مرحلة واحدة إلى المدار

📅 آخر تحديث: ٢٨ يوليو ٢٠٢٦
✍️ نُشر في: ٢٨ يوليو ٢٠٢٦
📷 يحتوي على 33 صور
الموسوعة الحرة

كانت مركبة VentureStar عبارة عن مركبة فضائية مقترحة تعمل بنظام SSTO .

تصل المركبة المدارية أحادية المرحلة ( SSTO ) إلى مدارها من سطح جسم ما باستخدام الوقود والسوائل فقط، دون استهلاك خزانات أو محركات أو أي معدات رئيسية أخرى. يشير هذا المصطلح عادةً، ولكن ليس حصراً، إلى المركبات القابلة لإعادة الاستخدام . [ 1 ] حتى الآن، لم تُطلق أي مركبة مدارية أحادية المرحلة من الأرض؛ إذ تُجرى عمليات الإطلاق المدارية من الأرض بواسطة صواريخ متعددة المراحل ، سواء كانت قابلة للاستهلاك كلياً أو جزئياً .

تتمثل الميزة الرئيسية المتوقعة لمفهوم المركبة الفضائية أحادية المرحلة إلى المدار (SSTO) في الاستغناء عن استبدال المكونات المادية المتأصل في أنظمة الإطلاق المستهلكة. مع ذلك، فإن التكاليف غير المتكررة المرتبطة بتصميم وتطوير وبحث وهندسة أنظمة SSTO القابلة لإعادة الاستخدام أعلى بكثير من تلك الخاصة بالأنظمة المستهلكة، وذلك بسبب التحديات التقنية الكبيرة التي تواجهها SSTO، بافتراض إمكانية حل هذه المشكلات التقنية. [ 2 ] قد تتطلب مركبات SSTO أيضًا مستوى أعلى بكثير من الصيانة الدورية. [ 3 ]

يُعتبر إطلاق مركبة فضائية تعمل بالوقود الكيميائي من الأرض إلى المدار في مرحلة واحدة أمرًا ممكنًا بشكل محدود. وتتمثل العوامل الرئيسية التي تُعقّد هذه العملية في: السرعة المدارية العالية التي تتجاوز 7400 متر في الثانية (27000 كم/ساعة؛ 17000 ميل/ساعة) ؛ والحاجة إلى التغلب على جاذبية الأرض، لا سيما في المراحل الأولى من الرحلة؛ والطيران داخل الغلاف الجوي للأرض ، مما يحد من السرعة في المراحل الأولى بسبب مقاومة الهواء، ويؤثر على أداء المحرك. [ 4 ]  

أدت التطورات في مجال الصواريخ في القرن الحادي والعشرين إلى انخفاض كبير في تكلفة إطلاق كيلوغرام واحد من الحمولة إما إلى مدار أرضي منخفض أو إلى محطة الفضاء الدولية ، [ 5 ] مما يقلل من الميزة الرئيسية المتوقعة لمفهوم SSTO.

تشمل أبرز مفاهيم المركبات الفضائية أحادية المرحلة التي تصل إلى المدار: سكايلون ، الذي استخدم محرك سابر ذو الدورة الهجينة القادر على استخدام الأكسجين من الغلاف الجوي عند التحليق على ارتفاع منخفض، ثم استخدام الأكسجين السائل الموجود على متنه بعد التحول إلى محرك الصاروخ ذي الدورة المغلقة عند التحليق على ارتفاع عالٍ؛ ومركبة ماكدونيل دوغلاس دي سي-إكس ؛ ومركبة لوكهيد مارتن إكس-33 ؛ ومركبة فينشر ستار التي صُممت لتحل محل مكوك الفضاء؛ ومركبة روتون إس إس تي أو ، وهي مركبة شبيهة بالمروحية. مع ذلك، ورغم ما أظهرته من إمكانيات واعدة، لم يقترب أي منها من الوصول إلى المدار حتى الآن بسبب مشاكل في إيجاد نظام دفع فعال بما فيه الكفاية، وتوقف تطويرها. [ 1 ]

يُعد الوصول إلى المدار في مرحلة واحدة أسهل بكثير على الأجرام السماوية التي تتمتع بمجالات جاذبية أضعف وضغط جوي أقل من الأرض، مثل القمر والمريخ، وقد تم تحقيقه من القمر بواسطة وحدة الهبوط القمرية التابعة لبرنامج أبولو ، والعديد من المركبات الفضائية الروبوتية التابعة لبرنامج لونا السوفيتي، وبعثات إعادة عينات القمر الصينية Chang'e 5 و Chang'e 6 .

تاريخ

المفاهيم الأولية

تصميمات فنية لـ ROMBUS

قبل النصف الثاني من القرن العشرين، لم تُجرَ سوى أبحاث قليلة جداً في مجال السفر إلى الفضاء. وخلال ستينيات القرن العشرين، بدأت بعض التصاميم المفاهيمية الأولى لهذا النوع من المركبات في الظهور. [ 6 ]

كان أحد أقدم مفاهيم المركبات الفضائية أحادية المرحلة إلى المدار (SSTO) هو مركبة النقل الفضائي المداري أحادية المرحلة (OOST) التي اقترحها فيليب بونو ، [ 7 ] وهو مهندس في شركة دوغلاس للطائرات . [ 8 ] كما تم اقتراح نسخة قابلة لإعادة الاستخدام تسمى ROOST.

كان من بين المفاهيم المبكرة الأخرى لمركبات الإطلاق أحادية المرحلة إلى المدار مركبة إطلاق قابلة لإعادة الاستخدام تُدعى "نيكسوس"، والتي اقترحها كرافت أرنولد إيريك في أوائل الستينيات. وكانت من أكبر المركبات الفضائية التي تم تصميمها على الإطلاق، بقطر يزيد عن 50 متراً وقدرة على رفع ما يصل إلى 2000 طن قصير إلى مدار الأرض، مخصصة لمهام إلى مواقع أبعد في النظام الشمسي مثل المريخ . [ 9 ] [ 10 ]

كانت مركبة الإقلاع والهبوط العمودي المعززة بالهواء من أمريكا الشمالية، والتي طُرحت عام 1963، مركبة كبيرة مماثلة، وكانت ستستخدم محركات نفاثة لتقليل كتلة الإقلاع للمركبة عن طريق الاستغناء عن الحاجة إلى كميات كبيرة من الأكسجين السائل أثناء السفر عبر الغلاف الجوي. [ 11 ]

منذ عام 1965، بحث روبرت سالكيلد في مفاهيم مختلفة لمركبات فضائية مجنحة أحادية المرحلة قادرة على الوصول إلى المدار . واقترح مركبة تعمل بوقود هيدروكربوني أثناء وجودها في الغلاف الجوي، ثم تتحول إلى وقود الهيدروجين لزيادة الكفاءة بمجرد وصولها إلى الفضاء. [ 12 ] [ 13 ] [ 14 ]

ومن الأمثلة الأخرى على مفاهيم بونو المبكرة (قبل التسعينيات) التي لم يتم تنفيذها مطلقاً ما يلي:

