Yeniden kullanılabilir fırlatma sistemleri

Vikipedi, özgür ansiklopedi
Gezinti kısmına atla Arama kısmına atla

Yeniden kullanılabilir fırlatma sistemleri sayesinde uzaya birden fazla kez yük taşıması yapılabilir. Bu sistem genişletilebilir fırlatma sistemlerininin çalışma prensibinin tam zıttında yürüyordu. Genişletilebilir fırlatma sistemlerinde araç bir kere kullanıldıktan sonra kullanılmıyordu.

Yeniden kullanılabilir orbital fırlatma araçları şu an halihazırda kullanılmamaktadır. Yeniden kullanılabilir fırlatma aracına en iyi örnek olarak uzay mekiği verilebilir. Uzay mekiğinin ana motorları ve iki katı roket iticileri kullanıldıktan aylar sonra tekrar görevlerde kullanılmıştır. Harici tank ve fırlatma aracı yük taşıma yapısı her uçuştan sonra atılıyordu. Fakat kısmen yeniden kullanılabilir sistemler hala gelişim aşamasındadır. Buna en iyi örnek Falcon 9 roketinin tam iticileridir (ilk bölüm).

Yeniden kullanılabilir orbital araçların düşük maliyet ve uzaya erişim için yüksek güvence verdikleri düşünülüyor. Fakat yeniden kullanılma işlemi ağırlıksal sorunlara yol açabilmektedir. Bunlardan başlıcaları atmosfere giriş sırasında kalkanlama ve araçların yeniden kullanılmasını zorlaştırma ihtimali bulunmaktaydı. Ayrıca bu araçlarla daha önce hiç deneyim sahibi olunmadığı için maliyeti ve güvenilirlikleri hala daha tartışılmaktadır.

Tarihi[değiştir | kaynağı değiştir]

ROMBUS

20. yüzyılın ilk yarısında popüler bilim kurgu dergi ve romanlarında sık sık çeşitli uzay mekiği modelleri tasvir edilirdi. Bu araçlar tek bölüm olarak dikey fırlatma ve kalkış yapabilen yeniden kullanılabilir roket gemileri ya da tek bölüm olarak yatay fırlatma ve kalkış yapabilen yeniden kullanılabilir roket gemilerden oluşmaktadır.

İlk motor teknolojisindeki gerçekler, yetersiz itiş gücü ya da Dünya’ nın kaçış hızına erişip yerçekimi etkisinden kurtulamama gibi sebepler yer almaktadır. Bunlarla birlikte aracın yapımında kullanılan malzemelerin yeterli performansı sağlayamaması (güç, sertlik, ısı yalıtımı) ve düşük yük kapasitesine sahip olmaması sebebiyle birinci bölümün yeniden kullanılabilir araç vizyonu için imkansız olduğunu gözler önüne sermekteydi. Fakat malzeme ve motor alanlarındaki teknolojik gelişmeler yeniden kullanılabilir araç konseptini mümkün kıldı.

VTVL SSTO tasarımları önce kısmen yeniden kullanılabilir çok bölmeli NEXUS fırlatıcısı ile Krafft Arnold Ehricke tarafından kullanılmıştır. VTVL SSTO alanındaki öncü Philip Bono Douglas’ ta çalıştı. Rono birkaç çeşit fırlatma araç örneği sunmuştu. Bunlar ROOST, ROMBUS, lthacus, Pegasus ve SASSTO fırlatma araçlarıydı. Bono’ nun tasarladığı fırlatma araçlarının çoğunda benzer değişiklikler yapılarak SSTO kabiliyetine erişmesi hedeflendi. Bono’ nun önerilerine göre :

  • Silindirik ağızlı motorların tüm irtifalarda yüksek itiş gücü sağlaması
  • Atmosfere giriş sırasında alt bölümün ilk girmesiyle motorların ısı kalkanı olarak kullanılması sağlanacaktı. Böylelikle gerekli olan ısı kalkanı kütlesi azaltılmış olacaktı.
  • Küresel tanklar ve güdük(kısa ve kalın) şekiller kullanılarak aracın yapısal ağırlığını azaltmak hedeflendi.
  • Havada atılabilir tanklar kullanılarak menzilin arttırılması hedeflendi.
  • Yörüngede yakıt ikmaliyle menzilin arttırılması hedeflendi.

Ayrıca Bono kendi tasarladığı araçların uzay fırlatması, kıtalararası hızlı askeri sevkiyat(lthacus), kıtalararası hızlı sivil taşımacılığı(Pegasus), hatta Ay ve Mars görevleri(Selena ve Deimos Projeleri) için kullanılabileceğini öne sürdü.

