تاریخچه موتورهای موشک سوخت جامد و محدودیت های اقتصادی آنها برای مقیاس بندی

شاتل فضایی اندیور در STS-49، اولین پرواز خود، در 7 مه 1992 به پرواز درآمد. تقویت‌کننده‌های موشک جامد که با نیروی رانش کامل می‌سوزند، پس از احتراق نمی‌توانند خاموش شوند. (اعتبار: ناسا)

توسط مایکل پوکت
دوشنبه 24 آگوست 2026

موتور/تقویت‌کننده موشک جامد (SRM/SRB) پیشرانه‌ای است که پس از راه‌اندازی، بدون نیاز به ورودی خارجی می‌سوزد. این امر آن را به ستون فقرات بازدارندگی جنگ سرد تبدیل کرد، اما هرگز آن را مبنای معماری پرتاب فضایی مقرون به صرفه، مقیاس پذیر و با سرعت بالا قرار نداد و هرگز نخواهد شد.

محدودیت های ترمودینامیکی و بالستیک

کارایی هر سیستم راکتی اساساً تابعی از دو پارامتر است: ضربه خاص (Isp) ترکیب پیشرانه و کسر جرمی پیشرانه مرحله. آنها مستقل نیستند – شیمی سوخت بر ISP قابل دستیابی حاکم است، در حالی که الزامات ساختاری بر کسر جرمی حاکم است – اما با هم، از طریق معادله موشک دلتا-v Tsiolkovsky، تعیین می کنند که یک مرحله می تواند در هر واحد جرم اولیه کل را ارائه دهد. معادله موشک – Δv=Isp×g0×ln(m₀/m_f)- به این معنی است که هر نقطه درصد مزیت یا کسر جرمی ISP به صورت ضربی در مشخصات پرواز ترکیب می شود. هر تصمیم معماری در طراحی یک پرتابگر در نهایت یک مذاکره با این معادله است.

پیشرانه های جامد کامپوزیتی مدرن – معمولاً سیستم های پلی بوتادین با پیوند هیدروکسیل (HTPB) یا پلی بوتادین آکریلونیتریل (PBAN) با اکسید کننده پرکلرات آمونیوم (AP) و پیشران آلومینیومی – معمولاً به پالس های خلاء خاصی در محدوده 260-285 پرواز بزرگ در ثانیه دست می یابند.[1] مواد مرجع ناسا، موتور موشک جامد شاتل فضایی را نزدیک به 268 ثانیه تکانه خلاء خاص قرار می دهد، در حالی که اسناد نیروی هوایی و پیمانکار برای موتورهای بزرگ بعدی، عملکرد نزدیک به انتهای این برد را نشان می دهد.[2] این مقادیر منعکس کننده یک فناوری بالغ است که عملکرد عملی آن توسط ترموشیمی پیشران، میعانات آلومینا، فشار محفظه، انبساط نازل و محدودیت‌های ساختاری محدود شده است.

سیستم های سوخت مایع در حالت عملکرد متفاوتی کار می کنند. موتورهای Kerolox معمولاً از ضربه خاص تقویت‌کننده‌های جامد بزرگ فراتر می‌روند، در حالی که موتورهای Hydrolox مانند J-2، RS-25 و RL10 در خلاء تقریباً 421-465 ثانیه می‌رسند.[3] موتورهای متالوکس محدوده متوسط را اشغال می کنند و ویژگی های استفاده مجدد مطلوبی را ارائه می دهند زیرا احتراق متان به طور قابل توجهی کک سازی مرتبط با نفت سفید را کاهش می دهد.[4] مقادیر دقیق به نوع موتور و نسبت انبساط نازل بستگی دارد. برای مثال، مرلین 1D و وکیوم مرلین در سطح دریا، نباید به عنوان یک موتور با یک مقدار پالس خاص خلاء جهانی در نظر گرفته شوند.

تصویر کسر جرمی کمبود تکانه خاص را جبران می کند. ناسا وزن ناخالص یک تقویت کننده موشک جامد شاتل را حدود 1.30 میلیون پوند و محموله آن حدود 1.11 میلیون پوند منتشر کرد که مربوط به کسر جرمی پیشرانه نزدیک به 0.85 است.[5] این برای یک مخزن تحت فشار بزرگ قابل احترام است، اما بدنه موتور باید دارای فشار محفظه احتراق کامل با قطر بسیار زیاد باشد. مراحل مایع برودتی در عوض احتراق را در موتورهای نسبتا فشرده تحت فشار قرار می دهند، در حالی که اندازه مخازن آنها عمدتاً برای فشار پیشرانه، فشار و بارهای پروازی است. اثر ترکیبی ضربه ویژه کمتر و فقدان مزیت کسر جرمی مرحله تعیین کننده به این معنی است که نیروی محرکه جامد معمولاً بار کمتری را در واحد جرم کل سیستم برای نیاز مداری دلتا-v ارائه می دهد.

اثر ترکیبی Isp کمتر و کسر جرمی معادل به این معنی است که درایو جامد بار کمتری را به ازای هر واحد جرم کل سیستم برای هر نیاز Δv ارائه می‌کند. این یک مشکل فیزیکی است، نه یک مشکل تولیدی، و هیچ راه حل مهندسی وجود ندارد.

جدا از ویژگی های ترمودینامیکی، موتورهای سوخت جامد با محدودیت عملیاتی به همان اندازه اساسی محدود می شوند: پس از راه اندازی، احتراق نمی تواند متوقف شود. این نتیجه مستقیم روشی است که دانه پیشران انرژی شیمیایی را ذخیره می کند. اکسید کننده و سوخت به طور دقیق در ماتریس دانه در مقیاس میکرو مخلوط می شوند. هیچ دریچه مایعی بین سوخت و اکسید کننده وجود ندارد که بتوان آن را برای توقف احتراق بسته کرد. میزان سوختگی با فشار محفظه، شیمی سوخت، دمای دانه و هندسه سطح دانه تعیین می شود که همگی در زمان ساخت ثابت می شوند.

خاتمه رانش فعال به درگاه‌های دیسکی که به جلو بسته می‌شوند یا درگاه‌های رانش معکوس نیاز دارد که فشار محفظه را به شدت کاهش می‌دهند، که هیچ کدام خاموشی نرم و قابل کنترل موجود در هر موتور با سوخت مایع را فراهم نمی‌کنند. هندسه مهره را می توان برای شکل دادن به مشخصات زمان رانش طراحی کرد: سوراخ ستاره 11 نقطه ای شاتل RSRM در بخش جلویی، رانش را تقریباً یک سوم در T+50 کاهش می دهد تا بارهای فشار دینامیکی max-q را محدود کند. با این حال، این شکل دهی از پیش تعیین شده است، در هنگام ساخت به سوخت ریخته می شود و در پاسخ به ناهنجاری های حین پرواز قابل تغییر نیست.[6]

این برگشت ناپذیری پیامدهای مستقیمی برای قابلیت اختلال، ایمنی برد، بقای خدمه و عملیات بازیابی دارد. موتورهای RS-25 شاتل می‌توانستند در محل و در حین پرواز در طول سناریوهای قطع خاموش شوند و خاموش شوند. SRB نتوانست. خدمه چلنجر پس از شروع به نشت اتصال میدان تقویت کننده سمت راست، هیچ گزینه سقط موثری نداشتند. بوستر بدون توجه به آنچه که هر انسانی روی زمین یا در کابین خلبان انجام داده بود، به غیر از تخریب عمدی وسیله نقلیه توسط پرسنل ایمنی محدوده، می سوخت.