  • رومبوس (وحدة مدارية قابلة لإعادة الاستخدام، وصاروخ معزز، ومكوك خدمات)، وهو تصميم آخر من فيليب بونو. [ 15 ] [ 16 ] لم يكن هذا التصميم من الناحية الفنية أحادي المرحلة لأنه أسقط بعض خزانات الهيدروجين الأولية، ولكنه كان قريبًا جدًا من ذلك.
  • إيثاكوس، وهو مفهوم معدل من مفهوم رومبوس، صُمم لنقل الجنود والمعدات العسكرية إلى قارات أخرى عبر مسار شبه مداري. [ 17 ] [ 18 ]
  • بيغاسوس، وهو مفهوم آخر معدل من مفهوم رومبوس مصمم لنقل الركاب والحمولات لمسافات طويلة في فترات زمنية قصيرة عبر الفضاء. [ 19 ]
  • دوغلاس ساستو ، وهو مفهوم لمركبة إطلاق يعود تاريخه إلى عام 1967. [ 20 ]
  • هايبريون، وهو مفهوم آخر من مفاهيم فيليب بونو، يستخدم مزلقة لزيادة السرعة قبل الإقلاع لتوفير كمية الوقود التي يجب رفعها في الهواء. [ 21 ]

ستار-راكر : في عام 1979، كشفت شركة روكويل إنترناشونال عن تصميم مركبة فضائية تحمل اسم ستار-راكر ، وهي مركبة فضائية ذات مرحلة واحدة للإقلاع والهبوط الأفقي، تعمل بمحرك نفاث/صاروخي مبرد متعدد الدورات، وحمولة 100 طن . صُممت المركبة لإطلاق مكونات الأقمار الصناعية إلى منشأة في مدار أرضي على ارتفاع 300 ميل بحري، وذلك لتمكين بناء أقمار صناعية للطاقة الشمسية في مدار متزامن مع الأرض. [ 22 ] [ 23 ] [ 24 ] كان من المفترض أن تحتوي ستار-راكر على 3 محركات صاروخية تعمل بالأكسجين السائل/الهيدروجين السائل (مبنية على أساس محرك SSME ) بالإضافة إلى 10 محركات توربينية نفاثة. [ 22 ]

في حوالي عام 1985، كان مشروع NASP يهدف إلى إطلاق مركبة تعمل بمحرك نفاث فرطي السرعة إلى المدار، ولكن توقف التمويل وأُلغي المشروع. [ 25 ] وفي نفس الفترة تقريبًا، حاول مشروع HOTOL استخدام تقنية المحركات النفاثة المبردة مسبقًا ، لكنه فشل في إظهار مزايا كبيرة مقارنةً بتقنية الصواريخ. [ 26 ]

تقنية DC-X

الرحلة الأولى لطائرة دي سي إكس

كانت المركبة DC-X، اختصارًا لـ Delta Clipper Experimental، نموذجًا تجريبيًا غير مأهول للإقلاع والهبوط العمودي، بمقياس ثلث الحجم الأصلي، لمركبة فضائية مقترحة أحادية المرحلة إلى المدار (SSTO). وهي واحدة من نماذج أولية قليلة جدًا من مركبات SSTO التي بُنيت على الإطلاق. كان من المخطط بناء عدة نماذج أولية أخرى، بما في ذلك DC-X2 (نموذج أولي بنصف الحجم الأصلي) وDC-Y، وهي مركبة كاملة الحجم قادرة على الدخول إلى المدار بمرحلة واحدة. لم يُبنَ أيٌّ من هذين النموذجين، ولكن تولت وكالة ناسا المشروع في عام 1995، وقامت ببناء DC-XA، وهو نموذج أولي مُحسَّن بمقياس ثلث الحجم الأصلي. فُقدت هذه المركبة عندما هبطت بثلاث منصات هبوط فقط من أصل أربع، مما أدى إلى انقلابها وانفجارها. لم يُستأنف المشروع منذ ذلك الحين.

روتون

في الفترة من عام 1999 إلى عام 2001، حاولت شركة روتاري روكيت بناء مركبة فضائية أحادية المرحلة إلى المدار تُسمى روتون. وقد حظيت المركبة باهتمام إعلامي واسع، وتم إنجاز نموذج أولي مصغر يعمل بكفاءة، إلا أن التصميم كان غير عملي إلى حد كبير. [ 27 ]

الأساليب

لقد كانت هناك مناهج مختلفة لمركبات SSTO بما في ذلك: الصواريخ البحتة التي يتم إطلاقها وهبوطها عموديًا، والمركبات التي تعمل بمحركات سكرامجت التي يتم إطلاقها وهبوطها أفقيًا، والمركبات التي تعمل بالطاقة النووية ، وحتى المركبات التي تعمل بمحركات نفاثة والتي يمكنها الطيران إلى المدار والعودة بالهبوط مثل طائرة ركاب، سليمة تمامًا.

بالنسبة للمركبات الفضائية أحادية المرحلة التي تعمل بالصواريخ، يتمثل التحدي الرئيسي في تحقيق نسبة كتلة إلى وزن عالية بما يكفي لحمل كمية كافية من الوقود للوصول إلى المدار ، بالإضافة إلى وزن حمولة مناسب . أحد الاحتمالات هو تزويد الصاروخ بسرعة ابتدائية باستخدام مدفع فضائي ، كما هو مخطط له في مشروع الإطلاق السريع . [ 28 ]

بالنسبة للمركبات الفضائية أحادية المرحلة ذات المحرك الهوائي، تتمثل التحديات الرئيسية في تعقيد النظام وما يرتبط به من تكاليف البحث والتطوير ، وعلم المواد ، وتقنيات البناء اللازمة لتحمل الطيران المستمر بسرعات عالية داخل الغلاف الجوي، وتحقيق نسبة كتلة إلى وزن كافية لحمل كمية كافية من الوقود للوصول إلى المدار، بالإضافة إلى وزن حمولة مناسب. عادةً ما تطير التصاميم ذات المحرك الهوائي بسرعات تفوق سرعة الصوت أو تفوق سرعة الصوت بكثير ، وتتضمن عادةً محركًا صاروخيًا للاحتراق النهائي للوصول إلى المدار. [ 1 ]

سواءً كانت المركبة تعمل بالصواريخ أو بالهواء، يجب أن تتمتع المركبة القابلة لإعادة الاستخدام بمتانة كافية لتحمل رحلات ذهاب وإياب متعددة إلى الفضاء دون زيادة مفرطة في الوزن أو الصيانة. إضافةً إلى ذلك، يجب أن تكون قادرة على العودة إلى الغلاف الجوي دون تلف والهبوط بأمان.

رغم أن الصواريخ أحادية المرحلة كانت تُعتبر في السابق ضربًا من الخيال، إلا أن التطورات في تكنولوجيا المواد وتقنيات البناء أثبتت إمكانية تحقيقها. فعلى سبيل المثال، تُشير الحسابات إلى أن المرحلة الأولى من صاروخ تيتان 2 ، عند إطلاقها منفردة، ستحتوي على نسبة وقود إلى مكونات المركبة تبلغ 25 إلى 1. [ 29 ] وهي مزودة بمحرك ذي كفاءة كافية للوصول إلى المدار، ولكن دون حمل حمولة كبيرة. [ 30 ]

الوقود الكثيف مقابل وقود الهيدروجين

قد يبدو وقود الهيدروجين هو الوقود الأمثل لمركبات المدار أحادي المرحلة إلى المدار. عند احتراقه مع الأكسجين ، يعطي الهيدروجين أعلى دافع نوعي من بين جميع أنواع الوقود الشائعة الاستخدام: حوالي 450 ثانية، [ 31 ] مقارنة بما يصل إلى 350 ثانية [ 32 ] للكيروسين .

