صاروخ متعدد المراحل

الصاروخ متعدد المراحل أو الصاروخ المتدرج [1] هو مركبة إطلاق تستخدم مرحلتين أو أكثر من الصواريخ، تحتوي كل منها على محركاتها ووقودها الخاص . ^يتم تثبيت مرحلة مترادفة أو متسلسلة فوق مرحلة أخرى ؛ يتم ربط مرحلة موازية بجانب مرحلة أخرى. والنتيجة هي في الواقع صاروخان أو أكثر مكدسان فوق بعضهما البعض أو متصلان بجانب بعضهما البعض. الصواريخ ذات المرحلتين شائعة جدًا، ولكن تم إطلاق صواريخ تحتوي على ما يصل إلى خمس مراحل منفصلة بنجاح.

من خلال التخلص من المراحل عند نفاد الوقود منها، يتم تقليل كتلة الصاروخ المتبقي. كما يمكن تحسين كل مرحلة لاحقة وفقًا لظروف التشغيل الخاصة بها، مثل انخفاض الضغط الجوي على ارتفاعات أعلى. يسمح هذا التدريج لقوة الدفع للمراحل المتبقية بتسريع الصاروخ بسهولة أكبر إلى سرعته وارتفاعه النهائيين.

في مخططات التدريج التسلسلي أو الترادفي، تكون المرحلة الأولى في الأسفل وعادة ما تكون الأكبر، والمرحلة الثانية والمراحل العلوية اللاحقة تكون فوقها، وعادة ما تتناقص في الحجم. في مخططات التدريج المتوازية، تُستخدم معززات الصواريخ الصلبة أو السائلة للمساعدة في الإطلاق. يشار إليها أحيانًا باسم "المرحلة 0". في الحالة النموذجية، تشتعل محركات المرحلة الأولى والمعززة لدفع الصاروخ بالكامل إلى الأعلى. عندما ينفد وقود المعززات، تنفصل عن بقية الصاروخ (عادةً بنوع من الشحنة المتفجرة الصغيرة أو البراغي المتفجرة ) وتسقط. ثم تحترق المرحلة الأولى حتى اكتمالها وتسقط. هذا يترك صاروخًا أصغر، مع المرحلة الثانية في الأسفل، والتي تشتعل بعد ذلك. تُعرف هذه العملية في دوائر الصواريخ باسم التدريج ، وتتكرر حتى يتم تحقيق السرعة النهائية المطلوبة. في بعض الحالات مع التدريج التسلسلي، تشتعل المرحلة العلوية قبل الانفصال - تم تصميم حلقة المرحلة الداخلية مع وضع هذا في الاعتبار، ويُستخدم الدفع للمساعدة في فصل المركبتين بشكل إيجابي.

لم تصل سوى الصواريخ متعددة المراحل إلى السرعة المدارية . ويجري البحث عن تصميمات للمرحلة الواحدة للوصول إلى المدار ، ولكن لم يتم إثباتها بعد.

تتغلب الصواريخ متعددة المراحل على الحد الذي تفرضه قوانين الفيزياء على تغير السرعة الذي يمكن تحقيقه بواسطة مرحلة صاروخية. يعتمد الحد على نسبة الكتلة المحملة بالوقود إلى الكتلة الجافة وعلى سرعة العادم الفعالة للمحرك. تُعطى هذه العلاقة بواسطة معادلة الصواريخ الكلاسيكية :

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

أين:

${\displaystyle \دلتا ف\ }$هو دلتا في للمركبة (تغير السرعة بالإضافة إلى الخسائر بسبب الجاذبية والسحب الجوي)؛

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

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

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

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

تتطلب دلتا في المطلوبة للوصول إلى مدار أرضي منخفض (أو السرعة المطلوبة لحمولة شبه مدارية ثقيلة بدرجة كافية) نسبة كتلة رطبة إلى جافة أكبر من تلك التي تم تحقيقها في مرحلة صاروخية واحدة. يتغلب الصاروخ متعدد المراحل على هذا الحد عن طريق تقسيم دلتا في إلى كسور. مع انخفاض كل مرحلة سفلية وإطلاق المرحلة التالية، لا يزال باقي الصاروخ يسافر بالقرب من سرعة الاحتراق. تتضمن الكتلة الجافة لكل مرحلة سفلية الوقود في المراحل العليا، وقد قللت كل مرحلة عليا تالية كتلتها الجافة عن طريق التخلص من الكتلة الجافة عديمة الفائدة للمراحل السفلية المستهلكة. ^[2]

وتتمثل ميزة أخرى في أن كل مرحلة يمكنها استخدام نوع مختلف من محركات الصواريخ، كل منها مضبوط على ظروف تشغيله الخاصة. وبالتالي، فإن محركات المرحلة السفلى مصممة للاستخدام عند الضغط الجوي، في حين يمكن للمراحل العليا استخدام محركات مناسبة للظروف القريبة من الفراغ. وتميل المراحل السفلى إلى طلب بنية أكبر من المرحلة العليا لأنها تحتاج إلى تحمل وزنها الخاص بالإضافة إلى وزن المراحل التي تعلوها. ويؤدي تحسين بنية كل مرحلة إلى تقليل وزن المركبة الإجمالية وتوفير ميزة إضافية.