یارانه نظامی: چگونه موشک های جامد وارد تجارت پرتاب شدند

ظهور موتورهای موشک جامد در وسایل نقلیه پرتاب مداری تنها به دلیل ویژگی های عملیاتی آنها نیست. این یک پیامد مستقیم اقتصاد نظامی بود – به ویژه، اقتصادی برنامه موشک‌های بالستیک قاره‌پیما (ICBM) در دهه‌های 1950 و 1960، که یک پایگاه صنعتی برای موتورهای جامد بزرگ ایجاد کرد که می‌توانستند و به‌طور انگلی با هزینه‌ای ناچیز به فضا پرتاب شوند.

تاریخچه پیشرانه جامد مرکب مدرن آمریکایی با گروه Caltech آغاز می شود که بعداً به آزمایشگاه پیشرانه جت تبدیل شد. در اوایل سال 1936، تئودور فون کارمان، فرانک مالینا، جک پارسونز و همکارانشان در حال توسعه موتورهای موشکی و واحدهای برخاست با موتور جت بودند.[7] تقاضای زمان جنگ برای JATO منجر به سفارشات تولید بزرگ و تشکیل شرکت مهندسی آئروجت شد که به ایجاد پایگاه صنعتی و فنی کمک کرد که بعدها برنامه‌های موتورهای جامد نظامی از آنجا رشد کردند.[8]

نقطه عطف تعیین کننده مسابقه موشک های بالستیک قاره پیما در دهه 1950 بود. موشک‌های بالستیک قاره‌پیما با سوخت مایع اولیه مانند اطلس و تیتان I نیاز به سوخت‌گیری با اکسیژن مایع برودتی و تعمیر و نگهداری گسترده سایت پرتاب داشتند که آمادگی فوری را محدود می‌کرد.[9] Titan II محدودیت های برودتی را با استفاده از پیشرانه هایپرگولیک قابل ذخیره سازی حذف کرد و می توانست به سرعت از موقعیت هشدار مداوم پرتاب شود.[10] با این حال، بارهای نگهداری، نظارت و عملیاتی مرتبط با یک سیستم موشکی مایع بزرگ را حفظ کرد.

Minuteman معادله آمادگی را در سطح سیستم تغییر داده است. سه مرحله سوخت جامد آن، سوخت‌گیری قبل از پرتاب را حذف کرد و به موشک‌ها اجازه داد که به طور مداوم در سیلوهای سخت‌شده آماده باقی بمانند.[10] این خدمه پرتاب را حذف نمی کند. در عوض، خدمه کنترل پرتاب زیرزمینی می توانستند چندین موشک پراکنده را رصد و فرماندهی کنند. از نقطه نظر استراتژیک، یک ICBM سوخت جامد بسیار بیشتر شبیه یک مهمات ذخیره شده عمل می کند تا یک وسیله حمل و نقل قابل استفاده: ساختار هزینه آن برای آمادگی طولانی مدت و هزینه یکباره در شرایط شدید بهینه شده است. هنگامی که این فناوری به پرتاب فضایی مهاجرت کرد، فلسفه عملیاتی را به ارمغان آورد که با حمل و نقل معمولی با سرعت بالا ناسازگار بود.

پرتاب Minuteman III از Vandenberg AFB. (اعتبار: نیروی هوایی ایالات متحده)

Titan III به وضوح این مهاجرت را نشان می دهد. مطالعات نیروی هوایی، هسته Titan II را به یک وسیله پرتاب فضایی نظامی استاندارد شده، با پیشرانه های کمربند جامد بزرگ، تطبیق داد.[11] Titan IIIC که برای اولین بار در سال 1965 پرواز کرد، دو موتور UA1205 را با یک هسته مایع تایتان اصلاح شده ترکیب کرد. افزایش بهره وری قابل توجه بود، اما معماری به یک پایگاه صنعتی و سیستم تامین بستگی داشت که عمدتا برای نیازهای موشکی نظامی طراحی شده بود، نه حمل و نقل تجاری.

مقایسه کامل تیتان قنطورس و زحل IB. اطلاعات منتشر شده از سوی دولت و پیمانکار تایید می‌کند که این دو خودرو از معماری‌های پیشرانه بسیار متفاوتی استفاده می‌کردند: تایتان به کمربندهای جامد بزرگ به اضافه یک هسته مایع برای ذخیره‌سازی و سنتاور هیدرولوکس متکی بود، در حالی که Saturn IB در سرتاسر از نیروی محرکه مایع استفاده می‌کرد.[11][12] از آنجا که داده‌های بار تاریخی و هزینه بر اساس ماموریت، پیکربندی، قرارداد حسابداری و مبنای سالانه دلار متفاوت است، این رقم باید به‌عنوان یک مقایسه معماری به‌جای اثبات نرمال‌شده دقیق هزینه هر کیلوگرم خوانده شود.

پرتاب Titan IIIC-11 از کیپ کاناورال حامل هفت ماهواره برای اولین برنامه ماهواره ای ارتباطات دفاعی، 16 ژوئن 1966 (اعتبار: نیروی هوایی ایالات متحده)

مقایسه با Saturn IB آموزنده است، زیرا Saturn به طور خاص به عنوان یک سیستم پرتاب فضایی توسعه داده شد، اگرچه اولین مرحله آن میراث تانک را از موشک های نظامی قبلی حفظ کرد. مرحله اول S-IB از هشت موتور کرولوکس H-1 و S-IVB مرحله دوم آن از موتور هیدرولوکس J-2 استفاده می کند.[12] سوابق معاصر ناسا و نیروی هوایی از این نتیجه کلی حمایت می کند که Saturn IB عملکرد قوی LEO را نسبت به اندازه خود ارائه می دهد، اما مقایسه دقیق هزینه های پرتاب در بین برنامه ها به پیکربندی، دلار سال مالی، تخصیص هزینه برنامه و اینکه آیا هزینه های توسعه و ارتش دائمی شامل می شود حساس است. بنابراین نکته قابل دفاع از نظر معماری است: زحل تمام مایع بدون تکیه بر افزایش جامد بزرگ به عملکرد رقابتی یا برتر در محموله دست یافت.

رقابت نهادی و هزینه استقلال

رد پرتاب نظامی زحل به فضا توسط وزارت دفاع کاملاً غیرمنطقی نبود. وابستگی به وسیله نقلیه ناسا به معنای وابستگی به اولویت های آشکار ناسا، شیوه های تدارکات، برنامه ریزی محدوده و چرخه های بودجه، و سرمایه گذاری در زیرساخت های پشتیبانی ویژه زحل است. با این حال، مطالعات دولتی، زحل را بسیار توانا نشان داد و برآوردهای خوش بینانه تیتان III را زیر سوال برد.[11][13] نیروی هوایی با تایتان 3 ادامه داد زیرا برای کنترل نهادی، پاسخگویی نظامی و تداوم زیرساخت های موشکی و پرتابی موجود نیز ارزش قائل است.

زمانی که تایتان II در حال تولید سریال بود، هزینه های آن از طریق تولید انبوه راکت ها مستهلک شد. هنگامی که آن خط تولید در سال 1967 به تولید با نرخ پایین تغییر کرد، هزینه‌های واحد به‌شدت افزایش یافت – و هزینه Titan III، سپس Titan IV، به‌طور متوالی افزایش یافت، زیرا هرکدام مجبور بودند هزینه واقعی و مستهلک نشده بدنه را جذب کنند.

مخالفت اولیه وزارت دفاع با زحل به تلاش برای پایان دادن به بودجه نظامی برای این برنامه در سال 1959 گسترش یافت زیرا هیچ ماموریت نظامی به اندازه کافی تعریف شده آن را توجیه نمی کرد.[13] زحل از طریق انتقال ناسا جان سالم به در برد. این اپیزود عزم نیروی هوایی را برای حفظ قابلیت پرتاب سنگین مستقل تحت اختیار خود، که حول سخت افزار مشتق شده از تیتان و یک توسعه جامد بزرگ ساخته شده بود، تثبیت کرد.