يتمتع الهيدروجين بالمزايا التالية:

  • يتمتع الهيدروجين بدفع نوعي أعلى بنسبة 30% تقريبًا (حوالي 450 ثانية مقابل 350 ثانية) مقارنة بمعظم أنواع الوقود الكثيفة.
  • الهيدروجين مادة تبريد ممتازة.
  • الكتلة الإجمالية لمراحل الهيدروجين أقل من الكتلة الإجمالية لمراحل الوقود الكثيف لنفس الحمولة.
  • الهيدروجين صديق للبيئة.

لكن للهيدروجين أيضاً هذه العيوب:

  • كثافة منخفضة للغاية (حوالي 1/7 من كثافة الكيروسين) - مما يتطلب خزانًا كبيرًا جدًا
  • درجات حرارة منخفضة للغاية - يجب تخزينها في درجات حرارة منخفضة للغاية، وبالتالي فهي تحتاج إلى عزل سميك
  • يهرب بسهولة بالغة من أصغر فجوة
  • نطاق واسع للاشتعال - يشتعل بسهولة ويحترق بلهب غير مرئي بشكل خطير
  • يميل إلى تكثيف الأكسجين مما قد يسبب مشاكل في قابلية الاشتعال
  • يتميز بمعامل تمدد كبير حتى مع تسربات الحرارة الصغيرة.

يمكن معالجة هذه المشكلات، ولكن بتكلفة إضافية.

بينما قد لا يتجاوز وزن خزانات الكيروسين 1% من وزن محتوياتها، غالبًا ما يصل وزن خزانات الهيدروجين إلى 10% من وزن محتوياتها. ويعود ذلك إلى انخفاض كثافة الهيدروجين، بالإضافة إلى الحاجة إلى عزل إضافي للحد من التبخر (وهي مشكلة لا تحدث مع الكيروسين والعديد من أنواع الوقود الأخرى). كما يؤثر انخفاض كثافة الهيدروجين على تصميم باقي أجزاء المركبة، إذ يتطلب الأمر مضخات وأنابيب أكبر حجمًا لضخ الوقود إلى المحرك. ونتيجة لذلك، تنخفض نسبة الدفع إلى الوزن في محركات الهيدروجين بنسبة 30-50% مقارنةً بالمحركات المماثلة التي تستخدم أنواع وقود أكثر كثافة.

يؤثر هذا القصور بشكل غير مباشر على فقدان الجاذبية أيضًا؛ إذ يتعين على المركبة الاعتماد على قوة الصاروخ للحفاظ على ارتفاعها حتى تصل إلى المدار. ويعني انخفاض قوة الدفع الزائدة لمحركات الهيدروجين نتيجة لانخفاض نسبة الدفع إلى الوزن أن المركبة يجب أن تصعد بزاوية أكثر حدة، وبالتالي تقل قوة الدفع الأفقية. ويؤدي انخفاض قوة الدفع الأفقية إلى زيادة مدة الوصول إلى المدار، وزيادة فقدان الجاذبية بما لا يقل عن 300 متر في الثانية (1100 كم/ساعة؛ 670 ميل/ساعة) . ورغم أن هذا التأثير قد لا يبدو كبيرًا، إلا أن منحنى نسبة الكتلة إلى دلتا-في شديد الانحدار للوصول إلى المدار في مرحلة واحدة، وهذا يُحدث فرقًا بنسبة 10% في نسبة الكتلة، بالإضافة إلى توفير الوقود والمضخات.  

والنتيجة الإجمالية هي وجود فرق ضئيل للغاية في الأداء العام بين مركبات الإطلاق أحادية المرحلة التي تعمل بالهيدروجين وتلك التي تعمل بوقود أكثر كثافة، باستثناء أن مركبات الهيدروجين قد تكون أكثر تكلفة في التطوير والشراء. وقد أظهرت دراسات دقيقة أن بعض أنواع الوقود الكثيف (مثل البروبان السائل ) تتفوق على أداء وقود الهيدروجين بنسبة 10% عند استخدامها في مركبة إطلاق أحادية المرحلة، وذلك لنفس الوزن الجاف. [ 33 ]

في الستينيات من القرن الماضي، قام فيليب بونو بدراسة الصواريخ ثلاثية الوقود ذات المرحلة الواحدة والتي تعمل بتقنية الإطلاق العمودي ، وأظهر أنها يمكن أن تحسن حجم الحمولة بنحو 30٪. [ 34 ]

أدت التجربة التشغيلية مع الصاروخ التجريبي DC-X إلى دفع عدد من مؤيدي المركبات الفضائية أحادية المرحلة إلى المدار (SSTO) إلى إعادة النظر في الهيدروجين كوقود مناسب. وكان الراحل ماكس هنتر، أثناء استخدامه وقود الهيدروجين في DC-X، يقول مرارًا وتكرارًا إنه يعتقد أن أول مركبة فضائية ناجحة أحادية المرحلة إلى المدار ستُستخدم على الأرجح بوقود البروبان.

محرك واحد لجميع الارتفاعات

تستخدم بعض مفاهيم المركبات الفضائية أحادية المرحلة إلى المدار (SSTO) المحرك نفسه لجميع الارتفاعات، وهو ما يمثل مشكلة للمحركات التقليدية ذات الفوهة الجرسية الشكل . ويتطلب الأمر أشكالًا مختلفة للفوهة الجرسية تبعًا للضغط الجوي. فالمحركات المصممة للعمل في الفراغ مزودة بفوهات جرسية كبيرة، تسمح لغازات العادم بالتمدد إلى ضغوط قريبة من ضغط الفراغ، مما يزيد من كفاءتها. [ 35 ] ونظرًا لظاهرة تُعرف بانفصال التدفق ، فإن استخدام فوهة جرسية فراغية في الغلاف الجوي سيؤدي إلى عواقب وخيمة على المحرك. لذا، يتعين على المحركات المصممة للعمل في الغلاف الجوي تقصير الفوهة، بحيث لا تتمدد الغازات إلا إلى الضغط الجوي. وعادةً ما يتم التخفيف من خسائر الكفاءة الناتجة عن صغر حجم الفوهة الجرسية من خلال تقسيم المراحل، حيث لا تحتاج محركات المرحلة العليا، مثل محرك Rocketdyne J-2، إلى التشغيل إلا عندما يصبح الضغط الجوي ضئيلاً، وبالتالي يمكنها استخدام الفوهة الجرسية الأكبر.

أحد الحلول الممكنة هو استخدام محرك ذي رأس دوار ، والذي يمكن أن يكون فعالاً في نطاق واسع من الضغوط المحيطة. في الواقع، كان من المقرر استخدام محرك ذي رأس دوار خطي في تصميم المركبة X-33 . [ 36 ]

وتشمل الحلول الأخرى استخدام محركات متعددة وتصميمات أخرى للتكيف مع الارتفاع مثل الأجراس المزدوجة أو أقسام الجرس القابلة للتمديد .