إن ميزة التدريج تأتي على حساب رفع المحركات في المراحل الأدنى والتي لم يتم استخدامها بعد، فضلاً عن جعل الصاروخ بأكمله أكثر تعقيدًا وصعوبة في البناء من مرحلة واحدة. بالإضافة إلى ذلك، فإن كل حدث من أحداث التدريج هو نقطة محتملة لفشل الإطلاق، بسبب فشل الانفصال، أو فشل الاشتعال، أو اصطدام المرحلة. ومع ذلك، فإن التوفير كبير جدًا لدرجة أن كل صاروخ تم استخدامه على الإطلاق لتوصيل حمولة إلى المدار كان به نوع من التدريج.

أحد أكثر مقاييس كفاءة الصواريخ شيوعًا هو الدفع النوعي، والذي يتم تعريفه على أنه الدفع لكل معدل تدفق (في الثانية) لاستهلاك الوقود: ^[3]

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

عند إعادة ترتيب المعادلة بحيث يتم حساب الدفع كنتيجة للعوامل الأخرى، لدينا:

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

تظهر هذه المعادلات أن النبض النوعي الأعلى يعني محرك صاروخي أكثر كفاءة وقادر على الاحتراق لفترات زمنية أطول. من حيث التدريج، عادةً ما يكون للمراحل الأولية للصاروخ معدل نبض نوعي أقل، حيث تستبدل الكفاءة بالدفع المتفوق من أجل دفع الصاروخ بسرعة إلى ارتفاعات أعلى. عادةً ما يكون للمراحل اللاحقة من الصاروخ معدل نبض نوعي أعلى لأن المركبة تكون أبعد خارج الغلاف الجوي ولا يحتاج غاز العادم إلى التمدد ضد نفس القدر من الضغط الجوي.

عند اختيار محرك الصاروخ المثالي لاستخدامه كمرحلة أولية لمركبة الإطلاق، فإن مقياس الأداء المفيد الذي يجب فحصه هو نسبة الدفع إلى الوزن، ويتم حسابها بالمعادلة:

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

تتراوح نسبة الدفع إلى الوزن الشائعة لمركبة الإطلاق بين 1.3 و2.0. ^[3] هناك مقياس أداء آخر يجب وضعه في الاعتبار عند تصميم كل مرحلة صاروخية في المهمة وهو وقت الاحتراق، وهو مقدار الوقت الذي سيستمر فيه محرك الصاروخ قبل أن يستنفد كل الوقود. بالنسبة لمعظم المراحل غير النهائية، يمكن افتراض أن الدفع والنبض النوعي ثابتان، مما يسمح بكتابة معادلة وقت الاحتراق على النحو التالي:

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

حيث و هما الكتلة الأولية والنهائية لمرحلة الصاروخ على التوالي. وبالتزامن مع وقت الاحتراق، يتم الحصول على ارتفاع الاحتراق والسرعة باستخدام نفس القيم، ويتم إيجادها من خلال المعادلتين التاليتين: ${\displaystyle m_{\mathrm {0} }}$${\displaystyle m_{\mathrm {f} }}$

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

${\displaystyle v_{\mathrm {bo} }=I_{\mathrm {sp} }g_{\mathrm {0} }\ln({\frac {m_{\mathrm {0} }}{m_{\mathrm {f} }}})-g_{\mathrm {0} }{\frac {m_{\mathrm {0} }-m_{\mathrm {f} }}{\frac {\operatorname {d} \!m}{\operatorname {d} \!t}}}+v_{\mathrm {0} }}$

عند التعامل مع مشكلة حساب سرعة الاحتراق الكلية أو زمن الاحتراق لنظام الصاروخ بأكمله، فإن الإجراء العام للقيام بذلك هو كما يلي: ^[3]

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

لا يحدد وقت الاحتراق نهاية حركة مرحلة الصاروخ، حيث ستظل المركبة تتمتع بسرعة تسمح لها بالتحرك صعودًا لفترة وجيزة من الوقت حتى يغيرها تسارع جاذبية الكوكب تدريجيًا إلى اتجاه هبوطي. يمكن نمذجة سرعة وارتفاع الصاروخ بعد الاحتراق بسهولة باستخدام معادلات الفيزياء الأساسية للحركة.