خانواده Titan III در دهه‌های 1960 و 1970 در پیکربندی‌های IIIA تا IIIE گسترش یافت که هر کدام از معماری تقویت‌کننده جامد مدولار استفاده می‌کردند. اما هر پیکربندی با قابلیت حمل سنگین قابل توجه به موتورهای UA1205 نیاز داشت و اقتصادی بودن این موتورها از زیرساخت تولید ICBM جدایی ناپذیر بود. نیروی هوایی به دلایلی که ارتباطی با استقرار ماهواره‌ها نداشت، ظرفیت پرتاب فضایی را با هزینه‌ای ناچیز برای پایگاه تولید تسلیحات که فرماندهی استراتژیک هوایی تأمین مالی می‌کرد، خریداری می‌کرد.

اقتصاد تیتان با کاهش پایگاه تولید موشکی آن رو به وخامت گذاشت. تولید موشک های Titan II در دهه 1960 به پایان رسید، در حالی که نیروی موشکی فعال تا دهه 1980 در خدمت باقی ماند.[14] در نتیجه، خودروهای پرتاب Titan III و Titan IV به طور فزاینده‌ای به تولید با فرکانس پایین، ابزار دقیق قدیمی، تامین‌کنندگان تخصصی و نیروی کار دائمی که در پرتاب‌های نسبتاً کمی پرتاب می‌شد، وابسته بودند. تاریخچه دولت و برنامه از جهت این افزایش هزینه حمایت می کند، اگرچه مقایسه ارقام دقیق برای هر استارتاپ در طول دهه ها و قراردادهای حسابداری دشوار است.[15][16]

راه حل شاتل: اقتصاد سیاسی به عنوان مهندسی سیستم

تصمیم برای تجهیز شاتل فضایی به تقویت‌کننده‌های موشک جامد، مطالعه‌شده‌ترین مثالی است که نشان می‌دهد چگونه محدودیت‌های سیاسی و بودجه‌ای می‌توانند قضاوت مهندسی را با پیامدهای عملیاتی پایدار نادیده بگیرند. استدلال فنی برای تقویت کننده های جامد هزینه توسعه کمتر آنها در مقایسه با تقویت کننده های Kerolox بود. پرونده علیه آنها عملکرد ضعیف، ناتوانی در دریچه گاز یا خاموش کردن، تدارکات غیرقابل برگشت مواد خطرناک و الزام به اتصال در محل بود که در نهایت منجر به مرگ می شد.

سوابق کامل این تصمیم، با جزئیات توسط مورخ رسمی ناسا، T.A. هپنهایمر در «تصمیم شاتل فضایی» (NASA SP-4221، 1999) نشان می‌دهد که این انتخاب به‌صورت یک‌باره انجام نشده است، بلکه ناشی از 18 ماه مطالعه پیمانکار، فشار دفتر مدیریت و بودجه (OMB) و کشمکش‌های سازمانی بین مراکز ناسا بوده است.[17] خط اولیه اولیه از 1969 تا 1970 یک شاتل دو مرحله ای کاملاً قابل استفاده مجدد بود: یک تقویت کننده بالدار و سرنشین دار به اندازه یک بوئینگ 747، حامل دوجین موتور اصلی شاتل و ده ها موتور جت برای بازگشت به محل پرتاب، همراه با یک مدارگرد قابل استفاده مجدد مشابه. شرکت هوافضا هزینه های توسعه این وسیله نقلیه را 9.92 میلیارد دلار با حداکثر بودجه سالانه 2.34 میلیارد دلار برآورد کرد، ارقامی که بلافاصله با اصرار OMB مبنی بر اینکه برنامه زیر 1 میلیارد دلار در اوج بودجه سالانه باقی بماند، در تضاد بود.[18]

پیمانکاران ناسا سال 1971 را صرف یافتن راه هایی برای پر کردن این شکاف کردند و تقریباً هر مسیر قابل دوام از طریق تقویت کننده گذشت. انتقال هیدروژن مایع مدارگرد به یک مخزن قابل مصرف خارجی، دو مرحله را کوچک کرده و سرعت بهینه را از 2972 ​​به 2134 متر در ثانیه (9750 تا 7000 فوت در ثانیه) کاهش داد و هزینه توسعه پیش بینی شده گرومن را از 7.78 میلیارد دلار به 6.50 میلیارد دلار کاهش داد.[19] فشار بیشتر بر مخزن خارجی به طوری که موتورهای اصلی مدارگرد از بلند شدن مستقیم به مدار حرکت کنند، با مخزن که تمام سوخت را برای هر دو مرحله حمل می کند، دوباره سرعت مرحله را به 1524 متر در ثانیه و در نهایت به زیر 1219 متر در ثانیه (5000 و در نهایت زیر 4000 فوت در ثانیه) کاهش داد. این همان مداری است که برای تقویت‌کننده‌های ارزان، قابل مصرف یا کم‌استفاده مجدد مطرح شد: این یک اثر جانبی حل مشکل بودجه مدارگرد بود، نه تلاشی عمدی برای بهینه‌سازی تقویت‌کننده.

دو مفهوم تقویت کننده قابل استفاده مجدد از این چرخه طراحی مجدد جان سالم به در بردند، و همچنین تقویت کننده موشک سوخت جامد ناسا در نهایت پرواز نکرد. اولین نمونه یک نسخه بالدار و کوچک شده از Saturn V مرحله اول S-IC بود که مجهز به بال، کابین خدمه و توربوجت برای معکوس بود. بوئینگ که S-IC را ساخته بود و مشتاق بود خط تولید خود را باز نگه دارد، ارائه شد. دومی که توسط مرکز پرواز فضایی مارشال ناسا نگهداری می‌شود، تقویت‌کننده مایع بدون سرنشین، قابل بازیافت از دریا و تحت فشار بود که تنها به صورت نیمه محبت‌آمیز به عنوان تقویت‌کننده بزرگ احمق شناخته شد.[19] بدون توربوپمپ، سوخت LOX/RP-1 را تنها با استفاده از فشار مخزن به موتورهای خود می‌رساند، که به معنای ساخت مخازن به اندازه کافی ضخیم برای تحمل فشار است. پوست سخت به دست آمده به وسیله نقلیه اجازه می دهد تا با چتر نجات به اقیانوس بپرد و بدون محافظت اضافی از بازیابی زنده بماند. برآورد هزینه جمع آوری شده در چهار بررسی پیمانکاران در اواخر سال 1971 یک داستان ثابت را بیان می کند:[19]

هنرمند	قیمت توسعه تحت فشار (میلیارد دلار)	بالدار S-IC Dev. قیمت (میلیارد دلار آمریکا)	اوج تامین مالی تحت فشار ($B)
گرومن	4.08	4.50	1.02
راکول آمریکای شمالی	5.12	5.79	0.94
مک دانل داگلاس	5.16	7.51	0.81
لاکهید	4.41 (فقط اوج)	–	0.99

جدول 1. هزینه های توسعه مقایسه ای و برآوردهای بودجه سالانه اوج برای تقویت کننده قابل استفاده مجدد تحت فشار در مقابل جایگزین بالدار S-IC، چهار مطالعه پیمانکار، اواخر سال 1971 (سال مالی 1971 میلیارد دلار). منبع: Heppenheimer, The Space Shuttle Decision, NASA SP-4221, Chapter 8.

