Foguete multiestágio - Multistage rocket

Lançamento de um foguete de sondagem de múltiplos estágios Black Brant 12
O segundo estágio de um foguete Minuteman III

Um foguete de vários estágios , ou foguete escalonado, é um veículo de lançamento que usa dois ou mais estágios de foguete , cada um contendo seus próprios motores e propulsor . Um estágio tandem ou serial é montado no topo de outro estágio; um estágio paralelo é anexado ao lado de outro estágio. O resultado são efetivamente dois ou mais foguetes empilhados ou presos um ao lado do outro. Foguetes de dois estágios são bastante comuns, mas foguetes com até cinco estágios separados foram lançados com sucesso.

Ao alijar estágios quando eles ficam sem propelente, a massa do foguete restante é diminuída. Cada estágio sucessivo também pode ser otimizado para suas condições operacionais específicas, como diminuição da pressão atmosférica em altitudes mais elevadas. Este estágio permite o impulso dos estágios restantes para acelerar mais facilmente o foguete até sua velocidade e altura finais.

Em esquemas de estadiamento em série ou tandem, o primeiro estágio está na parte inferior e geralmente é o maior, o segundo estágio e os estágios superiores subsequentes estão acima dele, geralmente diminuindo de tamanho. Em esquemas de preparação paralela , propulsores de foguetes sólidos ou líquidos são usados ​​para auxiliar no lançamento. Às vezes, eles são chamados de "estágio 0". No caso típico, os motores de primeiro estágio e de reforço disparam para impulsionar todo o foguete para cima. Quando os reforços de ficar sem combustível, eles são separados do resto do foguete (geralmente com algum tipo de pequeno explosivo acusação ou parafusos explosivos ) e cair fora. O primeiro estágio é concluído e cai. Isso deixa um foguete menor, com o segundo estágio na parte inferior, que então dispara. Conhecido nos círculos de foguetes como escalonamento , esse processo é repetido até que a velocidade final desejada seja alcançada. Em alguns casos, com a encenação em série, o estágio superior inflama antes da separação - o anel interestadual é projetado com isso em mente e o empuxo é usado para ajudar a separar positivamente os dois veículos.

Um foguete de vários estágios é necessário para atingir a velocidade orbital . Projetos de estágio único para órbita são procurados, mas ainda não foram demonstrados.

atuação

Desenhos em corte mostrando três foguetes de vários estágios
Separação do primeiro estágio da Apollo 11 Saturn V
O segundo estágio sendo baixado para o primeiro estágio de um foguete Saturn V
Um diagrama do segundo estágio e como ele se encaixa no foguete completo

A razão pela qual foguetes de vários estágios são necessários é a limitação que as leis da física colocam na velocidade máxima alcançável por um foguete de determinada proporção de massa combustível / massa seca. Essa relação é dada pela equação do foguete clássico :

Onde:

é delta-v do veículo (mudança de velocidade mais perdas devido à gravidade e arrasto atmosférico);
é a massa total inicial (úmida), igual à massa final (seca) mais o propelente ;
é a massa final (seca), depois que o propelente é gasto;
é a velocidade de escape efetiva (determinada pelo propelente, projeto do motor e condição do acelerador);
é a função logaritmo natural .

O delta v necessário para atingir a órbita baixa da Terra (ou a velocidade necessária de uma carga útil suborbital suficientemente pesada) requer uma proporção de massa úmida para seca maior do que pode ser realisticamente alcançada em um único estágio de foguete. O foguete de vários estágios supera esse limite dividindo o delta-v em frações. À medida que cada estágio inferior cai e o estágio seguinte dispara, o resto do foguete ainda está viajando perto da velocidade de burnout. A massa seca de cada estágio inferior inclui o propelente nos estágios superiores, e cada estágio superior subsequente reduziu sua massa seca descartando a massa seca inútil dos estágios inferiores gastos.

Outra vantagem é que cada estágio pode usar um tipo diferente de motor de foguete, cada um ajustado para suas condições de operação particulares. Assim, os motores de estágio inferior são projetados para uso em pressão atmosférica, enquanto os estágios superiores podem usar motores adequados para condições próximas do vácuo. Os estágios inferiores tendem a exigir mais estrutura do que os superiores, pois precisam suportar seu próprio peso mais o dos estágios acima deles. A otimização da estrutura de cada estágio diminui o peso do veículo total e oferece mais vantagens.