عند مقارنة صاروخ بآخر، من غير العملي مقارنة سمة معينة للصاروخ بنفس السمة لصاروخ آخر لأن سماتهما الفردية غالبًا ما لا تكون مستقلة عن بعضها البعض. لهذا السبب، تم تصميم نسب بلا أبعاد لتمكين مقارنة أكثر جدوى بين الصواريخ. الأول هو نسبة الكتلة الأولية إلى النهائية، وهي النسبة بين الكتلة الأولية الكاملة لمرحلة الصاروخ والكتلة النهائية لمرحلة الصاروخ بمجرد استهلاك كل وقودها. معادلة هذه النسبة هي:

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

حيث هي الكتلة الفارغة للمرحلة، هي كتلة الوقود، و هي كتلة الحمولة. ^[4] كمية الأداء الثانية عديمة الأبعاد هي النسبة الهيكلية، وهي النسبة بين الكتلة الفارغة للمرحلة والكتلة الفارغة وكتلة الوقود مجتمعة كما هو موضح في هذه المعادلة: ^[4]${\displaystyle m_{\mathrm {E} }}$${\displaystyle m_{\mathrm {p} }}$${\displaystyle m_{\mathrm {PL} }}$

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

آخر كمية أداء رئيسية بلا أبعاد هي نسبة الحمولة، وهي النسبة بين كتلة الحمولة والكتلة المجمعة لمرحلة الصاروخ الفارغة والوقود:

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

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

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

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

بالنسبة للقياس الأولي، يمكن استخدام معادلات الصاروخ لاستنتاج كمية الوقود اللازم للصاروخ بناءً على الدفعة النوعية للمحرك والدفعة الكلية المطلوبة بوحدة نيوتن ثانية. المعادلة هي:

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

حيث g هو ثابت الجاذبية للأرض. ^[3] وهذا يتيح أيضًا حساب حجم التخزين المطلوب للوقود إذا كانت كثافة الوقود معروفة، وهو ما يحدث دائمًا تقريبًا عند تصميم مرحلة الصاروخ. يتم الحصول على الحجم عند تقسيم كتلة الدافع على كثافته. بصرف النظر عن الوقود المطلوب، يجب أيضًا تحديد كتلة هيكل الصاروخ نفسه، الأمر الذي يتطلب مراعاة كتلة الدافعات والإلكترونيات والأجهزة ومعدات الطاقة المطلوبة، إلخ. ^[3] هذه كميات معروفة للأجهزة الجاهزة النموذجية التي يجب مراعاتها في المراحل المتوسطة إلى المتأخرة من التصميم، ولكن بالنسبة للتصميم الأولي والمفاهيمي، يمكن اتباع نهج أبسط. بافتراض أن محركًا واحدًا لمرحلة صاروخ يوفر كل الدفعة الكلية لهذا الجزء المعين، يمكن استخدام جزء الكتلة لتحديد كتلة النظام. كتلة أجهزة نقل المرحلة مثل المبادرين وأجهزة الأمان والتسليح صغيرة جدًا بالمقارنة ويمكن اعتبارها مهملة.

بالنسبة لمحركات الصواريخ الصلبة الحديثة، فمن الآمن والمعقول أن نقول إن 91 إلى 94 في المائة من الكتلة الإجمالية عبارة عن وقود. ^[3] من المهم أيضًا ملاحظة وجود نسبة صغيرة من الوقود "المتبقي" الذي سيبقى عالقًا وغير قابل للاستخدام داخل الخزان، ويجب أيضًا أخذه في الاعتبار عند تحديد كمية الوقود للصاروخ. التقدير الأولي الشائع لهذا الوقود المتبقي هو خمسة في المائة. مع حساب هذه النسبة وكتلة الوقود، يمكن تحديد كتلة وزن الصاروخ الفارغ. يتطلب تحديد حجم الصواريخ التي تستخدم وقودًا ثنائيًا سائلًا نهجًا أكثر تعقيدًا قليلاً لأن هناك خزانين منفصلين مطلوبين: أحدهما للوقود والآخر للمؤكسد. تُعرف نسبة هاتين الكميتين بنسبة الخليط، ويتم تحديدها بالمعادلة:

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

أين كتلة المؤكسد و كتلة الوقود. لا تحكم نسبة الخليط هذه حجم كل خزان فحسب، بل تحكم أيضًا الدفعة النوعية للصاروخ. إن تحديد نسبة الخليط المثالية هو توازن بين الحلول الوسط بين جوانب مختلفة من الصاروخ الذي يتم تصميمه، ويمكن أن يختلف اعتمادًا على نوع مزيج الوقود والمؤكسد المستخدم. على سبيل المثال، يمكن تعديل نسبة خليط الوقود الثنائي بحيث قد لا يكون له الدفعة النوعية المثلى، ولكنه سيؤدي إلى خزانات وقود متساوية الحجم. سيؤدي هذا إلى تصنيع وتعبئة وتكوين ودمج أنظمة الوقود مع بقية الصاروخ بشكل أبسط وأرخص، ^[3] ويمكن أن يصبح فائدة يمكن أن تفوق عيوب تصنيف الدفعة النوعية الأقل كفاءة. ولكن افترض أن القيد المحدد لنظام الإطلاق هو الحجم، وأن هناك حاجة إلى وقود منخفض الكثافة مثل الهيدروجين. يمكن حل هذا المثال باستخدام نسبة خليط غني بالمؤكسد، مما يقلل من الكفاءة وتصنيف الدفعة النوعية، ولكنه سيلبي متطلبات حجم الخزان الأصغر. ${\displaystyle m_{\mathrm {ox} }}$${\displaystyle m_{\mathrm {fuel} }}$