مع ذلك، في الارتفاعات الشاهقة، تميل فوهات المحركات الضخمة إلى تمدد غازات العادم إلى ضغوط تقارب ضغط الفراغ. ونتيجة لذلك، تصبح هذه الفوهات غير فعالة بسبب وزنها الزائد. تستخدم بعض مفاهيم المركبات الفضائية أحادية المرحلة إلى المدار محركات ذات ضغط عالٍ جدًا، مما يسمح باستخدام نسب عالية من السرعة من مستوى سطح الأرض. وهذا يوفر أداءً جيدًا، ويغني عن الحاجة إلى حلول أكثر تعقيدًا.

مركبة أحادية المرحلة تعمل بالتنفس الهوائي

طائرة سكايلون الفضائية

تحاول بعض التصاميم الخاصة بمركبات الفضاء أحادية المرحلة إلى المدار استخدام محركات نفاثة تعمل بالهواء لجمع المؤكسد وكتلة التفاعل من الغلاف الجوي لتقليل وزن الإقلاع للمركبة. [ 37 ]

من بين المشكلات التي تواجه هذا النهج ما يلي:

  • لا يوجد محرك معروف يعمل بالهواء قادر على العمل بسرعة مدارية داخل الغلاف الجوي (على سبيل المثال، يبدو أن محركات سكرامجت التي تعمل بالهيدروجين تصل سرعتها القصوى إلى حوالي  17 ماخ). [ 38 ] وهذا يعني أنه يجب استخدام الصواريخ للوصول إلى المدار النهائي.
  • يحتاج دفع الصاروخ إلى أن تكون الكتلة المدارية أصغر ما يمكن لتقليل وزن الوقود الدافع.
  • تزداد نسبة الدفع إلى الوزن للصواريخ التي تعتمد على الأكسجين الموجود على متنها بشكل كبير مع استهلاك الوقود، لأن خزان وقود المؤكسد يحتوي على حوالي 1٪ من كتلة المؤكسد الذي يحمله، في حين أن المحركات التي تعمل بالهواء عادة ما يكون لها نسبة دفع/وزن ضعيفة ثابتة نسبيًا أثناء الصعود بالهواء.
  • تتطلب السرعات العالية جدًا في الغلاف الجوي أنظمة حماية حرارية ثقيلة للغاية، مما يجعل الوصول إلى المدار أكثر صعوبة.
  • بينما تكون المحركات التي تعمل بالهواء فعالة للغاية عند السرعات المنخفضة، إلا أن كفاءة ( Isp ) ومستويات الدفع لمحركات الطائرات النفاثة التي تعمل بالهواء تنخفض بشكل كبير عند السرعات العالية (أعلى من 5-10 ماخ اعتمادًا على المحرك) وتبدأ في الاقتراب من كفاءة محركات الصواريخ أو أسوأ منها.
  • تكون نسب الرفع إلى السحب للمركبات عند السرعات فوق الصوتية ضعيفة، ومع ذلك فإن نسب الرفع إلى السحب الفعالة للمركبات الصاروخية عند التسارع العالي ليست مختلفة .

وهكذا، على سبيل المثال مع تصميمات المحركات النفاثة الأسرع من الصوت (مثل X-43 )، لا يبدو أن ميزانيات الكتلة تغلق للإطلاق المداري.

تحدث مشكلات مماثلة مع المركبات أحادية المرحلة التي تحاول حمل محركات نفاثة تقليدية إلى المدار - حيث لا يتم تعويض وزن المحركات النفاثة بشكل كافٍ عن طريق تقليل كمية الوقود الدافعة. [ 39 ]

من ناحية أخرى، يبدو أن التصاميم التي تعتمد على التبريد المسبق للهواء، مثل مركبة سكايلون الفضائية (ومركبة أتريكس )، والتي تتحول إلى دفع صاروخي عند سرعات منخفضة نسبيًا (5.5 ماخ )، توفر، نظريًا على الأقل، نسبة كتلة مدارية محسّنة مقارنةً بالصواريخ التقليدية (حتى الصواريخ متعددة المراحل)، بما يكفي للحفاظ على إمكانية إعادة الاستخدام الكاملة مع نسبة حمولة أفضل. [ 40 ] 

يُعدّ الكسر الكتلي مفهومًا هامًا في هندسة الصواريخ، ولكنه قد لا يرتبط كثيرًا بتكاليف الصاروخ. فتكاليف الوقود ضئيلة جدًا مقارنةً بتكاليف البرنامج الهندسي ككل. ونتيجةً لذلك، قد يتمكن صاروخ رخيص ذو كسر كتلي منخفض من إيصال حمولة أكبر إلى المدار بنفس التكلفة مقارنةً بصاروخ أكثر تعقيدًا وكفاءة.

إطلاق المساعدة

العديد من المركبات تكون في مدارات شبه مدارية ضيقة فقط، لذا فإن أي شيء يعطي زيادة صغيرة نسبياً في دلتا-في يمكن أن يكون مفيداً، وبالتالي فإن المساعدة الخارجية للمركبة مرغوبة.

تشمل المساعدات المقترحة للإطلاق ما يلي:

والموارد الموجودة في المدار مثل:

الدفع النووي

بسبب مشاكل الوزن، كالتدريع، تعجز العديد من أنظمة الدفع النووي عن رفع وزنها، وبالتالي فهي غير مناسبة للإطلاق إلى المدار. مع ذلك، تتميز بعض التصاميم، كمشروع أوريون وبعض التصاميم النووية الحرارية ، بنسبة دفع إلى وزن تتجاوز  1، مما يُمكّنها من الإقلاع. من الواضح أن أحد أهم التحديات في الدفع النووي هو السلامة، سواءً أثناء الإطلاق لحماية الركاب، أو في حال حدوث عطل أثناء الإطلاق. وحتى فبراير 2024، لا يوجد أي برنامج حالي يُحاول استخدام الدفع النووي من سطح الأرض.

الدفع بواسطة شعاع الطاقة

نظراً لقدرتها على توليد طاقة أكبر من الطاقة الكامنة التي يوفرها الوقود الكيميائي، فإن بعض مفاهيم الصواريخ التي تعمل بالليزر أو الموجات الدقيقة لديها القدرة على إطلاق مركبات إلى المدار في مرحلة واحدة. عملياً، هذا المجال غير ممكن بالتكنولوجيا الحالية.