A vantagem do estágio vem ao custo dos estágios inferiores de levantamento de motores que ainda não estão sendo usados, além de tornar todo o foguete mais complexo e difícil de construir do que um único estágio. Além disso, cada evento de teste é um ponto possível de falha de lançamento, devido a falha de separação, falha de ignição ou colisão de estágio. No entanto, a economia é tão grande que todos os foguetes já usados ​​para colocar uma carga útil em órbita tiveram algum tipo de preparação.

Uma das medidas mais comuns de eficiência do foguete é seu impulso específico, que é definido como o empuxo por taxa de fluxo (por segundo) de consumo de propelente:

=

Ao reorganizar a equação de modo que o empuxo seja calculado como resultado dos outros fatores, temos:

Essas equações mostram que um impulso específico mais alto significa um motor de foguete mais eficiente, capaz de queimar por longos períodos de tempo. Em termos de teste, os estágios iniciais do foguete geralmente têm uma classificação de impulso específico mais baixa, trocando eficiência por empuxo superior a fim de empurrar rapidamente o foguete para altitudes mais elevadas. Os estágios posteriores do foguete geralmente têm uma classificação de impulso específico mais alta porque o veículo está mais além da atmosfera e o gás de exaustão não precisa se expandir contra tanta pressão atmosférica.

Ao selecionar o motor de foguete ideal para usar como estágio inicial para um veículo de lançamento, uma métrica de desempenho útil a ser examinada é a razão empuxo-peso, e é calculada pela equação:

A relação empuxo / peso comum de um veículo lançador está na faixa de 1,3 a 2,0. Outra métrica de desempenho para se ter em mente ao projetar cada estágio do foguete em uma missão é o tempo de queima, que é a quantidade de tempo que o motor do foguete vai durar antes de esgotar todo o seu propelente. Para a maioria dos estágios não finais, o empuxo e o impulso específico podem ser assumidos constantes, o que permite que a equação para o tempo de queima seja escrita como:

Onde e estão as massas inicial e final do estágio do foguete, respectivamente. Em conjunto com o tempo de queima, a altura e a velocidade de queima são obtidas usando os mesmos valores e são encontradas por estas duas equações:

Ao lidar com o problema de cálculo da velocidade total de queima ou tempo para todo o sistema de foguete, o procedimento geral para fazer isso é o seguinte:

  1. Divida os cálculos do problema em quantos estágios o sistema de foguete compreende.
  2. Calcule a massa inicial e final para cada estágio individual.
  3. Calcule a velocidade de burnout e some-a com a velocidade inicial de cada estágio individual. Assumindo que cada estágio ocorre imediatamente após o anterior, a velocidade de burnout se torna a velocidade inicial para o estágio seguinte.
  4. Repita as duas etapas anteriores até que o tempo e / ou velocidade de burnout tenham sido calculados para o estágio final.

É importante observar que o tempo de burnout não define o fim do movimento do estágio do foguete, pois o veículo ainda terá uma velocidade que o permitirá deslizar para cima por um breve período de tempo até que a aceleração da gravidade do planeta mude gradualmente para uma direção descendente. A velocidade e altitude do foguete após a queima podem ser facilmente modeladas usando as equações físicas básicas de movimento.

Ao comparar um foguete com outro, é impraticável comparar diretamente certas características do foguete com as mesmas características de outro porque seus atributos individuais muitas vezes não são independentes um do outro. Por esse motivo, as proporções adimensionais foram projetadas para permitir uma comparação mais significativa entre os foguetes. A primeira é a relação entre a massa inicial e a final, que é a relação entre a massa inicial total do estágio do foguete e a massa final do estágio do foguete, uma vez que todo o combustível foi consumido. A equação para esta proporção é:

Onde está a massa vazia do palco, é a massa do propelente e é a massa da carga útil. A segunda quantidade de desempenho adimensional é a razão estrutural, que é a razão entre a massa vazia do estágio e a massa vazia combinada e a massa do propulsor, conforme mostrado nesta equação:

A última grande quantidade de desempenho adimensional é a relação de carga útil, que é a relação entre a massa de carga útil e a massa combinada do estágio de foguete vazio e do propelente:

Depois de comparar as três equações para as quantidades adimensionais, é fácil ver que elas não são independentes umas das outras e, de fato, a razão de massa inicial para final pode ser reescrita em termos de razão estrutural e razão de carga útil:

Essas taxas de desempenho também podem ser usadas como referências de quão eficiente um sistema de foguete será ao realizar otimizações e comparar configurações variáveis ​​para uma missão.