الهدف النهائي للتدريج الأمثل هو تعظيم نسبة الحمولة (انظر النسب تحت الأداء)، مما يعني أن أكبر قدر من الحمولة يتم حمله حتى سرعة الاحتراق المطلوبة باستخدام أقل قدر من الكتلة غير الحمولة، والتي تشمل كل شيء آخر. يفترض هذا الهدف أن تكلفة إطلاق الصاروخ تتناسب مع الكتلة الإجمالية للإقلاع للصاروخ، وهي قاعدة عامة في هندسة الصواريخ. فيما يلي بعض القواعد والإرشادات السريعة التي يجب اتباعها للوصول إلى التدريج الأمثل: ^[3]

1. يجب أن تحتوي المراحل الأولية على مستويات أقل ، ويجب أن تحتوي المراحل اللاحقة/النهائية على مستويات أعلى .${\displaystyle I_{sp}}$${\displaystyle I_{sp}}$
2. يجب أن تساهم المراحل ذات القيمة المنخفضة في ΔV أقل.${\displaystyle I_{sp}}$
3. المرحلة التالية تكون دائمًا أصغر حجمًا من المرحلة السابقة.
4. يجب أن توفر المراحل المتشابهة ΔV مماثلة.

يمكن حساب نسبة الحمولة لكل مرحلة على حدة، وعند ضربها معًا بالتتابع، ستعطي نسبة الحمولة الإجمالية للنظام بأكمله. من المهم ملاحظة أنه عند حساب نسبة الحمولة للمراحل الفردية، تتضمن الحمولة كتلة جميع المراحل بعد المرحلة الحالية. نسبة الحمولة الإجمالية هي:

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

حيث n هو عدد المراحل التي يتألف منها نظام الصاروخ. المراحل المتشابهة التي تعطي نفس نسبة الحمولة تبسط هذه المعادلة، ومع ذلك نادرًا ما يكون هذا هو الحل المثالي لزيادة نسبة الحمولة إلى أقصى حد، وقد يتعين تقسيم متطلبات ΔV بشكل غير متساوٍ كما هو مقترح في النصائح الإرشادية 1 و2 أعلاه. طريقتان شائعتان لتحديد هذا التقسيم المثالي لـ ΔV بين المراحل هما إما خوارزمية فنية تولد حلاً تحليليًا يمكن تنفيذه بواسطة برنامج، أو التجربة والخطأ البسيط. ^[3] بالنسبة لنهج التجربة والخطأ، من الأفضل أن تبدأ بالمرحلة النهائية، وحساب الكتلة الأولية التي تصبح الحمولة للمرحلة السابقة. ومن هناك يسهل التقدم طوال الطريق إلى المرحلة الأولية بنفس الطريقة، وتحديد حجم جميع مراحل نظام الصاروخ.

يعتمد نظام التدريج المقيد للصواريخ على افتراض مبسط مفاده أن كل مرحلة من مراحل نظام الصواريخ لها نفس الدفعة النوعية ونسبة الهيكل ونسبة الحمولة، والفرق الوحيد هو أن الكتلة الكلية لكل مرحلة متزايدة أقل من كتلة المرحلة السابقة. وعلى الرغم من أن هذا الافتراض قد لا يكون النهج المثالي لإنتاج نظام فعال أو مثالي، إلا أنه يبسط إلى حد كبير المعادلات لتحديد سرعات الاحتراق وأوقات الاحتراق وارتفاعات الاحتراق وكتلة كل مرحلة. وهذا من شأنه أن يوفر نهجًا أفضل للتصميم المفاهيمي في موقف حيث يكون الفهم الأساسي لسلوك النظام مفضلًا على التصميم التفصيلي الدقيق. أحد المفاهيم المهمة التي يجب فهمها عند الخضوع لنظام التدريج المقيد للصواريخ هو كيف تتأثر سرعة الاحتراق بعدد المراحل التي تقسم نظام الصاروخ. إن زيادة عدد المراحل للصاروخ مع الحفاظ على الدفعة النوعية ونسبة الحمولة ونسبة الهيكل ثابتة سيؤدي دائمًا إلى سرعة احتراق أعلى من نفس الأنظمة التي تستخدم عددًا أقل من المراحل. ومع ذلك، فإن قانون تناقص العائدات واضح في أن كل زيادة في عدد المراحل تعطي تحسنًا أقل في سرعة الاحتراق مقارنة بالزيادة السابقة. تتقارب سرعة الاحتراق تدريجيًا نحو قيمة مقاربة مع زيادة عدد المراحل نحو رقم مرتفع للغاية. ^[4] بالإضافة إلى تناقص العائدات في تحسين سرعة الاحتراق، فإن السبب الرئيسي وراء ندرة استخدام الصواريخ في العالم الحقيقي لأكثر من ثلاث مراحل هو زيادة الوزن والتعقيد في النظام لكل مرحلة مضافة، مما يؤدي في النهاية إلى ارتفاع تكلفة النشر.