التحديات التصميمية الكامنة في المركبات الفضائية أحادية المرحلة إلى المدار

وصف مهندس تصميم الصواريخ روبرت تروكس قيود مساحة التصميم لمركبات SSTO :

باستخدام تقنيات مماثلة (أي نفس أنواع الوقود والنسبة الهيكلية)، ستتمتع المركبة المدارية ثنائية المراحل دائمًا بنسبة حمولة إلى وزن أفضل من المركبة أحادية المرحلة المصممة لنفس المهمة، وفي معظم الحالات، ستكون النسبة أفضل بكثير. فقط عندما يقترب العامل الهيكلي من الصفر (وزن هيكل المركبة ضئيل جدًا)، تقترب نسبة الحمولة إلى الوزن في الصاروخ أحادي المرحلة من تلك الموجودة في الصاروخ ثنائي المراحل. أي خطأ بسيط في الحساب قد يؤدي إلى عدم وجود حمولة في الصاروخ أحادي المرحلة. وللحصول على أي حمولة، يجب استغلال التكنولوجيا إلى أقصى حد. إن استخلاص آخر قطرة من الدفع النوعي، وتقليل الوزن إلى أدنى حد، يكلف مالًا و/أو يقلل من الموثوقية. [ 42 ]

تعبر معادلة تسيولكوفسكي الصاروخية عن أقصى تغيير في السرعة يمكن أن تحققه أي مرحلة صاروخية منفردة:

Δv=أناsp⋅ز0ln⁡(مR){\displaystyle \Delta v=I_{\text{sp}}\cdot g_{0}\ln(MR)}

أين:

Δv{\displaystyle \Delta v}( دلتا-v ) هو أقصى تغير في سرعة المركبة،
أناsp{\displaystyle I_{\text{sp}}}هي الدفعة النوعية للوقود ،
ز0{\displaystyle g_{0}}هي الجاذبية القياسية ،
مR{\displaystyle MR}نسبة كتلة المركبة ،
ln{\displaystyle \ln }يشير إلى دالة اللوغاريتم الطبيعي .

نسبة كتلة المركبة تُعرَّف بأنها نسبة كتلة المركبة الأولية عند تحميلها بالكامل بالوقود الدافع.(مأنا){\displaystyle \left(m_{i}\right)}إلى كتلة المركبة النهائية(مو){\displaystyle \left(m_{f}\right)}بعد الحرق:

مR=مأنامو=مص+مs+مplمs+مpl{\displaystyle MR={\frac {m_{i}}{m_{f}}}={\frac {m_{p}+m_{s}+m_{\text{pl}}}{m_{s}+m_{\text{pl}}}}}

أين:

مأنا{\displaystyle m_{i}}هي كتلة المركبة الأولية أو وزن الإقلاع الإجمالي(جيLيادبليو){\displaystyle \left(GLOW\right)}،
مو{\displaystyle m_{f}}هي الكتلة النهائية للمركبة بعد الاحتراق،
مs{\displaystyle m_{s}}الكتلة الهيكلية للمركبة،
مص{\displaystyle m_{p}}كتلة الوقود الدافعة،
مpl{\displaystyle m_{\text{pl}}}كتلة الحمولة.

نسبة كتلة الوقود الدافعة (ζ{\displaystyle \zeta }يمكن التعبير عن ) المركبة فقط كدالة لنسبة الكتلة:

ζ=مصمأنا=مأنا-مومأنا=1-مومأنا=1-1مR=مR-1مR\ζ = \frac{m_p}{m_i} = \frac{m_i - m_f}{m_i} = 1 - \frac{m_f}{m_i} = 1 - \frac{1}{MR} = \frac{MR - 1}{MR}

المعامل الهيكلي (λ{\displaystyle \lambda }يُعدّ معامل الهيكل (SSO) معيارًا حاسمًا في تصميم مركبات SSTO. [ 43 ] تُحقق الكفاءة الهيكلية للمركبة أقصى قيمة لها عندما يقترب معامل الهيكل من الصفر. ويُعرّف معامل الهيكل على النحو التالي:

رسم بياني يوضح العلاقة بين شدة التوهج والمعامل الهيكلي لملف مهمة المدار الأرضي المنخفض.
مقارنة حساسية عامل النمو لمركبات المرحلة الواحدة إلى المدار (SSTO) ومركبات المرحلة المزدوجة إلى المدار ذات المرحلة المحدودة (TSTO). استنادًا إلى مهمة مدار أرضي منخفض (LEO) بقيمة دلتا v = 9.1  كم/ث وكتلة حمولة = 4500 كجم لمدى دفع Isp.
λ=مsمص+مs=مsمأنا-مpl=مsمأنا1-مplمأنا{\displaystyle \lambda ={\frac {m_{s}}{m_{p}+m_{s}}}={\frac {m_{s}}{m_{i}-m_{\text{pl}}}}={\frac {\frac {m_{s}}{m_{i}}}{1-{\frac {m_{\text{pl}}}{m_{i}}}}}}

نسبة الكتلة الهيكلية الإجمالية(مsمأنا){\displaystyle \left({\frac {m_{s}}{m_{i}}}\right)}ويمكن التعبير عنها بدلالة المعامل الهيكلي:

مsمأنا=λ(1-مplمأنا){\displaystyle {\frac {m_{s}}{m_{i}}}=\lambda \left(1-{\frac {m_{\text{pl}}}{m_{i}}}\right)}

يمكن إيجاد تعبير إضافي لنسبة الكتلة الهيكلية الإجمالية من خلال ملاحظة أن نسبة كتلة الحمولة(مplمأنا){\displaystyle \left({\frac {m_{\text{pl}}}{m_{i}}}\right)}، مجموع نسبة كتلة الوقود ونسبة الكتلة الهيكلية يساوي واحدًا:

1=مplمأنا+مصمأنا+مsمأنا=مplمأنا+ζ+مsمأنا{\displaystyle 1={\frac {m_{\text{pl}}}{m_{i}}}+{\frac {m_{p}}{m_{i}}}+{\frac {m_{s}}{m_{i}}}={\frac {m_{\text{pl}}}{m_{i}}}+\zeta +{\frac {m_{s}}{m_{i}}}}
مsمأنا=1-ζ-مplمأنا{\displaystyle {\frac {m_{s}}{m_{i}}}=1-\zeta -{\frac {m_{\text{pl}}}{m_{i}}}}

بمساواة تعبيرات نسبة الكتلة الهيكلية وحل المعادلة لإيجاد كتلة المركبة الأولية، نحصل على:

مأنا=جيLيادبليو=مpl1-(ζ1-λ){\displaystyle m_{i}=GLOW={\frac {m_{\text{pl}}}{1-\left({\frac {\zeta }{1-\lambda }}\right)}}}

يوضح هذا التعبير كيف يعتمد حجم مركبة SSTO على كفاءتها الهيكلية. بالنظر إلى ملف تعريف المهمة(Δv،مpl){\displaystyle \left(\Delta v,m_{\text{pl}}\right)}ونوع الوقود الدافع(أناsp){\displaystyle \left(I_{\text{sp}}\right)}يزداد حجم المركبة مع ازدياد معامل الهيكل. [ 44 ] وقد تم توضيح حساسية عامل النمو هذه بشكل بارامتري لكل من مركبات المرحلة الواحدة إلى المدار (SSTO) ومركبات المرحلتين إلى المدار (TSTO) لمهمة قياسية في مدار أرضي منخفض (LEO). [ 45 ] تتقارب المنحنيات عموديًا عند الحد الأقصى لمعامل الهيكل حيث لا يمكن تلبية معايير المهمة.