جذابیت تقویت کننده تحت فشار برای مارشال ناسا قابل انتظار است. مارشال جانشین سازمانی تیم موشک سوخت مایع ورنر فون براون بود و ترجیح او برای تقویت کننده مایع – صرف نظر از پیکربندی – منعکس کننده دهه ها هویت سازمانی ساخته شده حول موتورهای سوخت مایع بود تا محکومیت بی طرفانه موتورهای حالت جامد. مدیر برنامه شاتل، چارلز دانلان، بعداً به یاد می آورد که مارشال و پیمانکارانش “تجربه کمی در مورد مواد جامد” داشتند و ناسا “در وهله اول برای سوخت مایع بسیار فشار آورد زیرا در غیاب برنامه توسعه تقویت کننده بزرگ، یافتن کاری برای مارشال سخت بود.”[19] هنگامی که ناسا دستورالعملی رسمی در 12 سپتامبر 1971 صادر کرد و به پیمانکاران دستور داد که مطالعات توسعه مرحله‌ای خود را کنار بگذارند و دوباره بر روی پیشرانه‌های S-IC و مفاهیم بال تمرکز کنند، این دستورالعمل همان چیزی بود که هپنهایمر آن را “دفع ذرات جامد بدون قید و شرط” می‌نامید، حتی اگر لاکهید و مک‌دانچلاس موتور جامد156 لوگستر را تایید کرده بودند. بهترین تقویت کننده کوتاه مدت چند هفته قبل.[19]

چرخش قاطع به جامدات از خارج از تیم طراحی ناسا انجام شد. کلاوس هیس از شرکت Mathematica – شرکت اقتصادی پرینستون که تجزیه و تحلیل رسمی هزینه و فایده شاتل را انجام می دهد – به این نتیجه رسید که پیمانکاران ناسا به اندازه کافی مبادله هزینه هر پرواز را انجام نداده اند. با پذیرش هزینه‌های عملیاتی کمی بالاتر، این برنامه می‌تواند کاهش بسیار بیشتری در هزینه‌های توسعه و اوج بودجه را از طریق پیکربندی Heiss به نام TAOS: شاتل مدارگرد با کمک رانش خریداری کند، که در آن موتورهای خود مدارگرد از بلند شدن به مدار می‌سوزند در حالی که دو پرتابگر بدون سرنشین – جامد یا تحت فشار – نیروی رانش اضافی را قبل از سقوط فراهم می‌کنند.[19] پیکربندی خاص تقویت کننده جامد دوقلو که در نهایت ناسا انتخاب کرد، به نظر نمی رسد که اصلاً از ناسا سرچشمه گرفته باشد، بلکه از مؤسسه تحلیل های دفاعی، یک اندیشکده پنتاگون که شاتل را به نمایندگی از کاخ سفید بررسی می کند، نشات گرفته است. دونلان به دو کارمند IDA، رینالد فینکه و جورج بردی، با پیکربندی «تقریباً یکسان» با طراحی پرواز اعتبار داد و برادی را برای دریافت جایزه ناسا چند دهه بعد توصیه کرد.[19]

مطالعات پیمانکار مفهومی TAOS که در ماه های پایانی سال 1971 انجام شد، مقایسه ای را ارائه کرد که این سوال را حل کرد:[19]

مفهوم	توسعه دهنده قیمت (میلیارد دلار آمریکا)	اوج تامین مالی ($B)	قیمت پرواز (M$)
گرومن، تغذیه دو فشار	4.02	0.97	8.2
مک دانل داگلاس، دوقلو تحت فشار	4.83	0.74	6.4
مک دانل داگلاس، دو موتور جامد	4.34	0.71	9.9

جدول 2. مقايسه هزينه پيمانكار TAOS، اواخر 1971 پيكربندي دوقلو جامد كمترين نياز بودجه را داشت اما بالاترين هزينه به ازاي هر پرواز از اين سه مورد را داشت – كاهش هزينه‌هاي عملياتي حالت جامد قبل از انتخاب ناسا قابل مشاهده بود و كمي كرد. منبع: Heppenheimer, The Space Shuttle Decision, NASA SP-4221, Chapter 8.

خود اعداد بی چون و چرا هستند. پیکربندی دو جامد TAOS دارای کمترین حداکثر نیاز مالی سالانه در بین سه گزینه بود که محدودیت بودجه اولیه OMB را برآورده می کرد، اما همچنین دارای بالاترین هزینه برای هر پرواز بود، 9.9 میلیون دلار در مقابل 6.4 میلیون دلار برای جایگزین تحت فشار مک دانل داگلاس و 8.2 میلیون دلار برای گرومن. بنابراین، مطالعات پیمانکار خود ناسا، قبل از امضای هر قراردادی، مشخص کرد که نیروی محرکه جامد گرانترین گزینه تقویت کننده برای کار در طول عمر برنامه خواهد بود. تصمیم برای ادامه با وجوه مستحکم به این دلیل گرفته شد که محدودیت فوری کوتاه‌مدت، اوج تامین مالی سالانه در مرحله توسعه در دهه 1970 بود، نه هزینه‌های چرخه عمر عملیات در دهه‌های 1980 و 1990: یک بهینه‌سازی افق کوتاه که چارچوب جریان نقدی تخفیف‌یافته OMB، با وزن دلارهای کوتاه‌مدت بسیار بیشتر از دلار فعال بود.[18]

مطالعات پیمانکاران خود ناسا، که قبل از امضای هر قراردادی تکمیل شد، نشان داد که پیکربندی حالت جامد دوگانه تقویت‌کننده گران‌ترین گزینه از سه گزینه پیشرو برای کار در طول عمر برنامه خواهد بود. به هر حال ناسا آن را انتخاب کرد زیرا محدودیت فوری بودجه مرحله توسعه بود، نه هزینه های چرخه زندگی.

این بستر نهادی و اقتصادی بود که در آن ناسا همچنین مهمترین قابلیت عملیاتی SRB را پذیرفت. مستندات برنامه خود ناسا در آن زمان اذعان داشت که تقویت کننده جامد «مشکل کاملاً متفاوتی داشت، زیرا نمی‌توانست آن را تا زمانی که همه پیشرانه‌ها بسوزانند خاموش کنند»، برخلاف پارگی مخزن مایع تحت فشار، که حداقل به موتور اجازه می‌دهد در پشته خاموش شود.[20] این خطری نبود که مورد توجه قرار نگیرد و بعداً، در نگاهی به گذشته، پس از چلنجر ظاهر شد. شناسایی شد، به صورت مکتوب شرح داده شد و با جریمه هزینه پرواز و جریمه هزینه از دست رفته سنجیده شد. چهارده سال بعد، ناتوانی در خاموش کردن یک تقویت‌کننده آسیب‌دیده، دلیل تقریبی خدمه چلنجر بود که گزینه‌ی سقط نداشتند، زمانی که پیوند میدانی تقویت‌کننده سمت راست شروع به از کار افتادن کرد.

قرارداد ساخت تقویت کننده های موشک جامد شاتل فضایی به بخش Wasatch تیوکول در نوامبر 1973 واگذار شد.[21] سابقه تاریخی این نتیجه را تایید می کند که پیکربندی شاتل در یک محیط بودجه کوتاه مدت فشرده انتخاب شده است و تولید در یوتا نیازمند تحویل ریلی موتورهای قطعه بندی شده است. به طور قطعی ثابت نشده است که جیمز فلچر، مدیر ناسا، شخصاً جایزه را به دلایل سیاسی کارگردانی کرده است. ادعای قابل دفاع این است که عرضه، جغرافیا، محدودیت‌های حمل‌ونقل، و حمایت کنگره، همگی در هم تنیده شده‌اند و پیامدهای طراحی پایدار را تولید می‌کنند.