Avrupa’ da Dietrich Koelle, Bono’ nun SASSTO tasarımından ilham alarak kendi tasarımı olan VTVL aracı BETA’ yı öne sürdü. HTHL SSTO tasarımları gelmeden önce Eugen Sanger ve onun Silbervogel ( Gümüş Kuş) adlı tasarımı yörünge altından bombalamak amacıyla tasarlanmıştı. Yörünge hızına ulaşabilen HTHL araçlarını tasarlaması VTVL araçlarını tasarlamaktan daha zordu. Çünkü HTHL araçlarının yapısal araç yükü çok fazlaydı. Bu sebepten dolayı birçok çok katmanları prototiplerin oluşmasına(yörünge altı X-15) sebep oldu. Havacılık-uzay aracı, HTHL SSTO konseptlerinin ilklerindendir. Yapılan bazı öneriler bu araçların kullanılabilirliğini arttıracak nitelikteydi. Bu öneriler :

  • Yakıt iticileri( 270 m/s lik bir hızla 3000m irtifatadaki bir dağdan SSTO %35 daha az yükle NASA çalışmalarında kalkış yapabilecektir.)
  • Kaldırma gövdeli tasarımlar kullanılarak aracın yapısal ağırlığı azaltılabilir.
  • Uçuş sırasında yakıt ikmali

Diğer fırlatma sistemi konfigürasyonu tasarımlarının da kullanılması mümkündü. Örneğin yatay fırlatma ile dikey iniş(HTVL) ve dikey uçuşla yatay iniş(VTHL) tasarımları. HTVL konseptli tasarımlarının sadece birkaçından biri olan 1960’ ların tasarımında olan Hyperion SSTO uzayaracı Philip Bono tarafondan tasarlanmıştır. X-20 Dyna Soar VTHL tasarımlarının ilklerinden bu sırada da HL-20 ve X-34 ise 1990’ larından örneklerdir. Şubat 2010’ da VTHL X-37 ilk gelişimini tamamladı ve ilk gizli yörünge görev uçuşunu yedi aylık bir sürede yapmıştır. Şu an önerilen VTHL insanlı uzay araçları arasında Dream Chaser ve Prometheus yer almaktadır. Her iki araçta 2010 yılı civarı uzay aracı konseptleri olup NASA’ ya CCDev programı için önerilmiştir.

1960’ lı yılların sonlarına doğru uzay mekiği tasarım sürecinin başlandığı görüldü. Yeniden kullanılabilir VTHL iki bölmeli tasarımlarının birçoğu daha ileriye götürüldü. Bu gelişmelerin sonucunda yeniden kullanılabilir yörünge yük taşıma uzay aracı ve yeniden kullanılabilir katı roket iticilerinin oluşmasıyla sonuçlandı. Harici tank ve fırlatma aracı yük yapısı cıkarılmıştı ve parçaların uçuş için yenilenme süreci 10000 kişilik bir çalışan grubunun dokuz ayını almıştı. Böylelikle uzay mekiklerinin her uçuş sonundaki maliyeti milyar dolarları bulmaktaydı. 1980 ve 1982’ lerin ilk çalışmaları tankların uzayda tekrar kullanılması için çeşitli uygulamalar önerildi fakat NASA hiçbir zaman bu seçenekleri öneri aşamasından daha ileriye götüremedi.

1970' lerin VTVL ve HTHL SSTO tasarımları solar güç uyduları ve askeri uygulamalar için önerildi. VTVL SSTO çalışmalarından biri Boeing tarafından yapılmıştı. HTHL SSTO tasarımları Rockwell Star-Raker ve Boeing SSTO çalışmalarını içeriyordu. Fakat Birleşik Devletler’ deki uzay mekiklerinin her uzay fırlatması için odaklanılan bütçe bu ihtimalleri yok etmişti. Sovyetler birliği Buran’ ı takip etme yoluna girmişti. Diğerleri düşük tasarım risklerini ve düşük tasarım maliyetlerini önermişti.

En sonunda uzay mekiğinin çok pahalı oldupu kanısına varıldı. Hatta bu mekik genişletilebilir fırlatma sisteminden bile daha pahalıydı. Challenger uzay mekiği faciasından sonra Centaur uzay mekiği roketi de iptal edildi. Challenger faciası Amerika Birleşik Devletler’ de büyük bir boşluğa yol açmıştı. Birleşik Devletler askeri için bu çok büyük önem taşımaktaydı. Askeri yüklerin taşınması için bu fırlatmalar çok önemliydi. Çoğu uydu ticaretiyle uğraşan müşteriler bu olaydan önce gereksiz şeylere döndüler. Çünkü uzay mekiği fırlatmalarının iptali sonrası müşterilerin sorularına cevap verilememesinden dolayı endişe duyuluyordu.

1986 yılında başkan Ronald Reagen, hava emici scramjet uçağının 2000’ li yıllara doğru yapılacağını duyurdu. Bu jet NASP/X-30 olarak bilinip SSTO ile yakından benzerlik görtermektedir. Bakır kanyonu araştırma projesine dayanmaktaydı ve çeşitli teknik sebepler yaşanmasından dolayı başarısız olarak 1993 yılında iptal edildi.

Bu araştırma İngiliz HOTOL programına ilham verdi. Hava emiciden yüksek hipersonik hızlı NASP yerine 5.5 mah’ a kadar soğutma işlemi görecek bir ön soğutucu kullanılması önerildi. Bu programın gelirleri İnglizi Hükümeti tarafından iptal edildi. Araştırma yapıldığı zaman bazı teknik sorunlar belirlendi. Aracın bütünsel yapısının yörüngeye büyük çapta yük taşımak yerine daha küçük boyutlarda yük taşıma kapasitesi bulunuyordu. Sovyetler Birliği’ nin 90’ ların başında çöktüğünde Buran uzay aracının masrafları savunulmaz hale gelmişti. Rusya sadece basit gereksiz şeyleri uzay fırlatmalarında kullanmıştı.