λالأعلى=1-ζ=1مR{\displaystyle \lambda _{\text{max}}=1-\zeta ={\frac {1}{MR}}}

بالمقارنة مع مركبة TSTO غير مُحسَّنة تستخدم مراحل محدودة ، فإن صاروخ SSTO الذي يُطلق حمولة مماثلة ويستخدم نفس أنواع الوقود سيحتاج دائمًا إلى معامل هيكلي أصغر بكثير لتحقيق نفس قيمة دلتا-في. ونظرًا لأن تكنولوجيا المواد الحالية تضع حدًا أدنى يبلغ حوالي 0.1 لأصغر المعاملات الهيكلية الممكنة، [ 46 ] فإن مركبات SSTO القابلة لإعادة الاستخدام تُعد عادةً خيارًا غير عملي حتى عند استخدام أنواع الوقود ذات الأداء الأعلى المتاحة.

أمثلة

من الأسهل تحقيق الانتقال من مرحلة واحدة إلى مدار حول القمر من جسم ذي جاذبية أقل من جاذبية الأرض، مثل القمر أو المريخ . وقد صعدت مركبة أبولو القمرية من سطح القمر إلى مداره في مرحلة واحدة. [ 47 ]

أجرت شعبة الفضاء التابعة لشركة كرايسلر دراسة تفصيلية حول مركبات المدار أحادي المرحلة إلى المدار (SSTO) في الفترة 1970-1971 بموجب عقد ناسا رقم NAS8-26341. وكان اقتراحهم ( مكوك الفضاء SERV ) عبارة عن مركبة ضخمة تحمل حمولة تزيد عن 50,000 كيلوغرام (110,000 رطل) ، وتستخدم محركات نفاثة للهبوط العمودي. [ 48 ] وبينما بدت المشاكل التقنية قابلة للحل، اشترطت القوات الجوية الأمريكية تصميمًا مجنحًا، مما أدى إلى ظهور مكوك الفضاء بشكله الحالي. 

كانت المركبة التجريبية غير المأهولة DC-X ، التي طورتها شركة ماكدونيل دوغلاس في الأصل لصالح مكتب برنامج مبادرة الدفاع الاستراتيجي (SDI)، محاولةً لبناء مركبة تُمهد الطريق لمركبة فضائية أحادية المرحلة إلى المدار (SSTO). وقد شُغّلت هذه المركبة التجريبية، التي تُعادل ثلث حجم المركبة الأصلية، وصيانتها بواسطة فريق صغير مكون من ثلاثة أفراد يعملون من داخل مقطورة، وأُعيد إطلاقها مرةً واحدة  بعد أقل من 24 ساعة من هبوطها. ورغم أن برنامج الاختبار لم يخلُ من بعض الحوادث (بما في ذلك انفجار طفيف)، فقد أثبتت DC-X سلامة جوانب الصيانة في هذا المفهوم. إلا أن المشروع أُلغي عندما هبطت المركبة بثلاثة من أرجلها الأربعة مفتوحة، ثم انقلبت وانفجرت في الرحلة الرابعة بعد نقل إدارتها من منظمة مبادرة الدفاع الاستراتيجي إلى وكالة ناسا.

صُممت مركبة الإطلاق أكواريوس لنقل المواد بكميات كبيرة إلى المدار بأقل تكلفة ممكنة.

التطورات الحالية

تشمل مشاريع SSTO الحالية والسابقة مشروع Kankoh-maru الياباني، و ARCA Haas 2C ، و Radian One ، والمركبة الفضائية الهندية Avatar .

سكايلون

دخلت الحكومة البريطانية في شراكة مع وكالة الفضاء الأوروبية (ESA) عام 2010 للترويج لمفهوم مركبة فضائية أحادية المرحلة للوصول إلى المدار تُسمى سكايلون . [ 49 ] وقد طوّرت هذا التصميم شركة رياكشن إنجنز المحدودة (REL) ، [ 50 ] [ 51 ] وهي شركة أسسها آلان بوند بعد إلغاء مشروع هوتول . [ 52 ] وقد لاقت مركبة سكايلون الفضائية استحسانًا من الحكومة البريطانية والجمعية البريطانية للملاحة بين الكواكب . [ 53 ] وبعد نجاح اختبار نظام الدفع الذي راجعته شعبة الدفع في وكالة الفضاء الأوروبية في منتصف عام 2012، أعلنت شركة REL أنها ستبدأ مشروعًا مدته ثلاث سنوات ونصف لتطوير وبناء منصة اختبار لمحرك سابر لإثبات أداء المحرك في وضعيتي التشغيل بالهواء والصاروخ. [ 54 ] وفي نوفمبر 2012، أُعلن عن إتمام اختبار رئيسي لمبرد المحرك المسبق بنجاح، وأن وكالة الفضاء الأوروبية قد تحققت من تصميم المبرد المسبق. يُسمح الآن بتطوير المشروع والانتقال إلى مرحلته التالية، والتي تتضمن بناء واختبار نموذج أولي كامل الحجم للمحرك. [ 54 ] [ 55 ]

مقاربات بديلة لرحلات فضائية غير مكلفة

أظهرت العديد من الدراسات أنه بغض النظر عن التقنية المختارة، فإن أكثر أساليب خفض التكاليف فعالية هو وفورات الحجم . فمجرد إطلاق عدد كبير من السيارات يقلل من تكاليف تصنيع كل سيارة، على غرار كيف أدى الإنتاج الضخم للسيارات إلى زيادات كبيرة في القدرة على تحمل التكاليف.

انطلاقًا من هذا المفهوم، يعتقد بعض محللي الفضاء أن السبيل الأمثل لخفض تكاليف الإطلاق هو عكس مفهوم المركبات الفضائية أحادية المرحلة إلى المدار (SSTO) تمامًا. فبينما تُسهم هذه المركبات القابلة لإعادة الاستخدام في خفض تكاليف الإطلاق من خلال تصنيع مركبة عالية التقنية قابلة لإعادة الاستخدام تُطلق بشكل متكرر مع صيانة منخفضة، ينظر نهج "الإنتاج الضخم" إلى التطورات التقنية باعتبارها مصدرًا لمشكلة التكلفة في المقام الأول. فبمجرد بناء وإطلاق كميات كبيرة من الصواريخ، وبالتالي إطلاق حمولات كبيرة، يمكن خفض التكاليف. وقد جُرِّب هذا النهج في أواخر سبعينيات وأوائل ثمانينيات القرن الماضي في ألمانيا الغربية باستخدام صاروخ OTRAG الذي انطلق من جمهورية الكونغو الديمقراطية . [ 56 ]

وهذا يشبه إلى حد ما النهج الذي اتبعته بعض الأنظمة السابقة، باستخدام أنظمة محركات بسيطة مع وقود "منخفض التقنية"، كما تفعل برامج الفضاء الروسية والصينية حتى الآن.

يتمثل البديل للتوسع في جعل المراحل المهملة قابلة لإعادة الاستخدام عمليًا : كان هذا هو الهدف التصميمي الأصلي لدراسات المرحلة ب من مكوك الفضاء ، ويتم السعي لتحقيقه حاليًا من قبل برنامج تطوير نظام الإطلاق القابل لإعادة الاستخدام لشركة SpaceX مع صواريخ Falcon 9 و Falcon Heavy و Starship ، وشركة Blue Origin باستخدام صاروخ New Glenn .