سپس مکان یوتا محدودیتی را ایجاد کرد که طراحی خودرو را به گونه‌ای شکل داد که غیرقابل برگشت بود. از آنجایی که تأسیسات دماغه تیوکول به حمل و نقل ریلی برای رسیدن به مرکز فضایی کندی (KSC) نیاز داشت، و از آنجا که خط راه آهن از میان تونل های کوهستانی عبور می کرد که حداکثر عرض واگن ریلی را محدود می کرد، بخش های SRB در حداکثر قطر محدود بودند. ساخت بوسترهای چهار بخش و مونتاژ آنها در KSC، اتصالات محیطی پین و گیره را معرفی کرد، که در ابتدا با دو حلقه O و دوغاب کرومات روی مهر و موم شده بودند، که با دست در محیطی در فضای باز و در معرض تغییرات دما، رطوبت و آلودگی مونتاژ می شدند.[5] یک محفظه موتور یکپارچه که در یک تأسیسات ساحلی تولید می شود، اتصالات میدان را به طور کامل از بین می برد. تصمیم سیاست برای قرار دادن قرارداد در یوتا، یک مورد یکپارچه را از نظر جغرافیایی غیرممکن کرد. حلقه‌های اورینگ به معنای مستقیم پیامد سیاست کنگره بودند.

هر بخش موتور بارگیری شده توسط تجهیزات ریلی تخصصی از یوتا به مرکز فضایی کندی با رویه های ویژه برای جابجایی، نظارت و ایمنی مواد منفجره منتقل شد.[22] پس از پرواز، قوطی‌های فولادی بازیابی شده قبل از بازگرداندن برای چرخه سوخت‌گیری دیگر، تحت استخراج، جداسازی، تمیز کردن، بازرسی، تعمیر و تأیید مجدد قرار گرفتند. این یک فرآیند بازسازی و ساخت مجدد گسترده بود، نه یک استفاده مجدد عملیاتی سریع. مطالعات معاصر توسط ناسا و پیمانکاران به طور مداوم جایگزین های تقویت کننده مایع را به عنوان مزایای عملیاتی بالقوه ارائه می دهند، اگرچه درصد صرفه جویی دقیق به شدت به فرضیات بستگی دارد و نباید به عنوان یک رقم ثابت 88 درصد بیان شود.[23]

پیامد مرتبه دوم معماری شاتل فضایی، فشار مداوم برای استخراج عملکرد بیشتر از مدارگرد، موتورهای اصلی آن، و مخزن خارجی با تکامل جرم وسیله نقلیه و الزامات ماموریت بود. RS-25 با درجه قدرت بالاتر از نقطه مرجع 100% اصلی طراحی شد و ماموریت های بعدی از تنظیمات بهبود یافته همراه با برنامه های کاهش وزن مانند مخزن خارجی فوق سبک استفاده کردند.[3] عملکرد استثنایی موتورها و الزامات قابلیت استفاده مجدد، نیاز به بازرسی و کار بازسازی سختی داشت.

چالشگر: پیامدهای مهندسی تصمیمات سیاستی

در 28 ژانویه 1986، در ساعت 11:38 صبح به وقت شرقی، شاتل فضایی چلنجر (STS-51-L) تقریباً 73 ثانیه پس از بلند شدن منهدم شد. کمیسیون راجرز خرابی اولیه را به عنوان از بین رفتن مهر و موم فشار در اتصال میدان عقب موتور موشک جامد سمت راست در شرایط پرتاب سرد غیرمعمول شناسایی کرد.[21] O-ring اولیه بلافاصله مهر و موم نشد. گاز داغ از طریق اتصال خارج شد و در نهایت جت را تشکیل داد که با مخزن بیرونی برخورد کرد و باعث شکست ساختاری شد. هر هفت خدمه کشته شدند.

کمیسیون راجرز شکست سیستمی را ثبت کرد که فراتر از نقص سخت افزاری فوری بود. فرسایش و فوران O-ring در پروازهای قبلی رخ داد، اما ناسا و مدیریت پیمانکار به تدریج شواهدی را پذیرفتند که باید به حل و فصل نیاز داشتند.[21] سوابق کمیسیون از این درس گسترده‌تر حمایت می‌کند که فشارهای برنامه‌ریزی، عدم اطلاع‌رسانی نادرست از ریسک و عادی‌سازی عملکرد غیرعادی باعث شده تا برخی آسیب‌پذیری‌های مشترک پابرجا بماند.

درس مهندسی عمیق تر از شکست مدیریت است. هنگامی که موتور موشک سوخت جامد مناسب مشتعل شد، احتراق عادی آن را نمی توان با بستن دریچه سوخت یا فرمان خاموش کردن موتور متوقف کرد. رانشگرهای اصلی مایع مدارگرد را می‌توان خاموش کرد، اما شاتل یک روش صعود اولیه قابل دوام نداشت که به مدارگرد اجازه می‌داد به طور ایمن جدا شود در حالی که تقویت‌کننده‌ها به تولید بیشتر نیروی رانش بالابر و کنترل وسیله نقلیه ادامه می‌دادند.[21]

عدم توانایی در خاموش کردن پایدار موتور یک محدودیت طراحی نیست که بتوان آن را از طریق مهندسی بهتر حل کرد. این یک ویژگی فیزیکی احتراق حالت جامد است. اکسید کننده و سوخت از نظر شیمیایی و فیزیکی در ماتریس دانه در اندازه ذرات 50 تا 200 میکرون همگن می شوند. هیچ مسیر ترمودینامیکی از “bead on” تا “bead off” وجود ندارد که سخت افزار موتور را حفظ کند. برای اهداف لغو پاسخ، مدیریت ناهنجاری ها یا حفظ ایمنی برد، یک موتور موشک سوخت جامد مشتعل از هر نظر عملیاتی خارج از کنترل انسان است.

همیشه زنده: اشتعال تصادفی و فاجعه PEPCON

خاصیت خاموش نشدن سوخت جامد پیامدی دارد که کمتر از عواقب آن در حین پرواز مورد توجه قرار می‌گیرد، اما از نظر شمارش بدنه‌های تاریخی، بسیار بدتر است: یک موتور موشک سوخت جامد یا ماده اولیه سوخت آن از زمان ساخت تا زمان فرسودگی هرگز در حالت ایمن و بدون انرژی قرار نمی‌گیرد. یک مرحله پیشران مایع را می توان از نظر عملیاتی خنثی کرد – تخلیه شد، با گاز بی اثر پاک شد و به یک مخزن فشار خالی تبدیل شد که خطری بزرگتر از هر بخش دیگر از ساختار هوافضا ندارد. یک موتور جامد نمی تواند: پیشرانه ساختار است. هیچ روشی برای جداسازی مواد پرانرژی از سخت افزار به جز حذف فیزیکی و تخریب دانه وجود ندارد، و یک موتور کاملاً ریخته‌گری شده یا ذخیره مواد اولیه اکسیدکننده برای همه اهداف عملی، همیشه فعال است.

یک موتور جامد را نمی توان بی اثر کرد تا کار کند. پیشران سازه است. جرقه یک جوشکار در انبار نوادا، بدون موشک و پرتاب قریب الوقوع، باعث انفجاری معادل یک انفجار هوای هسته ای یک کیلوتنی شد.