1990’ larda görüldüğü gibi yeni gelişmekte olan yeniden kullanılabilir araçlara olan ilgi oldukça yüksekti. Askeri stratejik savunma sistemi(Yıldız Savaşları) programı bir dönüm noktası olmakla birlikte çok düşük bir maliyet gerektiriyordu ve uzay fırlatmalarına hızlı bir dönüştü. Bu ihtiyaçtan dolayı McDonnell Douglas Delta Clipper VTVL SSTO önerisinde bulundu. Delta Clipper için DC-X prototipinin zaman açısından hızlı bir dönüş yolu olacağı gösterildi ve bu tip prototip için otomatik bilgisayar kontorl sisteminin kullanılması mümkündü. Yeniden kullanılabilir uzay fırlatma aracı yapmanın uzay mekiğindeki gibi askeri yardıma o kadar çok ihtiyacı olmayacağı da gösterilmiş oldu.

1990’ ların ortasında gelişmiş İngiliz araştırmaları ve ileri mühendislikle HOTOL tasarımındaki yetersizliklerden kaçınılacaktı. HOTOL tasarımı Skylon tasarımından daha fazlasını sunarak yük kapasitesinin daha fazla olmasına olanak sağlıyordu.

Bu işin ticari tarafından büyük uydu takımları (özellikle Iridyum uydu takımları) önerisinde bulunulmuştu. Bu takım uydular düşük maliyetle uzay erişim imkanı sağlamaktaydı. Bu yakıtlı özel fırlatma endüstrisi kısmen yeniden kullanılabilir araç oyuncuları içermekteydi. Buna örnek olarak roket uçağı Kistler ve yeniden kullanılabilir araç oyuncusu Rotary roketiydi.

Bu on yılın sonlarına doğru görüldüğü üzere marketlerin Iridyum stoğunun tükenmesiyle takımyıldız uyduların içten içe çökmesine neden oldu. Buna tekabulen özel fırlatma endüstrisi çöktü. Daha sonra Sovyetler Birliği’ nin çöküşüyle politik dalgalanmaya yol açtı. Ayrıca balistik füze savunmasının zayıflamasına yol açmış bulunmaktaydı. Ayrıca dahi dönüm taşı programının iptal edilmesinide kapsamaktaydı. Ordu eskiyen fırlatma demirbaşlarını balistik füze teknolojisi ile geliştirilen EELV programı ile değiştirmeyi planlıyordu. NASA riski yeniden kullanılabilir konseptlerini uzay mekikleriyle değiştirmeyi önerdi. Bunlar ise X-33 ve X-34 programlarında gösterilmesi planlanıyordu.

21. yüzyulda görülen maliyetlerdeki artış ve en başta çıkan olaylardan doğan sorunlar X-33 ve X-34 programlarının iptal edilmesine sebep oldu. Daha sonra meydana gelen Columbia uzay mekiği faciası ve diğer donanmanın yere çakılması meydana geldi. Şu anki uzay mekiği tasarımları 20 yıllık olduğundan eskimiş durumda ve yenilenmeye ihtiyacı vardır. Bu sırada ordu EELV programı kapsamında yeni varyasyon ve daha iyi olan malzemelerin seri üretimine geçti. Ticari uygu marketi çökme noktasına gelmişti. Çünkü piyasada ucuz roket tokluğu vardı ve uydu yükleri kıtlığı vardı.

Bu zemine karşı olarak gelen Ansari X ödülü yarışması 20. Yüzyılın başlarındaki havacılık ödüllerinden ilham alınarak düzenlenmişti. Çoğu özel şirketler bu Ansari X ödülünü kazanmak için kıyasıya mücadele vermişti. Bu yarışmayı kazanan ölçekli kompozitler ile onların yeniden kullanılabilir HTHL SpaceShipOne olmuştu. Bu tasarımla 10 milyon dolarlık ödülün sahibi oldular. Kabinde bulunan üç kişilik mürettebatla iki haftalık periyotta iki kez 100 kilometrelik irtifaya ulaşmıştı. Aracın yük kapasitesinin %10’ undan daha az bir yük kapasitesiyle uçuşlar gerçekleştirilmişti.X-15 gibi SpaceShipOne’ da yörünge altı aracıydı. Bazı özel sektörler yeniden kullanılabilir yörünge araçları üretmek geliştirmek için yeterli ilhamı aldıklarını düşünüyorlardı. Buna son örnek SpaceX özel fırlatma pazarının en son başarılı ürünüydü.Fırlatıldıktan sonra Falcon 9 yük fırlatma aracının içinde kısmen yeniden kullanılabilir araç ile ilk bölümünün yeniden kullanmak üzeri geri getirilmesiydi.