المرحلة الساخنة هي نوع من مراحل الصواريخ حيث تقوم المرحلة التالية بإطلاق محركاتها قبل الانفصال بدلاً من بعده. ^[5] أثناء المرحلة الساخنة، تخفض المرحلة السابقة محركاتها. ^[5] قد تقلل المرحلة الساخنة من تعقيد فصل المرحلة، وتمنح المعزز سعة حمولة إضافية صغيرة. ^[5] كما أنها تلغي الحاجة إلى محركات ullage ، حيث يعمل التسارع من المرحلة التي كادت تنفد على إبقاء الوقود مستقرًا في قاع الخزانات. تُستخدم المرحلة الساخنة في الصواريخ الروسية من الحقبة السوفيتية مثل Soyuz ^{[6] [7]} و Proton-M . ^[8] تم تصميم صاروخ N1 لاستخدام المرحلة الساخنة، ومع ذلك لم تستمر أي من رحلات الاختبار لفترة كافية لحدوث ذلك. بدءًا من Titan II، استخدمت عائلة صواريخ Titan المرحلة الساخنة. قامت SpaceX بتعديل صاروخ Starship الخاص بها لاستخدام المرحلة الساخنة بعد رحلته الأولى ، مما يجعله أكبر صاروخ على الإطلاق يفعل ذلك، بالإضافة إلى كونه أول مركبة قابلة لإعادة الاستخدام تستخدم المرحلة الساخنة. ^[9]

إن نظام الصواريخ الذي ينفذ التدريج المترادف يعني أن كل مرحلة فردية تعمل بالترتيب واحدة تلو الأخرى. يتحرر الصاروخ من المرحلة السابقة، ثم يبدأ في الاحتراق خلال المرحلة التالية في تتابع مستقيم. من ناحية أخرى، فإن الصاروخ الذي ينفذ التدريج المتوازي يحتوي على مرحلتين أو أكثر مختلفتين نشطتين في نفس الوقت. على سبيل المثال، يحتوي مكوك الفضاء على معززين صاروخيين صلبين يحترقان في وقت واحد. عند الإطلاق، تشتعل المعززات، وفي نهاية المرحلة، يتم التخلص من المعززين بينما يتم الاحتفاظ بخزان الوقود الخارجي لمرحلة أخرى. ^[3] تركز معظم المناهج الكمية لتصميم أداء نظام الصواريخ على التدريج المترادف، ولكن يمكن تعديل النهج بسهولة ليشمل التدريج المتوازي. بادئ ذي بدء، يجب تحديد المراحل المختلفة للصاروخ بوضوح. استمرارًا للمثال السابق، يمكن تعريف نهاية المرحلة الأولى التي يشار إليها أحيانًا باسم "المرحلة 0"، على أنها عندما تنفصل المعززات الجانبية عن الصاروخ الرئيسي. ومن هناك، يمكن اعتبار الكتلة النهائية للمرحلة الأولى مجموع الكتلة الفارغة للمرحلة الأولى، وكتلة المرحلة الثانية (الصاروخ الرئيسي والوقود غير المحترق المتبقي) وكتلة الحمولة. ^{[ بحث أصلي؟ ]}

تم تصميم المراحل العليا عالية الارتفاع والمقيدة بالفضاء للعمل مع القليل من الضغط الجوي أو بدونه. يسمح هذا باستخدام غرف احتراق منخفضة الضغط وفوهات محرك بنسب تمدد فراغية مثالية . يتم تغذية بعض المراحل العليا، وخاصة تلك التي تستخدم الوقود المفرط مثل المرحلة الثانية من Delta-K أو Ariane 5 ES ، بالضغط ، مما يلغي الحاجة إلى مضخات توربينية معقدة . تستخدم المراحل العليا الأخرى، مثل Centaur أو DCSS ، محركات دورة توسع الهيدروجين السائل ، أو محركات دورة مولد الغاز مثل HM7B من Ariane 5 ECA أو J-2 من S-IVB . عادةً ما تكون مهمة هذه المراحل إكمال الحقن المداري وتسريع الحمولات إلى مدارات ذات طاقة أعلى مثل GTO أو لسرعة الإفلات . يشار أحيانًا إلى المراحل العليا، مثل Fregat ، المستخدمة في المقام الأول لجلب الحمولات من مدار أرضي منخفض إلى GTO أو أبعد من ذلك باسم قاطرات الفضاء . ^[10]