عواقب این ویژگی در 4 می 1988 در کارخانه مهندسی و تولید اقیانوس آرام نوادا (PEPCON) در هندرسون، نوادا، یک تولید کننده عمده پرکلرات آمونیوم برای موتورهای موشک سوخت جامد ایالات متحده، به طرز فاجعه باری نشان داده شد.[24] عملیات شاتل پس از چلنجر به حالت تعلیق درآمد در حالی که تولید پرکلرات آمونیوم ادامه داشت و موجودی بسیار زیادی در سایت باقی ماند.[25] جرقه جوشکار دنباله ای از رویدادها را آغاز می کند که به انفجاری معادل انفجار هوای هسته ای تقریباً یک کیلوتنی ختم می شود.[27]

این حادثه شامل یک آتش سوزی سریع و چندین انفجار بزرگ بود. تجزیه و تحلیل فنی، توالی کل انفجار را در حد یک کیلوتن معادل هوای آزاد یا تقریباً 250 تن TNT در سطح زمین برای بیشترین تأثیرات قرار داد.[26] دو مقام کشته و صدها نفر زخمی شدند. ساختمان ها، تاسیسات و اموال در یک منطقه وسیع آسیب دیدند.[24][27] این رویداد یکی از بزرگترین انفجارهای صنعتی تصادفی در تاریخ مدرن ایالات متحده بود.

خطر محدود به مواد خام فله نیست. قطعات موتور تکمیل شده در طول ذخیره سازی، حمل و نقل و پردازش، اقلام انرژی باقی می مانند. در سپتامبر 1990، یک قطعه موتور جامد تیتان IV با بارگیری کامل در طی عملیات زمینی در پایگاه نیروی هوایی ادواردز رها شد و در یک آتش سوزی گسترده شعله ور شد و یک کارگر کشته و 9 نفر دیگر زخمی شدند.[28][29] این حادثه عواقب شدیدی را که می‌تواند ناشی از خرابی مکانیکی یک موتور بزرگ و پر بار باشد، نشان می‌دهد.

PEPCON شامل عملیات پرتاب نمی شد. این یک حادثه تولید و ذخیره سازی سوخت بود و نشان داد که خطر سوخت جامد در سراسر زنجیره تامین وجود دارد. پرکلرات آمونیوم و موتورهای تمام شده به تفکیک کمیت و فاصله، ذخیره سازی تخصصی، حمل و نقل کنترل شده، پرسنل آموزش دیده و مدیریت ایمنی گسترده نیاز دارند. سوخت های اکسیژن مایع و هیدروکربن به خودی خود خطرات جدی هستند، اما می توان آنها را به طور جداگانه ذخیره کرد و از یک وسیله نقلیه تخلیه کرد. یک موتور حجیم ریخته‌گری تا زمانی که دانه‌های آن خرج یا برداشته شود، یک ماده انرژی باقی می‌ماند.

قابل تعمیر، غیر قابل استفاده مجدد: قیاس قاب کارتریج

تفاوت بین سخت‌افزار «قابل استفاده مجدد» و «قابل‌ساخت مجدد» دلیل اصلی این است که چرا بازسازی موتور جامد هرگز به ساختار هزینه‌ای که طرفداران آن وعده داده‌اند دست نیافته است. یک سیستم قابل استفاده مجدد واقعی – اصطلاحی که SpaceX و Blue Origin از آن برای تقویت‌کننده‌های مایع استفاده می‌کنند – به معنای کالایی است که از پروازی بازمی‌گردد که نیاز به بازرسی و حداکثر خدمات جزئی قبل از پرواز مجدد دارد: سوخت‌گیری، بازرسی بوروسکوپ، دک‌زدایی در صورت لزوم، شاید یک پمپ توربو یا محرک با فاصله زمانی طولانی. برعکس، سیستم تجدیدپذیر سیستمی است که بازگشت از خدمت آن به منبع تولید نزدیکتر باشد تا محصول نهایی. کیس شاتل SRB به دسته دوم تعلق دارد و قیاس مناسب هواپیمای بازگشتی برای پرواز بعدی نیست، بلکه یک جعبه تفنگ برنجی است که برای بارگیری مجدد به جایگاه بازگردانده می شود.

محفظه کارتریج بارگذاری شده به همان مفهومی که توربوفن یا مرحله موشک پیشران مایع قابل استفاده مجدد نیست. کیس تا زمانی که محتوای انرژی جایگزین شود به جلو منتقل می شود. محفظه‌های موتور موشک جامد شاتل از فرسودگی و بازیابی اقیانوس جان سالم به در بردند، اما سخت‌افزار برگشتی به بازیابی، تمیز کردن، آزمایش غیرمخرب، ارزیابی خوردگی، جایگزینی اجزای جداسازی و فرسایش، کار نازل و ریخته‌گری کاملاً جدید پیشران نیاز داشت.[5][30] بنابراین، این قیاس تا زمانی مفید است که به عنوان توصیفی از تجدید گسترده درک شود تا ادعایی که هر جزء از برنامه جایگزینی یکسانی پیروی می کند.

بازیافت بدنه شاتل SRB به معنای پوسته نوسازی بود، نه استفاده مجدد در مفهوم هواپیما. پوشش فولادی برگشته است. بیشتر چیزی که آن را به یک موتور موشک تبدیل کرده بود، هر بار باید از ابتدا بازسازی می شد.

این یک تجدید به معنای آستین است: یک پوسته ساختاری به جلو منتقل می شود، اما انرژی و محتوای عملکردی مورد به طور کامل در هر چرخه جایگزین می شود، با هزینه های کار و بازرسی که با پیچیدگی پرونده به جای کاهش تجربه افزایش می یابد. اساساً با ایده آل گاز و رفتن که معماری های سیال با آهنگ بالا دنبال می کنند متفاوت است. یک تقویت‌کننده فالکون 9 که به بندر بازمی‌گردد، موتورها، لوله‌کشی، هواپیما و ساختار اصلی آن دست نخورده است. کار بازیابی بازرسی، دک‌زدایی، تعویض قطعات جزئی و سوخت‌گیری، استفاده از همان مخازن سوختی است که ماموریت قبلی را انجام داده‌اند، پرواز بعدی را انجام می‌دهند، و همان سوخت‌هایی را که از ابتدا برای نگهداری طراحی شده‌اند، نگه می‌دارند. هدف اعلام شده اسپیس ایکس برای استارشیپ – بارگیری پیشرانه، بازرسی، پرواز مجدد در عرض چند ساعت، به معنای واقعی کلمه “گاز و رفتن” هواپیما – مورد محدودی است که استفاده مجدد از مایع همیشه به آن اشاره کرده است، و هیچ بدنه موتور سفت و سختی، هر چند خوب طراحی شده باشد، نمی تواند به طور قابل قبولی حرکت کند، زیرا چیزی که باعث می شود موتور یک موتور را دوباره شارژ کند و به طور کامل بر روی یک موتور پرواز نمی کند، باید به طور کامل استفاده شود. سوخت

بخش سخت افزاری مورد استفاده مجدد از کل هزینه SRB دقیقاً به این دلیل بود که مقدار کمی از چیزهایی که تقویت کننده را با ارزش می کرد – پیشرانه، عایق، نازل، اجزای فرسایشی – از پرواز در شرایط قابل استفاده جان سالم به در برد. کیس در نهایت به برنجی کارتریج تبدیل شد. تقریباً همه چیز دیگر گلوله، باروت و کپسول بود.

دوران «استخدام موشکی».

نقش بقای مشروع موتور جامد در پرتاب مدرن به عنوان یک تقویت رانش مدولار برای یک وسیله نقلیه هسته مایع و در مأموریت های تخصصی مرحله فوقانی یا مرحله اولیه است. Atlas V می تواند با صفر تا پنج بوستر پرواز کند، در حالی که Vulcan از صفر، دو، چهار یا شش تقویت کننده GEM-63XL بسته به نیاز ماموریت استفاده می کند.[31] خانواده PSLV هندی نیز از مکانیسم‌های بند متفاوتی در هر نوع استفاده می‌کنند. در این سیستم ها، موتور جامد بیشتر به عنوان یک گزینه عملکرد عمل می کند تا به عنوان تنها پایه یک معماری حمل و نقل قابل استفاده مجدد.