23 Kasım 2015’ te Blue Origin roketi dikey kalkış ve dikey inişin ilk kanıtlanan örnek olmuştu(VTVL). Bu roket uzaya ulaşabiliyordu ve Karman sınırı, deniz seviyesinden 100 km yüksekliğe ulaşmayı başarmıştı. Bir önceki kaydedilen VTVL deneme girişimi 1994 yılında gerçekleşmişti. McDonnell Douglas DC-X yere başarılı iniş yapmadan önce deniz seviseyinden 3.1 km yüksekliğe ulaşmıştı.

Yeniden Kullanılabilirlik Görüşleri[değiştir | kaynağı değiştir]

Tekli Bölme[değiştir | kaynağı değiştir]

Yörüngeye tekli bölme(SSTO) ye iki farklı yaklaşım bulunmaktaydı. Roket formülüne göre SSTO aracının yüksek kütle oranına ihtiyacı vardı. Kütle oranı, tamamen yakıtla dolu aracın kütlesinin tamamen boş yakıtsız halindeki kütlesine oranıdır.

Kütle oranını arttırmanın bir yolu boş aracın kütlesini azaltmak. Bunun için oldukça hafif yapı malzemeler ve yüksek verimli motorlar kullanılacaktı. Bu sürdürülebilir maliyeti yukarıya çekiyordu ve tekrar kullanılabilirliğe ulaşmayı oldukça pahalı kılıyordu. Aracın fazlalıkları bu yaklaşımla o kadar küçüktü ki böyle bir aracın yörüngeye yük taşıyıp taşıyamayacağı belirsizliği ortaya çıkmıştı.

İki veya Daha Fazla Bölme[değiştir | kaynağı değiştir]

İki bölmeli yörünge fırlatması için iki farklı tasarım ve iki farklı araç inşa edilmesi gerekiyordu. Ayrıca bu iki araç arasındaki bağlantı fırlatma esnasında sürekli kontrol edilmek zorundaydı.Genellikle ikinci bölüm uçuş sırasında ilk bölümden 5-10 kat daha küçük olurdu. Halbuki biamese ve trimese yaklaşımları iki araç içinde aynı eşit büyüklükteydi.

Bunlara ek olarak ilk bölümün fırlatma bölgesine tekrar gelmesi ve yeniden kullanım için hazırlanması gerekmekteydi. Bu genellikle kararlaştırılan bir yörüngede/rotada yol izlenerek ilk bölüm her zaman fırlatma merkezine yakın tutulurdu. Buna ek olarak ilk bölüme küçük hava emici motorlar ilave edilerek aracın tekrar geri dönmesi sağlanır ya da ilk bölümü denize paraşüt yardımıyla indirip gemi ile kurtarılarak fırlatma merkezine getirilmesi sağlanırdı. Böylece ilk bölümün bir sonraki uçuşa yeniden kullanımı sağlanmış oluyordu. Çoğu tekniğin gerçekleştirilmesi bazı sorunlara yol açmaktaydı. Bu sorunlardan bazıları ilk bölümün tekrar aynı yüke sahip olabilmesi için daha büyük olması gerekiyordu. Denize iniş ile kurtarmada bu sorunlar oldukça küçüktü.

İkinici bölüm normalde bir ya da iki tur yörüngede dolandıktan sonra yeniden inişe geçerdi.

Biames ve Trimes (Çapraz Besleme)[değiştir | kaynağı değiştir]

İki ya da üç aynı bölüm yan yana bağlanarak paralel olarak ateşleniyordu. Çapraz besleme kullanılarak yörünge bölümü yakıt tankları tamamen dolu olarak kalıyordu. Bu sırada itici bölümündeki tanklar motorları itici bölümünde ve yörünge bölümünde ateşlemek için kullanılıyordu. İlk önce iticiler kuru olarak çalıştırılıyor ve araçtan ayrılıp havada süzülerek fırlatma merkezine ulaşıyordu. Bu yöntemi kullanmanın avantajı kütlenin bireysel bölümlere oranı oldukça düşürülmüş oluyordu. Böylece çapraz bağlama tekniği roket formülünü yeniden şekillendiriyordu. Hidrojen motorlarıyla birlikte trimes sadece MR 5 e ihtiyaç duyuyordu. Tek bölmeli eş araçta MR 10 kullanılıyordu.

Bu yönteme yaklaşımdaki eleştiri ise araç ve iticileri ya da tek araç tasarlamak güvenlik, muhtemel maliyet tasarrufundan ve permormastan ödün verecekti.Maksimum performanstan ödün vermek kargo maliyetini azaltacaktı. Fakat bu trime yaklaşımı içindi. İki ya da üç kanatlı araçları yan yana istiflemek gerçekten zorlu bir işti. İyimser olarak bakıldığı zaman iki farklı bölüm tasarımı olmasına rağmen düşük kütle oranları bütün düşük R&D masraflarına dönüşecekti. Birçok havacılık-uzay tasarımı orijinal tasarımcılarının icat ettiklerinden daha öteye giderek başarıyla değiştirildi. Buna en iyi örnek Boeing 747’ dir. Bu sayede yavaş ve sancılı bir şekilde F-35 ailesinin doğuşunu gösteriyor. Böyle bir rahatlığın her zaman garantisi yoktur.

Yatay İniş[değiştir | kaynağı değiştir]

SpaceShipOne fırlatıldıktan sonra yataş iniş yapıyor.