Seleção e dimensionamento de componentes

A família de foguetes de vários estágios Saturno transportando a espaçonave Apollo

Para o dimensionamento inicial, as equações do foguete podem ser usadas para derivar a quantidade de propelente necessária para o foguete com base no impulso específico do motor e no impulso total necessário em N * s. A equação é:

onde g é a constante de gravidade da Terra. Isso também permite que o volume de armazenamento necessário para o combustível seja calculado se a densidade do combustível for conhecida, o que quase sempre é o caso ao projetar o estágio do foguete. O volume é obtido ao dividir a massa do propelente por sua densidade. Além do combustível necessário, a massa da própria estrutura do foguete também deve ser determinada, o que exige que se leve em consideração a massa dos propulsores, eletrônicos, instrumentos, equipamentos de energia necessários, etc. Estas são quantidades conhecidas para o hardware típico de prateleira que deve ser considerado nos estágios intermediários e finais do projeto, mas para o projeto preliminar e conceitual, uma abordagem mais simples pode ser adotada. Supondo que um motor para um estágio de foguete forneça todo o impulso total para aquele segmento específico, uma fração de massa pode ser usada para determinar a massa do sistema. A massa do hardware de transferência de estágio, como iniciadores e dispositivos de segurança e ativação, é muito pequena em comparação e pode ser considerada insignificante.

Para os motores de foguete sólidos modernos, é uma suposição segura e razoável dizer que 91 a 94 por cento da massa total é combustível. Também é importante observar que há uma pequena porcentagem de propelente "residual" que ficará preso e inutilizável dentro do tanque, e também deve ser levado em consideração ao determinar a quantidade de combustível para o foguete. Uma estimativa inicial comum para esse propelente residual é de cinco por cento. Com esta razão e a massa do propelente calculada, a massa do peso do foguete vazio pode ser determinada. O dimensionamento de foguetes usando um bipropelente líquido requer uma abordagem um pouco mais envolvente porque há dois tanques separados necessários: um para o combustível e outro para o oxidante. A proporção dessas duas quantidades é conhecida como proporção da mistura e é definida pela equação:

Onde está a massa do oxidante e é a massa do combustível. Essa proporção de mistura não governa apenas o tamanho de cada tanque, mas também o impulso específico do foguete. Determinar a proporção de mistura ideal é um equilíbrio de compromissos entre vários aspectos do foguete que está sendo projetado e pode variar dependendo do tipo de combinação de combustível e oxidante que está sendo usada. Por exemplo, uma proporção de mistura de um bipropelente pode ser ajustada de modo que não tenha o impulso específico ideal, mas resultará em tanques de combustível de tamanho igual. Isso resultaria em fabricação, embalagem, configuração e integração mais simples e mais baratas dos sistemas de combustível com o resto do foguete e pode se tornar um benefício que poderia compensar as desvantagens de uma classificação de impulso específico menos eficiente. Mas suponha que a restrição definidora do sistema de lançamento seja o volume e um combustível de baixa densidade seja necessário, como o hidrogênio. Este exemplo seria resolvido usando uma proporção de mistura rica em oxidante, reduzindo a eficiência e a taxa de impulso específica, mas atenderá a um requisito de volume de tanque menor.

Estadiamento ideal e estadiamento restrito

Ótimo

O objetivo final do teste ideal é maximizar a taxa de carga útil (consulte as taxas sob desempenho), o que significa que a maior quantidade de carga útil é transportada até a velocidade de queima necessária usando a menor quantidade de massa não útil, que compreende todo o resto. Aqui estão algumas regras e diretrizes rápidas a serem seguidas para alcançar o teste ideal:

  1. Os estágios iniciais devem ter níveis mais baixos e os estágios posteriores / finais devem ter níveis mais altos .
  2. Os estágios com o mais baixo devem contribuir com mais ΔV.
  3. O próximo estágio é sempre um tamanho menor do que o anterior.
  4. Estágios semelhantes devem fornecer ΔV semelhantes.

