلة لتوفير الدفع بشكل متتابع لتحقيق السرعة المدارية. وهو نظام وسيط بين نظام الإطلاق المداري رباعي المراحل ونظام الإطلاق المداري ثنائي المراحل .

نظام الإطلاق المداري رباعي المراحل هو نظام صاروخي يُستخدم للوصول إلى مدار الأرض. تستخدم المركبة الفضائية أربع مراحل منفصلة لتوفير الدفع بشكل متتابع لتحقيق السرعة المدارية. وهو نظام وسيط بين نظام الإطلاق المداري خماسي المراحل ونظام الإطلاق المداري ثلاثي المراحل ، والذي يُستخدم غالبًا مع أنظمة الإطلاق التي تعمل بالوقود الصلب.

• مركبة الصعود إلى المريخ التابعة لوكالة ناسا ووكالة الفضاء الأوروبية (MAV) (صاروخ من مرحلتين، من المقرر إطلاقه من المريخ في عام 2028)

توجد صواريخ نموذجية متعددة المراحل بأشكال مختلفة. عادةً ما يُستخدم محرك فوري التشغيل للمرحلة (أو المراحل) السفلية، حيث يُشعل مباشرةً محرك المرحلة التالية. من حيث المبدأ، يُمكن استخدام صاروخ زجاجي كمرحلة علوية، ولكن استخدام هذا المزيج، الذي يُسمى الصاروخ الزجاجي المُعزز، غير قانوني في العديد من البلدان.

لا تُعدّ المحركات ذات التأخير مناسبة للمراحل الدنيا، إذ لا تُشعل أحمال التأخير عادةً المرحلة التالية. من حيث المبدأ، يُمكن إطلاق المرحلة التالية من صاروخ نموذجي كهربائيًا إما عن طريق التحكم عن بُعد أو بواسطة مؤقت، لكن هذه الطريقة تتطلب بعض الأجهزة المدمجة، مما يزيد من وزن الصاروخ النموذجي وتعقيده، ويجعلها مناسبة فقط للصواريخ النموذجية الأكبر حجمًا.

يُعد نظام الإطلاق ذو المرحلة والنصف نظاماً صاروخياً نادر الاستخدام للوصول إلى مدار الأرض. يتخلص نظام المرحلة النصفية من محركات الدفع فقط، مقارنةً بنظام المرحلة الكاملة الذي يتخلص من خزانات الوقود والمحركات معاً. ^{[ 32 ]}

يُستخدم هذا المفهوم في بعض صواريخ عائلة أطلس ، حيث تُشعل المحركات الثلاثة جميعها على الأرض، ثم يُفصل اثنان منها أثناء الطيران. وقد تم ذلك بسبب مشاكل تتعلق بموثوقية إشعال المحركات في خمسينيات القرن الماضي. وكان إشعال المحركات الثلاثة على الأرض يسمح بالتأكد من سلامة عملها قبل الإطلاق. ^{[ 33 ]}

• محول
• محرك ركل أبوجي
• كونراد هاس
• هوولونجتشوشوي
• صاروخ معياري
• صاروخ متعدد المراحل
  • ثلاث مراحل للوصول إلى المدار
  • مرحلتان للوصول إلى المدار
  • مرحلة واحدة إلى المدار
• نظام إطلاق قابل لإعادة الاستخدام
• مركبة فضائية