Bu tür bir iniş için aracın kanatlara ve iniş takımlarına ihtiyacı olacak. Eğer denize inecekse kızak tarjı iniş ekipmanı bulundurması gerekmektedir. Bu tip bir aracın %9-12 si kanatlı olmak zorundadır. Fakat araca ek olarak kanatlar kalkış sırasında aracın ağırlığını arttırmakla birlikte yük kapasitesinide düşürmektedir.

Örneğin kalkış için gerekli bölümler atmosfere giriş sırasında, hipersonik ve subsonik uçuşlarda zorluklarla karşı karşıya geliyorlar. Uzay mekiğinin delta kanatlı şekli bu uçuşlar sırasında zorluklarla yüzleşmektedir.

Dikey İniş[değiştir | kaynağı değiştir]

McDonnell Douglas DC-X kalkıştan sonra dikey iniş yapıyor.

Paraşütler dikey iniş için kullanılabilirdi. Böylece denize ya da Soyuz uzay aracında olduğu gibi küçük iniş roketleri kullanılarak karaya inmesi sağlanabilirdi. McDonnell Douglas DC-X başarıyla gerçekleşen inişini 3.1 kilometre yükseklikten yapmıştı.

Roketler, düşük irtifada kazanılan subsonik hızlarda yere yumuşak iniş yapmak için kullanılacaktır. Bu roketler özellikle DC-X aracında kullanılmıştır. Bu tür bir iniş gerçekleştirmek için aracın iniş ağırlığının %10’ u itici gazlardan oluşması gerekmektedir.

Dikey inişin farklı bir yanı ise cayrokopter ya da helikopter pervanesi kullanılmasıdır. Belki de bu pervanenin iniş ağırlığına etkisi yaklaşık olarak %2-3 civarındadır.

SpaceX’ in pırpır roketi bir dikey kalkış dikey iniş aracıdır. Bu araç Dünya’ ya geri dönüş teknolojilerin test edildiği tasarlanan ilk rokettir. Çoğu roket atmosfere girerken yanmak üzere tasarlanmış olsa da SpaceX roketleri fırlatma rampasına dikey iniş yapmaya dönmek için tasarlanmıştır. Blue Shepard roketi uzaya ulaştıktan sonra dikey iniş gerçekleştirebilineceğini gösteren ilk roket olmuştur. Bu roket 100 km’ lik Karman sınırına ulaştıktan sonra inişini gerçekleştirmiştir.

SpaceX Falcon 9 roketi ilk bölümünün yere dikey iniş yaptığı ilk yörünge roketi olmuştur. İniş için ayrılmadan önce ikinci kısmı ve yük bölümünü yörünge altı rotada fırlatarak yörüngede devam edecekti.

Yatay Kalkış[değiştir | kaynağı değiştir]

Aracın kalkış için kanatlara ihtiyacı vardır. Yörüngeye ulaşabilmek için genellikle kuru kanat kullanılarak burada itici gaz depolanmaktadır. Yaklaşık olarak aracın kalkış ağırlığının %9-12’ si belki de kanatlarda yer almaktadır.

Dikey Kalkış[değiştir | kaynağı değiştir]

Bu yöntem zayıf roketli araçların geleneksel kalkış yöntemidir. Roketler bu yöntem için iyidir. Çünkü roketlerin çok yüksek ağırlık oranı vardır. Bu oran yaklaşık 100’ dür.

Hava Emici[değiştir | kaynağı değiştir]

Hava emici itiş için havayı kullanır. En çok önerilen yaklaşım ise scrajet’ tir. Fakat turbo roket, Sıvı hava döngü motoru (LACE) ve ön soğutmalı jet motorları da önerilenler arasındadır.

Her durumda hava emicinin ulaşabileceği maksimum hız yörünge hızından oldukça düşüktür. Bu hız scramjet için yaklaşık 15 Mach ve diğer motor tasarımları için 5-6 Mach değerinderdir. Geri kalan 10-20 Mach ise yörüngede roketler tarafından sağlanmaktadır. Mach, aracın hızının ses hızına olan oranıdır.

Termal koşullarda hava emiciler( kısmen scramjetlerde) kullanışsız hale gelmektedirler. Normal roketler tırmanma uçuşu sırasında sürüklenme kuvvetini önlemek için kullanılır. Scramjetler kasten yüksek hızda hava yapısını muazzam bir şeklide ısıtmak için kalın atmosferde uçarlar. Termal durumda diğer hava emici yaklaşımlar zorlukları olmamasına rağmen daha zararsızdır.

Gemi Yakıtı[değiştir | kaynağı değiştir]

Hidrojen Yakıtı[değiştir | kaynağı değiştir]

Hidrojen, egzoz hızının çok yüksek olması sebebiyle sık sık tercih edilen bir gazdır. Fakat depolama ve pompalama ağırlıkları yüksektir. Yalıtım ve düşük itici gaz yoğunluğu nedeniyle ağırlık sorunlarına yol açmaktadır. Bu dezavantajlar birçok avantajı elimine etmektedir.