A taxa de carga útil pode ser calculada para cada estágio individual e, quando multiplicada em sequência, produzirá a taxa de carga útil geral de todo o sistema. É importante observar que, ao calcular a taxa de carga útil para estágios individuais, a carga útil inclui a massa de todos os estágios após o atual. A relação de carga útil geral é:

Onde n é o número de estágios do sistema de foguetes. Estágios semelhantes que produzem a mesma proporção de carga útil simplificam esta equação, no entanto, raramente é a solução ideal para maximizar a proporção de carga útil, e os requisitos de ΔV podem ter que ser particionados de forma desigual, conforme sugerido nas dicas de orientação 1 e 2 acima. Dois métodos comuns para determinar essa partição ΔV perfeita entre os estágios são um algoritmo técnico que gera uma solução analítica que pode ser implementada por um programa ou uma simples tentativa e erro. Para a abordagem de tentativa e erro, é melhor começar com o estágio final, calculando a massa inicial que se torna a carga útil do estágio anterior. A partir daí é fácil progredir até o estágio inicial da mesma maneira, dimensionando todos os estágios do sistema de foguetes.

Restrito

O estágio de foguete restrito é baseado na suposição simplificada de que cada um dos estágios do sistema de foguete tem o mesmo impulso específico, razão estrutural e razão de carga útil, sendo a única diferença que a massa total de cada estágio crescente é menor do que a do estágio anterior . Embora essa suposição possa não ser a abordagem ideal para produzir um sistema eficiente ou ótimo, ela simplifica muito as equações para determinar as velocidades de queima, tempos de queima, altitudes de queima e massa de cada estágio. Isso possibilitaria uma abordagem melhor para um projeto conceitual em uma situação em que um entendimento básico do comportamento do sistema é preferencial a um projeto detalhado e preciso. Um conceito importante a ser entendido ao passar por um estágio restrito de foguetes é como a velocidade de queima é afetada pelo número de estágios que dividem o sistema de foguetes. Aumentar o número de estágios de um foguete enquanto mantém o impulso específico, as taxas de carga útil e as razões estruturais constantes sempre resultará em uma velocidade de queima mais alta do que os mesmos sistemas que usam menos estágios. No entanto, a lei dos retornos decrescentes é evidente em que cada incremento no número de estágios dá menos melhoria na velocidade de burnout do que o incremento anterior. A velocidade de burnout converge gradualmente para um valor assintótico conforme o número de estágios aumenta para um número muito alto. Além de diminuir os retornos na melhoria da velocidade de burnout, a principal razão pela qual os foguetes do mundo real raramente usam mais do que três estágios é o aumento de peso e complexidade no sistema para cada estágio adicionado, resultando em um custo maior de implantação.

Projeto Tandem vs Paralelo

Um sistema de foguete que implementa a encenação tandem significa que cada estágio individual é executado em ordem, um após o outro. O foguete se liberta do estágio anterior e começa a passar pelo próximo estágio em sucessão direta. Por outro lado, um foguete que implementa o teste paralelo tem dois ou mais estágios diferentes que estão ativos ao mesmo tempo. Por exemplo, o ônibus espacial tem dois impulsionadores de foguetes sólidos que queimam simultaneamente. Após o lançamento, os boosters acendem e, no final do estágio, os dois boosters são descartados enquanto o tanque de combustível externo é mantido para outro estágio. A maioria das abordagens quantitativas para o design do desempenho do sistema de foguete concentra-se na preparação em tandem, mas a abordagem pode ser facilmente modificada para incluir a preparação paralela. Para começar, as diferentes etapas do foguete devem ser claramente definidas. Continuando com o exemplo anterior, o final do primeiro estágio, às vezes referido como 'estágio 0', pode ser definido como quando os reforços laterais se separam do foguete principal. A partir daí, a massa final do estágio um pode ser considerada a soma da massa vazia do estágio um, a massa do estágio dois (o foguete principal e o combustível não queimado restante) e a massa da carga útil.

Estágios superiores

Os estágios superiores de alta altitude e limitados ao espaço são projetados para operar com pouca ou nenhuma pressão atmosférica. Isso permite o uso de câmaras de combustão de baixa pressão e bicos de motor com taxas de expansão de vácuo ideais . Alguns estágios superiores, especialmente aqueles que usam propelentes hipergólicos como o segundo estágio Delta-K ou Ariane 5 ES , são alimentados por pressão , o que elimina a necessidade de bombas turbo complexas . Outras etapas superiores, tais como o Centaur ou DCSS , utilização de hidrogénio líquido de ciclo de expansão motores, ou gerador de gás motores de ciclo como o Ariane 5 do TCE HM7B ou o S-IVB 's J-2 . Esses estágios geralmente têm a tarefa de completar a injeção orbital e acelerar cargas úteis em órbitas de maior energia, como GTO ou para escapar da velocidade . Estágios superiores, como Fregat , usados ​​principalmente para trazer cargas da órbita baixa da Terra para o GTO ou além, às vezes são chamados de rebocadores espaciais .