This section does not cite any sources. Please help improve this section by adding citations to reliable sources. Unsourced material may be challenged and removed. Find sources: "Multistage rocket" – news · newspapers · books · scholar · JSTOR (September 2024) (Learn how and when to remove this message)

يتم تجميع كل مرحلة على حدة بشكل عام في موقع تصنيعها وشحنها إلى موقع الإطلاق؛ يشير مصطلح تجميع المركبة إلى دمج جميع مراحل الصاروخ وحمولة المركبة الفضائية في مجموعة واحدة تُعرف باسم المركبة الفضائية . يمكن عادةً تجميع المركبات ذات المرحلة الواحدة ( دون المدارية ) والمركبات متعددة المراحل في الطرف الأصغر من نطاق الحجم مباشرةً على منصة الإطلاق عن طريق رفع المرحلة (المراحل) والمركبة الفضائية عموديًا في مكانها بواسطة رافعة.

هذا ليس عمليًا بشكل عام بالنسبة للمركبات الفضائية الأكبر حجمًا، والتي يتم تجميعها خارج المنصة ونقلها إلى مكانها في موقع الإطلاق بطرق مختلفة. تم تجميع مركبة الهبوط على القمر المأهولة أبولو / ساتورن 5 التابعة لوكالة ناسا، ومكوك الفضاء ، عموديًا على منصات إطلاق متحركة مع أبراج إطلاق متصلة، في مبنى تجميع المركبات ، ثم نقل ناقل زاحف خاص كومة المركبة بالكامل إلى منصة الإطلاق في وضع مستقيم. على النقيض من ذلك، يتم تجميع المركبات مثل صاروخ سويوز الروسي وفالكون 9 التابع لشركة سبيس إكس أفقيًا في حظيرة معالجة، ونقلها أفقيًا، ثم وضعها في وضع مستقيم عند المنصة.

تشكل المراحل العليا المستهلكة من مركبات الإطلاق مصدرًا مهمًا للحطام الفضائي الذي يبقى في المدار في حالة غير صالحة للعمل لسنوات عديدة بعد الاستخدام، وفي بعض الأحيان، تنشأ حقول حطام كبيرة نتيجة تفكك مرحلة علوية واحدة أثناء وجودها في المدار. ^[11]

بعد تسعينيات القرن العشرين، يتم عمومًا تخميد المراحل العليا المستنفدة بعد الانتهاء من استخدامها كمركبة إطلاق من أجل تقليل المخاطر أثناء بقاء المرحلة مهجورة في المدار . ^[12] التخميد يعني إزالة أي مصادر للطاقة المخزنة المتبقية على المركبة، مثل التخلص من الوقود أو تفريغ البطاريات.

لم يتم تخميد العديد من المراحل العليا المبكرة، في كل من برامج الفضاء السوفييتية والأمريكية ، بعد إتمام المهمة. أثناء المحاولات الأولية لتوصيف مشكلة الحطام الفضائي، أصبح من الواضح أن نسبة كبيرة من كل الحطام كانت بسبب تفكك المراحل العليا للصواريخ، وخاصة وحدات الدفع في المرحلة العليا غير المخمدة . ^[11]

يُظهر الرسم التوضيحي والوصف في كتاب هوولونغجينج الصيني في القرن الرابع عشر بقلم جياو يو وليو بوين أقدم صاروخ متعدد المراحل معروف؛ كان هذا " تنين النار الصادر من الماء " (火龙出水، huǒ lóng chū shuǐ)، والذي استخدمه البحرية الصينية في الغالب. ^{[13] [14]} كان صاروخًا من مرحلتين به صواريخ معززة كانت تحترق في النهاية، ولكن قبل أن تحترق كانت تشعل تلقائيًا عددًا من سهام الصواريخ الأصغر التي تم إطلاقها من الطرف الأمامي للصاروخ، والذي كان على شكل رأس تنين بفم مفتوح. ^[14] يشير العالم والمؤرخ البريطاني جوزيف نيدهام إلى أن المواد المكتوبة والرسم التوضيحي المصوَّر لهذا الصاروخ تأتي من أقدم طبقة من هوولونغجينج ، والتي يمكن تأريخها تقريبًا إلى 1300-1350 م (من الجزء الأول من الكتاب، الفصل 3، الصفحة 23). ^[14]