Hala kuru ağırlıklı hidrojen yakıtlı bölüm aynı yoğunluğa sahip yükten daha hafiftir. Bu hafiflik kanatların kullanımına izin vermektedir ve ikinci bölümler içinde iyidir.

Yoğun Yakıt[değiştir | kaynağı değiştir]

Yoğun yakut bazen tercih edilir. Yoğun yakıt aracın ağır olmasına sebep olmaktadır. Özel depolama ve pompalama ağırlığı hidrojeninkinden çok daha fazladır. Yoğun yakıt genellikle dikey kalkış araçlarında tercih edilmektedir. Ayrıca aracın hidrojenli aracın boş yakıtsız halinden daha hafifi ise yatay iniş araçları içinde kullanılabilir. Kriyojenik olmayan yoğun yakıtlar, kanat yapılarında yakıt taşınmasına olanak sağlamaktadır. Çeşitli tekniklerle varolan yakıtların yoğunlaştırılması proje olarak devam etmektedir. Hidrojen ve propan gibi kriyojeniklerde kullanılan sıçratma teknolojileri içermektedir. Diğer üzerinde çalışılan yoğunlaştırma methodu ise yakıtların özel içtepkilerinin arttırılmasıdır. Cüzi miktar karbon, alüminyum, titanyum ve boron tozlarını hidrojen ve kerosene ekleyerek yapılan çalışmalar sürmektedir. Bu eklentiler özel içtepkileri arttırır. Bunun yanı sıra yakıtın yoğunluğu da artmış olur. Örneğin Fransız ONERA füze programı jelleşen çamur içindeki kerosen ile boron u test ettiler. Parafinin yerleştirildiği gibi ve bununla beraber volumetrik özel içtepki 20-100% arasında artış göstermiştir.

Üçlü İtici[değiştir | kaynağı değiştir]

Yoğun yakıt uçuşunun ilk başlarında kullanılması en uygun yakıt türüdür. Motorların itiş gücü yüksek yoğunlukta daha iyi performans sağlar. Böylece araç daha çabuk ivmelenme yapacak ve yerçekimi kaybının azaltılmasıyla yörüngeye çok daha kısa sürede erişebilecek.

Fakat yörünge hızına ulaşmak için hidrojen çok iyi bir yakıt. Çünkü hidrojenin yüksek eksoz hızı ve bu sayede düşük itici gaz ağırlığı aracın kalkış ağırlığını azaltacaktı.

Bu nedenle üçlü iticili araçlar yoğun yakıt yakımı ile ve hidrojene aktarımla başlarlar. Uzay mekikleri katı roketler ve ana motorlar ile kombine edilmişlerdir fakat üçlü iticili araçlar genellikle kendi motorlarını yörüngeye kendileri taşır.

İtici Yakıt Masrafları[değiştir | kaynağı değiştir]

Tüm fırlatma araç sistemlerinde bir roket için gerekli olan itici yakıt ücretleri donanım ücretinden çok daha düşüktür. Fakat yeniden kullanılabilir araçlar eğer başarılı olurlarsa kendi donanımları defalarsa yeniden kullanılabilir ve bu sayede donanım masrafları oldukça düşer. Buna ek olarak yeniden kullanılabilir araçlar çoğunlukla ağır olurlar ve böylece itici gaz verimliliği düşük olur. Bu nedenle itici gaz masrafları katlanarak artar ve önemli ölçülere ulaşır.

Fırlatma Yardımı/Roketsiz Uzay Fırlatması[değiştir | kaynağı değiştir]

Delta-V roketi düzgün olmayan kütle fraksiyonuna sahipti. Bunun nedeni ise roket formülünde, Delta-V’ de herhangi bir küçük azalma gerekli olan kütle fraksiyonunda büyük azalmalara sebebiyet verecek ve görevin yüksek irtifalarda başlamasına yardımcı olacaktı.

Çoğu sistem hava aracı kullanarak başlangıç hızı ve yükseklik kazanmaya çalışır. Bu yöntemler çekme, taşıma ya da basitçe araca havada yakıt ikmali yaparak elde edilir.

Diğer çeşitli fırlatma yardımları yokuş aşağı kaydırarak ya ada manyetik raylı sistem üzerinde hareket ettirilerek sağlanmaktadır. Yüksek irtifalı (80 km) fırlatma halkaları, (raylı) maglev sistemleri, daha egzotik sistemler zingir gererek araçları yüksek irtifalarda yakalama ya da uzay asansörleri önerilen diğer uygulamalar arasındadır.

Atmosfere Giriş Isı Kalkanları[değiştir | kaynağı değiştir]

Robert Zubrin’ in de dediği gibi baş parmak kuralına göre aracın iniş ağırlığının %15’ inin atmosfere giriş kalkanlamasıyla hava frenlemesi yapması gerekir.

Bu araçlardakiatmosfere giriş ısı kalkanlarında sık sık semarik çeşidi veya karbon-karbon ısı kalkanları ya da bazen metalik ısı kalkanı kullanılırdı. Muhtemel sulu soğutma sistemi ya da nadir doğa metali kullanılırdı.

Bazı kalkanlar tek kullanımlık olup atmosfere girişten sonra atılırdı.