انظر أيضاً

للمزيد من القراءة

  • أندرو ج. بوتريكا: من مرحلة واحدة إلى المدار - السياسة، وتكنولوجيا الفضاء، والسعي نحو صواريخ قابلة لإعادة الاستخدام. مطبعة جامعة جونز هوبكنز، بالتيمور 2004، رقم ISBN 9780801873386.

مراجع

  1. 1 2 3 ريتشارد فارفيل وآلان بوند (2003). "مقارنة بين مفاهيم الدفع لمركبات الإطلاق أحادية المرحلة إلى المدار القابلة لإعادة الاستخدام" (ملف PDF) . JBIS . مؤرشف من الأصل (ملف PDF) بتاريخ 15 يونيو 2011. تم الاطلاع عليه بتاريخ 5 مارس 2011 .
  2. ↑ ديك، ستيفن ولانيوس، ر.، "قضايا حاسمة في تاريخ رحلات الفضاء"، منشور ناسا SP-2006-4702، 2006.
  3. ↑ كويل، ديتريش إي. (1 يوليو 1993). "تحليل تكلفة مركبات الإطلاق الباليستية أحادية المرحلة (SSTO) القابلة لإعادة الاستخدام" . مجلة أكتا أسترونوتيكا . 30 : 415-421 . رمز Bibcode : 1993AcAau..30..415K . doi : 10.1016/0094-5765(93)90132-G . ISSN 0094-5765 . مؤرشف من الأصل في 1 أكتوبر 2021. تم الاطلاع عليه في 24 سبتمبر 2021 . 
  4. ↑ توسو، فيديريكو. "تحليل الحمولة المنشورة لمركبة فضائية أحادية المرحلة إلى المدار" (ملف PDF) . مركز تقنيات النقل الجوي والفضائي المستقبلية : 1.
  5. ↑ جونز، هاري و. (8 يوليو 2018). "الانخفاض الكبير الأخير في تكلفة إطلاق المركبات الفضائية" . المؤتمر الدولي للأنظمة البيئية . مؤرشف من الأصل في 24 يناير 2025. تم الاطلاع عليه في 2 مارس 2025 .
  6. ↑ غومرسال، إدوارد (20 يوليو 1970). مفهوم مكوك فضائي أحادي المرحلة إلى المدار . قسم تحليل مهمات أميس، مكتب البحوث والتكنولوجيا المتقدمة: ناسا. ص 54. N93-71495. 
  7. ↑ فيليب بونو وكينيث ويليام غاتلاند، حدود الفضاء ، رقم ISBN 0-7137-3504-X
  8. ↑ ويد، مارك. "OOST" . موسوعة رواد الفضاء. مؤرشف من الأصل في 10 أكتوبر 2011. تم الاطلاع عليه في 18 أكتوبر 2015 .
  9. ↑ مراجعة مشاريع الفضاء الجوي (تقرير). المجلد 3. مؤرشف من الأصل في 1 أكتوبر 2021. تم الاطلاع عليه في 18 أكتوبر 2015 . 
  10. ↑ "SP-4221 قرار مكوك الفضاء" . تاريخ ناسا. مؤرشف من الأصل في 1 أكتوبر 2021. تم الاطلاع عليه في 18 أكتوبر 2015 .
  11. ↑ "موسوعة رواد الفضاء - الهبوط والإقلاع العمودي المعزز بالهواء في أمريكا الشمالية" . مؤرشف من الأصل في 4 مارس 2016. تم الاطلاع عليه في 18 أكتوبر 2015 .
  12. ↑ "مكوك سالكيلد" . astronautix.com . مؤرشف من الأصل بتاريخ 28 ديسمبر 2016. تم الاطلاع عليه بتاريخ 13 يونيو 2015 .
  13. ↑ "روبرت سالكيلد" . pmview.com . مؤرشف من الأصل في 11 يونيو 2019. تم الاطلاع عليه في 13 يونيو 2015 .
  14. ↑ "مزيد من القراءة حول مهمة STS-1" . nasa.gov . مؤرشف من الأصل في 1 أكتوبر 2021. تم الاطلاع عليه في 13 يونيو 2015 .
  15. ↑ بونو، فيليب (يونيو 1963). "رومبوس - مفهوم أنظمة متكاملة لوحدة مدارية/معززة قابلة لإعادة الاستخدام ومكوك خدمات" . AIAA (AIAA-1963-271). مؤرشف من الأصل في 16 ديسمبر 2008.
  16. ↑ "رومبوس" . www.astronautix.com . مؤرشف من الأصل في 11 يونيو 2008.
  17. ↑ بونو، فيليب (يونيو 1963). ""إيثاكوس" - مفهوم جديد للنقل الباليستي العابر للقارات . AIAA (AIAA-1964-280). مؤرشف من الأصل في 16 ديسمبر 2008.
  18. ↑ "إيثاكوس" . www.astronautix.com . مؤرشف من الأصل بتاريخ 28 مايو 2002.
  19. ↑ "بيغاسوس VTOVL" . www.astronautix.com . مؤرشف من الأصل في 3 مارس 2016.
  20. ↑ "SASSTO" . www.astronautix.com . مؤرشف من الأصل في 6 أكتوبر 2008.
  21. ↑ "هايبريون إس إس تي أو" . www.astronautix.com . مؤرشف من الأصل بتاريخ 13 مايو 2011.
  22. 1 2 "ستار-راكر" . www.astronautix.com . مؤرشف من الأصل في 7 أغسطس 2020. تم الاطلاع عليه في 15 أغسطس 2020 .
  23. ↑ "الطائرة الفضائية التي أرادت ناسا استخدامها لبناء محطات طاقة شمسية في المدار" . Vice.com . مؤرشف من الأصل في 7 أغسطس 2020. تم الاطلاع عليه في 15 أغسطس 2020 .
  24. ↑ "ستار راكر: نظام نقل مداري أحادي المرحلة يعمل بمحرك تنفس هوائي/صاروخي، ذو جناح طائر ثلاثي الدلتا، يعمل بنظام الدفع الأفقي" (ملف PDF) . مؤرشف (PDF) من النسخة الأصلية بتاريخ 29 فبراير 2020. تم الاطلاع عليه بتاريخ 15 أغسطس 2020 .
  25. ↑ "X-30" . 29 أغسطس 2002. مؤرشف من الأصل في 29 أغسطس 2002.
  26. ↑ موكسون، جوليان (1 مارس 1986)، "هوتول: إلى أين بعد ذلك؟" ، فلايت إنترناشونال ، المجلد 129، العدد 4000، بيزنس برس إنترناشونال، الصفحات 38-40 ، الرقم الدولي الموحد للدوريات 0015-3710 ، مؤرشف من الأصل في 22 أكتوبر 2012 - عبر أرشيف فلايت جلوبال    
  27. ↑ "Wired 4.05: رائع بجنون؟ أم مجرد جنون محض؟" . wired.com . مايو 1996. تم الاطلاع عليه في 13 يونيو 2015 .
  28. ↑ "مدفع لإطلاق الإمدادات إلى الفضاء" . مجلة العلوم الشعبية . 15 يناير 2010. مؤرشف من الأصل في 15 مايو 2021. تم الاطلاع عليه في 15 مايو 2021 .