مثال آخر على صاروخ متعدد المراحل المبكر هو Juhwa (走火) من التطوير الكوري. اقترحه المهندس والعالم والمخترع الكوري في العصور الوسطى Ch'oe Mu-sŏn وطوره مكتب الأسلحة النارية (火㷁道監) خلال القرن الرابع عشر. ^{[15] [16]} كان طول الصاروخ 15 سم و13 سم؛ وكان قطره 2.2 سم. تم ربطه بسهم بطول 110 سم؛ تظهر السجلات التجريبية أن النتائج الأولى كانت حوالي 200 متر في المدى. ^[17] هناك سجلات تُظهر أن كوريا استمرت في تطوير هذه التكنولوجيا حتى وصلت إلى إنتاج Singijeon ، أو "سهام الآلة السحرية" في القرن السادس عشر. أجريت أقدم التجارب على الصواريخ متعددة المراحل في أوروبا في عام 1551 بواسطة النمساوي كونراد هاس (1509-1576)، رئيس ترسانة مدينة هيرمانشتات ، ترانسلفانيا (الآن سيبيو/هيرمانشتات، رومانيا). تم تطوير هذا المفهوم بشكل مستقل من قبل خمسة أفراد على الأقل:

• البولندي الليتواني كازيميراس سيمونافيسيوس (1600–1651) ^{[18] [19] [20]}
• الروسي قسطنطين تسيولكوفسكي (1857-1935)
• الأمريكي روبرت جودارد (1882-1945)
• الألماني هيرمان أوبيرث (1894–1989)
• لويس دامبلانك الفرنسي  [فرنسي] (1889–1969)

كانت أولى الصواريخ متعددة المراحل عالية السرعة هي صواريخ RTV-G-4 Bumper التي تم اختبارها في White Sands Proving Ground وفي وقت لاحق في Cape Canaveral من عام 1948 إلى عام 1950. وتألفت هذه الصواريخ من صاروخ V-2 وصاروخ WAC Corporal . وكان أعلى ارتفاع تم الوصول إليه على الإطلاق هو 393 كم، وتم الوصول إليه في 24 فبراير 1949، في White Sands.

في عام 1947، طور مهندس الصواريخ والعالم السوفييتي ميخائيل تيخونرافوف نظرية المراحل المتوازية، والتي أطلق عليها "صواريخ الحزمة". في مخططه، تم إطلاق ثلاث مراحل متوازية من الإقلاع ، ولكن تم تزويد المحركات الثلاثة بالوقود من المرحلتين الخارجيتين، حتى تصبح فارغة ويمكن إخراجها. هذا أكثر كفاءة من التدريج المتسلسل، لأن محرك المرحلة الثانية لا يكون مجرد وزن ميت. في عام 1951، أجرى المهندس والعالم السوفييتي دميتري أوخوتسيمسكي دراسة هندسية رائدة للمراحل المتسلسلة والمتوازية العامة، مع وبدون ضخ الوقود بين المراحل. ظهر تصميم R-7 Semyorka من تلك الدراسة. الثلاثي من محركات الصواريخ المستخدمة في المرحلة الأولى من مركبات الإطلاق الأمريكية أطلس 1 وأطلس 2 ، والتي تم ترتيبها في صف واحد، استخدمت مراحل متوازية بطريقة مماثلة: الزوج الخارجي من محركات التعزيز كان موجودًا كزوج قابل للتخلي عنه، والذي بعد إيقاف تشغيله، يسقط مع هيكل التنورة الخارجية الأدنى، تاركًا محرك الدعم المركزي لإكمال احتراق محرك المرحلة الأولى نحو الأوج أو المدار.

يؤدي فصل كل جزء من الصاروخ متعدد المراحل إلى إدخال مخاطر إضافية على نجاح مهمة الإطلاق. يؤدي تقليل عدد أحداث الانفصال إلى تقليل التعقيد . ^[21] تحدث أحداث الانفصال عندما تنفصل المراحل أو المعززات القابلة للربط بعد الاستخدام، أو عندما ينفصل غطاء الحمولة قبل الإدخال المداري، أو عند استخدام نظام هروب الإطلاق الذي ينفصل بعد المرحلة المبكرة من الإطلاق. تُستخدم عادةً أدوات التثبيت النارية ، أو في بعض الحالات الأنظمة الهوائية مثل تلك الموجودة في Falcon 9 Full Thrust ، لفصل مراحل الصاروخ.

مركبة الإطلاق الصاروخية ثنائية المراحل ( TSTO ) هي مركبة فضائية توفر فيها مرحلتان متميزتان الدفع على التوالي من أجل تحقيق السرعة المدارية. وهي وسيطة بين مركبة الإطلاق ثلاثية المراحل إلى المدار ومركبة الإطلاق الافتراضية أحادية المرحلة إلى المدار (SSTO). ^{[ بحاجة لمصدر ]}

This section possibly contains original research. Please improve it by verifying the claims made and adding inline citations. Statements consisting only of original research should be removed. (July 2021) (Learn how and when to remove this message)

نظام الإطلاق ثلاثي المراحل إلى المدار هو نظام صاروخي يستخدم عادة للوصول إلى مدار الأرض. تستخدم المركبة الفضائية ثلاث مراحل مميزة لتوفير الدفع بشكل متتابع من أجل تحقيق السرعة المدارية. إنه متوسط ​​بين نظام الإطلاق رباعي المراحل إلى المدار ونظام الإطلاق ثنائي المراحل إلى المدار .