conjunto

Cada estágio individual é geralmente montado em seu local de fabricação e enviado ao local de lançamento; o termo conjunto de veículos refere-se ao acasalamento de todos os estágios do foguete e a carga útil da espaçonave em um único conjunto conhecido como veículo espacial . Veículos de estágio único ( suborbital ) e veículos de múltiplos estágios na extremidade menor da faixa de tamanho, geralmente podem ser montados diretamente na plataforma de lançamento levantando o estágio (s) e a espaçonave verticalmente no lugar por meio de um guindaste.

Isso geralmente não é prático para veículos espaciais maiores, que são montados fora da plataforma e colocados no local de lançamento por vários métodos. O veículo de pouso na Lua tripulado Apollo / Saturn V da NASA e o Ônibus Espacial foram montados verticalmente em plataformas de lançamento móvel com torres umbilicais de lançamento anexadas, em um Edifício de Montagem de Veículos e, em seguida, um transportador de esteira especial moveu toda a pilha de veículos para a plataforma de lançamento em uma posição vertical. Em contraste, veículos como o foguete russo Soyuz e o SpaceX Falcon 9 são montados horizontalmente em um hangar de processamento, transportados horizontalmente e depois colocados na posição vertical na plataforma.

Passivação e detritos espaciais

Estágios superiores usados ​​de veículos de lançamento são uma fonte significativa de detritos espaciais que permanecem em órbita em um estado não operacional por muitos anos após o uso e, ocasionalmente, grandes campos de detritos criados a partir do desmembramento de um único estágio superior durante a órbita.

Após a década de 1990, os estágios superiores gastos são geralmente passivados após a conclusão de seu uso como veículo de lançamento, a fim de minimizar os riscos enquanto o estágio permanece abandonado em órbita . Passivação significa remover quaisquer fontes de energia armazenadas remanescentes no veículo, como despejando combustível ou descarregando baterias.

Muitos estágios superiores iniciais, tanto nos programas espaciais soviéticos quanto nos Estados Unidos , não foram passivados após o término da missão. Durante as tentativas iniciais de caracterizar o problema dos detritos espaciais, tornou-se evidente que uma boa proporção de todos os detritos foi devido ao rompimento dos estágios superiores do foguete, particularmente unidades de propulsão não passivadas do estágio superior.

História e desenvolvimento

Uma ilustração e descrição no Huolongjing chinês do século 14, por Jiao Yu e Liu Bowen, mostra o mais antigo foguete de vários estágios conhecido; este era o " dragão de fogo saindo da água " (火龙 出水, huǒ lóng chū shuǐ), usado principalmente pela marinha chinesa. Era um foguete de dois estágios que tinha foguetes de reforço que acabariam por queimar, mas antes disso eles acenderam automaticamente uma série de flechas de foguete menores que foram disparadas da extremidade dianteira do míssil, que tinha o formato de uma cabeça de dragão com uma boca aberta. Este foguete de vários estágios pode ser considerado o ancestral do moderno YingJi-62 ASCM . O cientista e historiador britânico Joseph Needham aponta que o material escrito e a ilustração retratada deste foguete vêm do estrato mais antigo de Huolongjing , que pode ser datado de aproximadamente 1300–1350 DC (da parte 1 do livro, capítulo 3, página 23) .

Outro exemplo de um foguete de vários estágios inicial é o Juhwa (走火) de desenvolvimento coreano. Foi proposto pelo engenheiro, cientista e inventor coreano medieval Choe Museon e desenvolvido pelo Firearms Bureau (火 㷁 道 監) durante o século XIV. O foguete tinha comprimento de 15 cm e 13 cm; o diâmetro era de 2,2 cm. Estava preso a uma flecha de 110 cm de comprimento; registros experimentais mostram que os primeiros resultados foram em torno de 200m de alcance. Há registros que mostram que a Coréia continuou desenvolvendo essa tecnologia até que chegou a produzir o Singijeon , ou 'flechas de máquina mágica' no século 16. Os primeiros experimentos com foguetes de vários estágios na Europa foram feitos em 1551 pelo austríaco Conrad Haas (1509–1576), o mestre do arsenal da cidade de Hermannstadt , Transilvânia (agora Sibiu / Hermannstadt, Romênia). Este conceito foi desenvolvido de forma independente por pelo menos cinco indivíduos:

Os primeiros foguetes de múltiplos estágios de alta velocidade foram os foguetes RTV-G-4 Bumper testados no White Sands Proving Ground e mais tarde no Cabo Canaveral de 1948 a 1950. Eles consistiam em um foguete V-2 e um foguete de sondagem WAC Corporal . A maior altitude já alcançada foi de 393 km, atingida em 24 de fevereiro de 1949, em White Sands.

Em 1947, o engenheiro de foguetes e cientista soviético Mikhail Tikhonravov desenvolveu uma teoria de estágios paralelos, que chamou de "pacotes de foguetes". Em seu esquema, três estágios paralelos foram acionados desde a decolagem , mas todos os três motores foram abastecidos nos dois estágios externos, até que estivessem vazios e pudessem ser ejetados. Isso é mais eficiente do que o teste sequencial, porque o motor do segundo estágio nunca é apenas peso morto. Em 1951, o engenheiro e cientista soviético Dmitry Okhotsimsky realizou um estudo de engenharia pioneiro de encenação geral sequencial e paralela, com e sem bombeamento de combustível entre as etapas. O design do R-7 Semyorka surgiu desse estudo. O trio de motores de foguete usados ​​no primeiro estágio dos veículos de lançamento American Atlas I e Atlas II , dispostos em uma fileira, usava a encenação paralela de forma semelhante: o par externo de motores de reforço existia como um par descartável que, após eles desligue, desça com a estrutura de saia externa mais inferior, deixando o motor central de sustentação para completar a queima do motor do primeiro estágio em direção ao apogeu ou órbita.

Eventos de separação

A separação de cada parte de um foguete de vários estágios apresenta risco adicional para o sucesso da missão de lançamento. Reduzir o número de eventos de separação resulta em uma redução na complexidade . Os eventos de separação ocorrem quando os estágios ou reforçadores de cinta se separam após o uso, quando a carenagem de carga útil se separa antes da inserção orbital, ou quando usado, um sistema de escape de lançamento que se separa após a fase inicial de um lançamento. Fixadores pirotécnicos ou sistemas pneumáticos como no Falcon 9 Full Thrust são normalmente usados ​​para separar estágios de foguete.

Três estágios para a órbita

O sistema de lançamento de três estágios para a órbita é um sistema de foguete comumente usado para atingir a órbita da Terra. A espaçonave usa três estágios distintos para fornecer propulsão consecutivamente a fim de atingir a velocidade orbital. É intermediário entre um lançador de quatro estágios para a órbita e um lançador de dois estágios para a órbita .

Exemplos de sistemas de três estágios para órbita

Exemplos de dois estágios com boosters

Outros designs (na verdade, a maioria dos designs modernos de levantamento médio a pesado) não têm todos os três estágios alinhados na pilha principal, em vez disso, possuem reforçadores de correia para o "estágio 0" com dois estágios principais. Nesses projetos, os impulsionadores e o primeiro estágio disparam simultaneamente em vez de consecutivamente, fornecendo impulso inicial extra para levantar o peso total do lançador e superar as perdas de gravidade e arrasto atmosférico. Os propulsores são lançados alguns minutos em vôo para reduzir o peso.

Quatro estágios para a órbita

O sistema de lançamento de quatro estágios para a órbita é um sistema de foguete usado para atingir a órbita da Terra. A espaçonave usa quatro estágios distintos para fornecer propulsão consecutivamente a fim de atingir a velocidade orbital. É intermediário entre um lançador de cinco estágios para a órbita e um lançador de três estágios para a órbita .

Exemplos de sistemas de quatro estágios para órbita

Exemplos de três estágios com boosters

Outros designs não têm todos os quatro estágios em linha na pilha principal, em vez disso, possuem reforços de encaixe para o "estágio 0" com três estágios principais. Nesses projetos, os impulsionadores e o primeiro estágio disparam simultaneamente em vez de consecutivamente, fornecendo impulso inicial extra para levantar o peso total do lançador e superar as perdas de gravidade e arrasto atmosférico. Os propulsores são lançados alguns minutos em vôo para reduzir o peso.

Foguetes Extraterrestres

Veja também

Referências