  29. ↑ "عائلة التيتان" . مؤرشف من الأصل في 1 أكتوبر 2021. تم الاطلاع عليه في 14 سبتمبر 2009 .
  30. ↑ ميتشل بيرنسايد-كلاب (فبراير 1997). "تصميم صاروخ أحادي المرحلة يعمل بالوقود السائل/الكيروسين" . مؤرشف من الأصل في 1 أكتوبر 2021. تم الاطلاع عليه في 14 سبتمبر 2009 .
  31. ↑ "محرك RS-25" . شركة إيروجيت روكيتداين . مؤرشف من الأصل في 3 يوليو 2014.
  32. ↑ ويد، مارك. "RD-170" . موسوعة رواد الفضاء. مؤرشف من الأصل في 15 أبريل 2002. تم الاطلاع عليه في 8 أكتوبر 2015 .
  33. ↑ د. بروس دان (1996). "وقود بديل لقاذفات المركبات الفضائية أحادية المرحلة إلى المدار" . مؤرشف من الأصل في 26 فبراير 2014. تم الاطلاع عليه في 15 نوفمبر 2007 .
  34. ↑ "VTOVL" . astronautix.com . مؤرشف من الأصل في 2 يوليو 2015. تم الاطلاع عليه في 13 يونيو 2015 .
  35. ↑ "تصميم الفوهة" . www.grc.nasa.gov . تم الاطلاع عليه بتاريخ 8 ديسمبر 2021 .
  36. ↑ مونرو، كونر (30 مارس 2016). "لوكهيد مارتن إكس-33" . ناسا . تم الاطلاع عليه بتاريخ 8 ديسمبر 2021 .
  37. ↑ "SABRE :: محركات التفاعل" . www.reactionengines.co.uk . مؤرشف من الأصل بتاريخ 13 نوفمبر 2021. تم الاطلاع عليه بتاريخ 8 ديسمبر 2021 . 
  38. ↑ مارك ويد (2007). "إكس-30" . مؤرشف من الأصل في 29 أغسطس 2002. تم الاطلاع عليه في 15 نوفمبر 2007 .
  39. ↑ ريتشارد فارفيل وآلان بوند (2003). "مقارنة بين مفاهيم الدفع لمركبات الإطلاق أحادية المرحلة إلى المدار القابلة لإعادة الاستخدام" (ملف PDF) . مجلة الجمعية البريطانية للملاحة بين الكواكب . الصفحات 108-117 . مؤرشف من الأصل (ملف PDF) بتاريخ 28 يونيو 2012. تم الاطلاع عليه بتاريخ 15 نوفمبر 2007 . 
  40. ↑ سيمينو، ب.؛ دريك، ج.؛ جونز، ج.؛ ستراير، د.؛ فينيتوكليس، ب.: "مركبة عابرة للغلاف الجوي تعمل بمحركات توربينية صاروخية هوائية". مؤرشف في 1 أكتوبر 2021 على موقع Wayback Machine ، AIAA، المؤتمر المشترك للدفع، الحادي والعشرون، مونتيري، كاليفورنيا، 8-11 يوليو 1985. 10 صفحات. تم دعم البحث من قبل معهد رينسيلار للفنون التطبيقية. ، 07/1985
  41. ↑ "مركبة فضائية من طراز RBCC SSTO تُطلق من مدار استوائي مرتفع الارتفاع بواسطة منجنيق، لتوفير وصول اقتصادي مأهول إلى المدار الأرضي المنخفض" . مؤرشفة من الأصل في 1 أكتوبر 2021. تم الاطلاع عليها في 25 نوفمبر 2018 .
  42. ↑ لندن الثالث، المقدم جون ر.، "LEO على حساب التكلفة المنخفضة"، تقرير بحثي رقم AU-ARI-93-8، جامعة القوات الجوية (AFMC)، أكتوبر 1994.
  43. ↑ هيل، فرانسيس، مقدمة في رحلات الفضاء ، برنتيس هول، 1994.
  44. ↑ موسمان، جيسون، "دراسة المواد الدافعة المتقدمة لتمكين مركبات الإطلاق أحادية المرحلة إلى المدار"، رسالة ماجستير، جامعة ولاية كاليفورنيا، فريسنو، 2006.
  45. ↑ ليفينغتون، جيه دبليو، "تحليل مقارن لأنظمة إطلاق الصواريخ وأنظمة إطلاق المركبات التي تعمل بالهواء"، مؤتمر ومعرض الفضاء 2004، سان دييغو، كاليفورنيا، 2004.
  46. ↑ كورتيس، هوارد، ميكانيكا المدارات لطلاب الهندسة ، الطبعة الثالثة، أكسفورد: إلسيفير، 2010. مطبوع.
  47. ↑ "وحدة الهبوط القمرية لأبولو 11 / برنامج استكشاف الفضاء الأوروبي (EASEP)" . nssdc.gsfc.nasa.gov . تم الاطلاع عليه بتاريخ 8 ديسمبر 2021 .
  48. ↑ مارك ويد (2007). "خدمة النقل المكوكية" . مؤرشف من الأصل في 7 أبريل 2004. تم الاطلاع عليه في 1 أبريل 2010 .
  49. ↑ "مراجعة وكالة الفضاء البريطانية لمنصة سكايلون ومنصة سابر في معرض بارابوليك آرك" . parabolicarc.com . 22 سبتمبر 2010. مؤرشف من الأصل في 14 يونيو 2015. تم الاطلاع عليه في 13 يونيو 2015 .
  50. ↑ "شركة رياكشن إنجنز المحدودة - الأسئلة الشائعة" . reactionengines.co.uk . مؤرشف من الأصل في 2 يونيو 2015. تم الاطلاع عليه في 13 يونيو 2015 .
  51. ↑ "وكالة الفضاء البريطانية - مراجعة متطلبات نظام سكايلون" . مؤرشف من الأصل بتاريخ 26 سبتمبر 2010. تم الاطلاع عليه بتاريخ 1 مارس 2011 .
  52. ↑ "شركة محركات التفاعل المحدودة" . reactionengines.co.uk . مؤرشف من الأصل بتاريخ 8 نوفمبر 2011. تم الاطلاع عليه بتاريخ 13 يونيو 2015 .
  53. ↑ روبرت باركنسون (22 فبراير 2011). "مركبة فضائية أحادية المرحلة إلى المدار قادمة إلى بريطانيا العظمى" . ذا غلوبال هيرالد . مؤرشف من الأصل في 23 فبراير 2011. تم الاطلاع عليه في 28 فبراير 2011 .
  54. ١ ٢ "مفهوم محرك المركبة الفضائية سكايلون يحقق إنجازًا هامًا" . بي بي سي. ٢٨ نوفمبر ٢٠١٢. مؤرشف من الأصل في ١ أكتوبر ٢٠٢١. تم الاطلاع عليه بتاريخ ٢٨ نوفمبر ٢٠١٢ .
  55. ↑ تومسون، إيان. "وكالة الفضاء الأوروبية تُجيز محركات سابر المدارية". مؤرشف في 1 أكتوبر 2021 في أرشيف الإنترنت . ذا ريجستر . 29 نوفمبر 2012.
  56. ↑ "Otrag" . www.astronautix.com . مؤرشف من الأصل في 1 أكتوبر 2021. تم الاطلاع عليه في 20 نوفمبر 2019 .