Yeni termal koruma sistemi (TPS) teknolojisi,ilk kez dümen kontrolünde çoklu bağımsız hedeflenebilir yeniden giriş araçlarında kullanılmıştır. Bu savaş başlıklarına atmosfere yeniden yavaşça girişte olan ihtiyaç nedeniyle ve hipersonik hızları deniz seviyesinde kaybetmemek için araştırmacılar keskin(SHARP) malzemeler adıyla bilinen malzemeler geliştirdiler. Bu keskin malzemeler hafniyum diborat ve zirkonyum diborat içerirdi. Bu bileşenlerin termal ısı toleransı 3600 santigrat dereceyi aşmaktadır. SHARP malzeme yüklü araçlar 11 Mach gibi hızlarda 30 km yükseklikte uçabilir ve 7 Mach hızında deniz seviyesinde uçabilir. Keskin kenarlı geometriler bu materyallerle birlikte plazma şok dalgalarının atmosfere giriş sırasında radyo iletişimini engellemesini önler. SHARP malzemeler oldukça güçlü ve sabit bir bakım gerektirmez. Uzay mekiklerinde kullanılan silikon kuyruk teknolojisi devamlı bakım yapılamısını gerektirir. Bu silikon kuyruk teknolojisi araçların bakım masraflarının ve uçuşa yeniden hazırlama zamanının yarından fazlasını harcamaktadır. Bakım masrafları tasarrufu yeniden kullanılabilir fırlatma araçlarında bu malzemelerin kullanımını tek başına büyük bir faktördür. Bu sayede yüksek oranlı uçuşlar için ekonomik açıdan masraf azalması sağlar.

Ağırlık Sorunu[değiştir | kaynağı değiştir]

Yeniden kullanılabilir araçların ağırlığı her zaman genişletilebilir olandan çok daha fazladır. Genişletilebilir araçlarda verilen yüklerde aynı malzemeler kullanılmıştır.

R&D[değiştir | kaynağı değiştir]

Yeniden kullanılabilir araçlar için yapılan araştırma ve geliştirme masraflarının yüksek olması beklenir. Çünkü bir aracı yeniden kullanılabilir yapmak demek onun daha güçlü olması ve bir defadan çok kez kullanılması anlamına geliyordu. Her yeniden kullanımdan önce araçların testlerden geçmesi gerekiyordu. Aracın gücünün arttırılması fazladan ağırlık eklenerek kolayca sağlanabiliyordu. Fakat bu ekleme performans düşüklüğüne ve R&D üzerine fazladan basınç yapmasına sebep olmaktaydı.

Bu fazladan masraflar ödenmek zorundaydı ve bu da aracın ortalama masrafını yukarılara taşımaktaydı.

Bakım[değiştir | kaynağı değiştir]

Yeniden kullanılabilir fırlatma sistemleri bakım gerektirir ve sık sık yapılması önemlidir. Uzay mekiği sistemi uçuşlar arası kapsamlı bir yenileme gerektirir. Öncelikli olarak silikon kuyruk(TPS) ve yüksek performanslı LH2/LOX yanmalı ana motorları bakıma girerler. Her iki sistemde önemli detaylı bir inceleme, yeniden inşa ve uçuşlararası parça değişimi yapılması gerektirir. Bu işlemlerin yapılması uzay mekiği sisteminin bakım ücretinin %75’ ini oluşturmaktadır. Bu ücretler sistem yapıldığında düşünülen ücretin haricinde uzay mekiğinin maksimum uçuş zamanının planlanandan ¼ kadarını kesiyor. Dahası yörüngeye giden her birim yük için bu masraf dört katına çıkmaktadır. Uzay mekiğini bugünkü fırlatma pazarı ile daha olurlu masraflarla daha büük yüklerle yapmak mümkün hale gelmiştir. Kimse bu yüzden rekatebe tutuşmamaktadır.

Herhangi bir başarılı RLV teknolojisi için uzay mekiğinin kusurları öğrenilmeli ve bu kusurların TPS ve itici gaz alanındaki yeni teknolojik gelişmelerle üstesinden gelinebilir.

İş Gücü ve Lojistik[değiştir | kaynağı değiştir]

Uzay mekiği programı ordudan 9000’ in üzerinde çalışanın katılımıyla bakım,yenileme ve uçuş oranlarına bakılmaksızın mekiği kısa sürede yeniden fırlatılması için hazır bulunmaları gerekir. Bu insan gücü bütçesi yıllık toplam gerçekleştirilen uçuş sayısına bölünmelidir. Düşük uçuş olduğu zaman her uçuş maliyeti önemli ölçüde artar. Herhangi bir fırlatma sisteminin insan gücü gerekliliklerinin yerine getirilmesi RLV’ nin daha ekonomik hale getirilmesinde önemli bir parçadır. Bu etiği geliştirmek için yapılan projeler arasında DC-X Delta Clipper projesi de yer almaktadır. Ayrıca SpaceX’ in Falcon 9 ve Falcon 1 programlarıda bu etiği içermektedir.