• زحل الخامس ^[22]
• الطليعة ^[23]
• أريان 4 (معززات اختيارية)
• أريان 2
• أريان 1 (أربع مراحل)
• GSLV (ثلاث مراحل ومعززات)
• PSLV (أربع مراحل)
• بروتون (المرحلة الرابعة الاختيارية)
• المسيرة الطويلة 5 (المعززات الاختيارية والمرحلة الثالثة الاختيارية)
• المسيرة الطويلة 1 ، المسيرة الطويلة 1D ^{[ بحاجة لمصدر ]}
• زينيت-3SL
• أونها-3 ^{[ بحاجة لمصدر ]}
• KSLV-2 "نوري" ^{[ بحاجة لمصدر ]}

لا تحتوي التصميمات الأخرى (في الواقع، معظم التصميمات الحديثة المتوسطة إلى الثقيلة) على المراحل الثلاث في خط واحد على المكدس الرئيسي، بل تحتوي بدلاً من ذلك على معززات قابلة للربط للمرحلة 0 مع مرحلتين أساسيتين. في هذه التصميمات، يتم إطلاق المعززات والمرحلة الأولى في وقت واحد بدلاً من التتابع، مما يوفر قوة دفع أولية إضافية لرفع وزن القاذف بالكامل والتغلب على خسائر الجاذبية والسحب الجوي. يتم التخلص من المعززات بعد بضع دقائق من الطيران لتقليل الوزن.

• مكوك الفضاء الأمريكي - المرحلة الأولى من صاروخ الإطلاق الصاروخي؛ الخزان الخارجي + صاروخ الإطلاق الصاروخي المتنقل في المرحلة الثانية؛ نظام الدفع الصاروخي على الخزانات الداخلية في المرحلة الثالثة؛
• أنجارا A5
• أريان 5
• أطلس الخامس 551 ^[24]
• دلتا 2 المرحلة الثالثة
• دلتا 3 ^{[ بحاجة لمصدر ]}
• دلتا الرابع - متوسط ​​+ وثقيل
• فالكون هيفي ^[25]
• مركبة إطلاق الأقمار الصناعية المتزامنة مع الأرض Mk III (ومع ذلك، مثل تيتان IIIC ، يتم إطلاق GSLV MkIII فقط بواسطة المعززات الجانبية. لا تشتعل النواة الرئيسية إلا بعد بضع دقائق من الطيران، قبل وقت قصير من التخلص من المعززات.)
• H-IIA ، H-IIB ^{[ بحاجة لمصدر ]}
• سويوز
• نظام الإطلاق الفضائي
• تيتان الرابع
• المسيرة الطويلة 2E ، المسيرة الطويلة 2F ، المسيرة الطويلة 3B ^{[ بحاجة لمصدر ]}

نظام الإطلاق إلى المدار بأربع مراحل هو نظام صاروخي يستخدم للوصول إلى مدار الأرض. تستخدم المركبة الفضائية أربع مراحل مميزة لتوفير الدفع بشكل متتابع من أجل تحقيق السرعة المدارية. إنه متوسط ​​بين نظام الإطلاق إلى المدار بخمس مراحل ونظام الإطلاق إلى المدار بثلاث مراحل ، وغالبًا ما يستخدم مع أنظمة الإطلاق التي تعمل بالوقود الصلب.

• أريان 1
• محطة خدمة القطارات السريعة
• مينوتور الرابع
• بروتون (المرحلة الرابعة الاختيارية)
• مينوتور الخامس (خمس مراحل)
• ASLV (خمس مراحل)

لا تحتوي التصميمات الأخرى على المراحل الأربع في خط واحد على المكدس الرئيسي، بل تحتوي بدلاً من ذلك على معززات قابلة للربط للمرحلة 0 مع ثلاث مراحل أساسية. في هذه التصميمات، يتم إطلاق المعززات والمرحلة الأولى في وقت واحد بدلاً من التتابع، مما يوفر قوة دفع أولية إضافية لرفع وزن القاذف بالكامل والتغلب على خسائر الجاذبية والسحب الجوي. يتم التخلص من المعززات بعد بضع دقائق من الطيران لتقليل الوزن.

• المسيرة الطويلة 5 (المعززات الاختيارية والمرحلة الثالثة الاختيارية)

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

• صاروخ متعدد المراحل
  • ثلاث مراحل للوصول إلى المدار
  • مرحلتان إلى المدار
  • مرحلة واحدة إلى المدار
• محول
• نظام إطلاق قابل لإعادة الاستخدام
• قاطرة الفضاء
• محرك ركلة أوجي
• كونراد هاس
• صاروخ معياري
• هوولونغتشوشوي