این مورد استفاده منطقی فنی در حال حاضر است: افزایش عملکرد برای یک وسیله نقلیه با سوخت مایع موجود در سرعت های پروازی به اندازه کافی پایین که هزینه واحد موتور جامد و بار عملیاتی نسبت به ارزش ماموریت بار قابل قبول باشد. چیزی که ارائه نمی دهد مسیری برای یک استارت آپ با سرعت بالا و کم هزینه است.

چرا موتورهای جامد نمی توانند اقتصاد را در استارت های سرعت بالا حفظ کنند؟

منطق اقتصادی پیشرانه مایع قابل استفاده مجدد با نیروی محرکه جامد متفاوت است زیرا تقویت کننده مایع را می توان با موتورها، مخازن، هواپیماهای اویونیک، لوله کشی و ساختار اصلی آن دست نخورده بازگرداند. بنابراین هزینه های پرواز آن را می توان بین سخت افزار مستهلک شده، بازرسی و نگهداری، سوخت، خدمات پرواز و عملیات تقسیم کرد. بیانیه‌های عمومی و سوابق پرواز نشان می‌دهد که مرحله‌های اول فالکون 9 می‌توانند بیش از 35 ماموریت را انجام دهند و به سخت‌افزارهای با ارزش اجازه می‌دهند تا در بسیاری از پرتاب‌ها پخش شوند.[32][33] ارقام دقیق هزینه نهایی به عنوان مالکیت خصوصی باقی می ماند و باید به عنوان برآوردهای شرکت به جای هزینه های عمومی حسابرسی شده در نظر گرفته شود.

اسپیس ایکس به طور عمومی مرحله اول را به عنوان بیشترین سهم از هزینه های تولید فالکون 9 توصیف کرده و گفته است که بازسازی بسیار ارزان تر از ساخت یک تقویت کننده جدید است.[33] سابقه نشان‌داده‌شده استفاده مجدد از نقطه اقتصادی مرکزی پشتیبانی می‌کند: با افزایش تعداد پروازهای تقویت‌کننده، هزینه استهلاک سخت‌افزار ماموریت کاهش می‌یابد. ادعای دقیق 15 میلیون دلار در هزینه های راه اندازی نهایی، نرخ تجدید ثابت یا هزینه خاص برای ساخت یک تقویت کننده، فقط به عنوان اظهارات شرکت نسبت داده شده است و نه به عنوان حقایق حسابداری تأیید شده مستقل.

موتور موشک سوخت جامد یک ماده منفجره کلاس 1 است که الزامات زنجیره تامین، ذخیره سازی و جابجایی آن از نظر ساختاری با عملیات پرتاب شبیه خطوط هوایی در هر سرعت پروازی که بازار تجاری در دهه 2030 به آن نیاز دارد، ناسازگار است.

یک موتور موشک سوخت جامد نمی تواند در همان منطق استفاده مجدد شرکت کند، زیرا دانه پیشران آن در هر پرواز مصرف می شود و باید دوباره تولید، ریخته گری، سخت شده، بازرسی و تایید شود. یک موتور کلاس شاتل حاوی بیش از یک میلیون پوند سوخت کامپوزیت است.[6][5] مدل‌های هزینه تأیید می‌کنند که یک پیشران جامد بزرگ به شدت تحت‌تاثیر پردازش پیشرانه، ساخت مسکن و نازل، تضمین کیفیت، امکانات و سرعت تولید قرار می‌گیرد.[34]

اساساً، موتورهای موشک سوخت جامد بزرگ به عنوان وسایل انفجاری کلاس 1 تنظیم می شوند. تقسیم خطر دقیق به طور کلی 1.2 درجه سانتیگراد نیست. طبقه بندی به طراحی موتور و رفتار خطرناک آزمایش شده بستگی دارد و موتورهای موشکی می توانند تحت طبقه بندی هایی از جمله 1.1C یا 1.3C ظاهر شوند.[35] جداسازی، حمل‌ونقل، ذخیره‌سازی، تفکیک کمیت و فاصله، تأیید و الزامات خدمات آموزش‌دیده هرچه باشد، بارهای عملیاتی قابل‌توجهی را تحمیل می‌کند که به خوبی با حمل و نقل هوایی مانند خطوط هوایی هماهنگ نیست.

فرآیند ریخته‌گری دانه خود یک محدودیت اضافی ایجاد می‌کند. دانه های بزرگ سوخت موتور جامد در محفظه موتور در یک فرآیند گرمازایی که به روزها تا هفته ها نیاز دارد، در دما و رطوبت کنترل شده انجام می شود تا از همگنی سوخت و استحکام مکانیکی کافی پیوند بین مهره و عایق پوشش اطمینان حاصل شود.[1] ساختار دانه حاصل – و در نتیجه مشخصات زمان‌بندی رانش موتور – در زمان ساخت ثابت است و پس از پخت قابل تنظیم نیست. هر بازرسی که شکاف، ترک یا شکاف در دانه پیشرانه را آشکار کند معمولاً منجر به رد موتور می شود زیرا هیچ فرآیند تعمیری وجود ندارد که بتواند خواص هندسی و مکانیکی اولیه لازم برای عملکرد قابل پیش بینی بالستیک را بازگرداند. همانطور که در مواد محرکه Stanford AA 284a خلاصه می شود: اجرای کنترل رانش فعال بسیار دشوار است. تقسیم بندی برای شتاب دهنده های بزرگ به دلیل محدودیت های تولید و حمل و نقل لازم است. قطعه بندی نیاز به اتصالات میدانی دارد.[1] هر یک از این محدودیت ها در ماهیت فیزیکی موتور حالت جامد ذاتی هستند و قابل حذف نیستند.

آینده بدون تقویت کننده های جامد

شواهد بازار قوی است. Falcon 9، Falcon Heavy و Starship/Super Heavy اسپیس ایکس از پیشرانه مایع استفاده می کنند. نیو گلن از موتورهای متان/LOX BE-4 در مرحله اول و موتورهای هیدروژن/LOX BE-3U در مرحله فوقانی خود استفاده می کند. نوترون لابراتوار راکت و خانواده لانگ مارس 10 چین دارای سوخت مایع هستند. Ariane 6 و SLS تقویت‌کننده‌های جامد بزرگی را حفظ می‌کنند، و نشان می‌دهد که جامدات در جایی که دولت‌ها به تضمین زمان‌بندی، تداوم صنعتی، ملاحظات سیاسی یا افزایش توان بالا اهمیت می‌دهند، مرتبط باقی می‌مانند. موقعیت رقابتی آریان 6 بیشتر یک برآورد اقتصادی است تا یک واقعیت منبع اولیه. برآوردهای نظارتی، سیستم پرتاب اولیه SLS/Orion را تقریباً 4.1 میلیارد دلار در هر مأموریت نشان می‌دهد.[36]

چین یک مثال متقابل آشکار ارائه می دهد که نیاز به بررسی دقیق دارد. وزارت دفاع ایالات متحده گزارش داد که سه سیلو جدید موشک های بالستیک قاره پیمای سوخت جامد چین حاوی تقریباً 320 سیلو هستند که نشان دهنده افزایش گسترده ظرفیت سوخت جامد این کشور است.[37] چین همچنین چندین خودروی پرتاب مداری سوخت جامد را اداره می کند. ادعای نسب مستقیم بین پرتابگرهای تجاری خاص و خانواده های موشکی خاص فقط باید زمانی مطرح شود که اسناد معتبر از آنها پشتیبانی کند. مفهوم گسترده‌تر این است که یک پایگاه بزرگ تدارکات نظامی می‌تواند از امکانات، تامین‌کنندگان و تخصص‌هایی پشتیبانی کند که از راه‌اندازی غیرنظامی یا شبه تجاری نیز بهره می‌برند.