İşçi haklarının korunması için hükümet tarafından düzenlemeler yapılmıştır. NASA ve USAF ( diğer ülkelerdeki hükümet programlarında olduğu gibi) hükümetin düzenleyici gereklilikleri için gözetim, iş bölümü, kalite, güvenlik ve herhangi bir sistem için çalıştırma masraflarının şişirilmesi gibi olayların belgelenmesi gibi olaylarla baş edilmesi için birincil müşteri ve merkez gelişim kaynaklarının sorumluları konumundadırlar.

Kaynakça[değiştir | kaynağı değiştir]

1. NASA-CR-195281, "Utilization of the external tanks of the space transportation system"[dead link]

2. :a b "STS External Tank Station". Ntrs.nasa.gov. Retrieved 7 January 2015.

3. "The Maglifter: An Advanced Concept Using Electromagnetic Propulsion in Reducing the Cost of Space Launch". NASA. Retrieved 24 May 2011.

4. :a b Wade, Mark. "Hyperion SSTO". Astronautix. Retrieved 2011-02-06. The 'Hyperion' vehicle was truly remarkable since it would have been launched horizontally and landed vertically (HTVL) — an extremely rare combination. The payload capability was 110 passengers or 18t of cargo.

5. Elon Musk. "Elon Musk: The mind behind Tesla, SpaceX, SolarCity ... - TED Talk Subtitles and Transcript - TED.com".

6. :a b c "Blue Origin Makes Historic Reusable Rocket Landing in Epic Test Flight". Calla Cofield (Space.Com). 2015-11-24. Retrieved 2015-11-25.

7. :a b c Berger, Eric. "Jeff Bezos and Elon Musk spar over gravity of Blue Origin rocket landing". Ars Technica. Retrieved 25 November 2015.

8. "Triamese". Astronautix.com. Retrieved 7 January 2015.

9. "SpaceX on Twitter". Twitter. Retrieved January 7, 2016.

10. Chung, Winchell D. Jr. (2011-05-30). "Basic Design". Atomic Rockets. Projectrho.com. Retrieved 2011-07-04.

11. "India’s Futuristic Unmanned Space Shuttle Getting Final Touches". EXPRESS NEWS SERVICE (Indian Defence Research Wing). 20 May 2015. Retrieved 2015-08-02.

12. "Wednesday, August 03, 2011India's Space Shuttle [Reusable Launch Vehicle (RLV)] program". AA Me, IN. 2011. Retrieved 2015-08-02.

13. "Commercial Crew Program Overview" (PDF). NASA. 2011-04-22. Retrieved21 November 2011.

14. Messier, Doug (18 June 2014). "China Looks to Recover Booster Stages". Parabolic Arc. Retrieved 6 January 2015.

15. "SpaceX says 'reusable rocket' could help colonize Mars". Agence France-Presse. Retrieved 4 October 2011.

16. "Elon Musk says SpaceX will attempt to develop fully reusable space launch vehicle".Washington Post. 2011-09-29. Retrieved 2011-10-11. Both of the rocket’s stages would return to the launch site and touch down vertically, under rocket power, on landing gear after delivering a spacecraft to orbit.

17. Lindsey, Clark (2013-03-28). "SpaceX moving quickly towards fly-back first stage".NewSpace Watch. Retrieved 2013-03-29. (subscription required (help)).

18. "SpaceX on Twitter". Twitter.

19. "Mission - Goals". S-3.ch. Retrieved 7 January 2015.

20. Reyes, Tim (October 17, 2014). "Balloon launcher Zero2Infinity Sets Its Sights to the Stars". Universe Today. Retrieved 9 July 2015.

21. "SpaceFleet". Spacefleet.co.uk. Retrieved 7 January 2015.

22. de Selding, Peter B. (5 January 2015). "CNES proposal". de Selding is a journalist for Space News. Retrieved 6 January 2015.

23. :a b de Selding, Peter B. (5 January 2015). "With Eye on SpaceX, CNES Begins Work on Reusable Rocket Stage". SpaceNews. Retrieved 6 January 2015.

24. History of the Phoenix VTOL SSTO and Recent Developments in Single-Stage Launch Systems, AAS 91-643, included in Proceedings of 5th ISCOPS, AAS Vol. 77, pp 329–351, November 1991, accessed 2011-01-05.

25. "Virgin Galactic relaunches its smallsat launch business". NewSpace Journal. 2012-07-12. Retrieved 2014-01-07. Several years ago, SpaceX was going to open up the smallsat launch market with the Falcon 1, which originally was to launch about 600 kilograms to LEO for $6 million; the payload capacity later declined to about 420 kilograms as the price increased to around $9 million. Later, the Falcon 1e was to provide approximately 1,000 kilograms for $11 million, but the company withdrew the vehicle from the market, citing limited demand.

26. "Musk’s Space Talk Wows Crowd at South by Southwest". Moon and Back. 2013-03-11. Retrieved 2013-03-11.

27. Dean, James (2014-08-03). "SpaceX targeting Saturday launch from Cape". Florida Today. Retrieved 2014-08-03.

28. "XCOR Lynx Suborbital Spacecraft / spaceplane". xcor.com. Retrieved 13 June 2015.

29. Henry, Caleb (October 16, 2014). "Zero2infiniti Announces Bloostar Launch Vehicle, More than $200 Million Pre-Booked Sales". Satellite Today. Retrieved 9