تجربه فعلی چین با استدلال ارائه شده در اینجا سازگار است. یک سیگنال تقاضای نظامی بزرگ و مورد حمایت دولت می‌تواند هزینه‌های ثابت تولید سوخت، ریخته‌گری موتور، ساخت بدنه، آزمایش و نیروی کار تخصصی را جذب کند و به برنامه‌های پرتاب غیرنظامی اجازه می‌دهد تا بر پایه‌ای صنعتی بنا کنند که تقاضای پرتاب تجاری ممکن است به تنهایی از آن پشتیبانی نکند. مشخص نیست که در صورت افزایش یا کاهش سطح تولید نظامی، این شاخص‌های اقتصادی تداوم خواهند داشت یا خیر، و باید به عنوان یک نتیجه‌گیری آزمایشی به جای یک پیش‌بینی ارائه شود.

مسیر صنعت منعکس کننده نتیجه ای است که قبلاً در فیزیک و اقتصاد گنجانده شده است. جریمه عملکرد، انعطاف ناپذیری عملیاتی، بار لجستیکی، و ناسازگاری مقیاس پیشرانه جامد، آن را از نظر اقتصادی انتخابی پایین‌تر برای هر معماری پرتابی که برای سرعت پرواز بالا، ایمنی خدمه و پرسنل یا قیمت‌های تجاری رقابتی طراحی شده است، تبدیل کرده است. یک موتور موشک سوخت جامد زمانی که سرعت پرواز پایین بود، زمانی که پایگاه‌های تولید ICBM زیرساخت‌های تولید تقریباً رایگان را فراهم می‌کردند، و زمانی که مقایسه مربوطه عملکرد در مقابل ظرفیت محموله بود، نه هزینه هر پرواز برای طول عمر ماموریت 50+، انتخاب منطقی بود. هیچ یک از این شرایط امروز اعمال نمی شود.

آنچه باقی می‌ماند یک فناوری با کاربرد محدود است: تقویت رانش برای وسایل نقلیه هسته مایع در سرعت‌های پروازی متوسط، مراحل اولیه برای سوزاننده‌های ژئوسنکرون/سیاره‌ای که در آن مزیت‌های مهندسی موتورهای جامد کوچک بیشتر از سطح مایع است، و موشک‌هایی که قابلیت ذخیره‌سازی و آمادگی فوری از نظر عملیاتی حیاتی است.

معادله موشکی به ترتیبات سیاسی یا وفاداری های نهادی اهمیتی نمی دهد. از ISP و بخش عمده مراقبت می کند. تحت این شرایط، موتور موشک سوخت جامد دهه‌هاست که بحث را از دست داده است. اکنون اقتصاد به سادگی به محدودیت‌های فیزیکی ذاتی فناوری رسیده است.

مراجع

1. Arif Karabeyoglu, “Solid Rocket Propulsion” AA 284a سخنرانی 11، دانشگاه استنفورد، 2014.
2. مستندات فنی پیمانکار/نیروی هوایی ایالات متحده، “ارتقای موتور موشک سوخت جامد تیتان IV”، شامل اطلاعات عملکرد و صلاحیت SRMU. سرور گزارش های فنی ناسا و سوابق برنامه نیروی هوایی را ببینید. https://ntrs.nasa.gov/
3. ناسا، “تاریخچه جوشکاری موتور اصلی شاتل فضایی”، سرور گزارش های فنی ناسا، 2010. مواد مرجع موتور ناسا برای عملکرد J-2، RS-25 و RL10.
4. اطلاعات پیشرانه SpaceX، Falcon و Starship. اطلاعات قوای محرکه گلن جدید با مبدا آبی. صفحات برنامه رسمی سازنده. https://www.spacex.com/vehicles/starship/ ; https://www.blueorigin.com/new-glenn
5. ناسا، شاتل فضایی، صفحه مرجع رسمی.
6. ناسا، فهرست راهنمای اخبار شاتل فضایی و داده های فنی تقویت کننده موشک جامد، سرور گزارش های فنی ناسا.
7. آزمایشگاه پیشرانه جت ناسا تاریخچه نهادی گروه تحقیقاتی موشک Caltech از سال 1936 و توسعه اولیه JATO.
8. Aerojet Rocketdyne، تاریخچه شرکت و توسعه اولیه JATO/Aerojet. سوابق تاریخی ناسا / JPL.
9. تاریخچه سیستم تسلیحاتی و آمادگی پرتاب تیتان I نیروی هوایی ایالات متحده؛ مواد تاریخچه موشک از پارک ملی.
10. خدمات پارک ملی، نیروی هوایی زیرزمینی، سایت تاریخی ملی Minuteman. موزه موشک تایتان، تاریخ عملیاتی تایتان II.
11. تاریخچه برنامه پرتاب خودروی تیتان III نیروی هوایی ایالات متحده و خلاصه فنی. سرور گزارش های فنی ناسا، اسناد Titan III. https://ntrs.nasa.gov/
12. اسناد مأموریت و وسیله نقلیه ناسا، Saturn IB، از جمله تاریخچه فنی پرتابگر زحل و سوابق برنامه های کاربردی آپولو. https://history.nasa.gov/
13. ناسا، سوابق تاریخی کمیته سیلوراستاین و انتقال زحل به ناسا. TA Heppenheimer، تصمیم شاتل فضایی، NASA SP-4221.
14. موزه موشک تیتان، “تاریخ تایتان II”، حفظ تاریخ عملیاتی سیستم تسلیحاتی تیتان II.
15. نیروی هوایی ایالات متحده، تاریخچه برنامه تجاری Titan III و Titan IV. GAO در مورد خرید سیستم راه اندازی و رشد هزینه گزارش می دهد. https://www.gao.gov/
16. نیروی هوایی ایالات متحده، آخرین پرتاب Titan IV و سوابق تاریخی برنامه Titan. تاریخچه برنامه مرکز سیستم های فضایی و موشکی نیروی هوایی.
17. T. A. Heppenheimer، The Space Shuttle Decision، NASA SP-4221، NASA History Series، 1999.
18. TA Heppenheimer، تصمیم شاتل فضایی، فصل 6، “اقتصاد و شاتل”، NASA SP-4221.
19. T. A. Heppenheimer، The Space Shuttle Decision، فصل 8، “یک شاتل متناسب با بودجه”، NASA SP-4221، با استناد به مطالعات اولیه پیمانکار فاز B.
20. Mathematica، Inc.، تحلیل اقتصادی سیستم شاتل فضایی، سرور گزارش های فنی ناسا، 1972-1973.
21. گزارش کمیسیون رئیس جمهور در مورد حادثه شاتل فضایی چلنجر (کمیسیون راجرز)، 1986.
22. ناسا، شاتل های راه آهن مرکز فضایی کندی و تقویت کننده موشک جامد؛ اسناد تاریخی و لجستیکی ناسا
23. ناسا و پیمانکار شاتل تحقیقات تقویت کننده موشک مایع، از جمله تحقیقات تقویت کننده موشک مایع، سرور گزارش های فنی ناسا.
24. اداره آتش نشانی شهرستان کلارک، “انفجار PEPCON”، تاریخچه رسمی حادثه.
25. سابقه هندرسون و سوابق مدیریت اضطراری در مورد ذخیره پرکلرات آمونیوم قبل از حادثه PEPCON.
26. رید، جی دبلیو و همکاران، “تحلیل انفجار تصادفی در PEPCON، هندرسون، نوادا، 4 می 1988″، گزارش فنی وزارت انرژی ایالات متحده، 1988.
27. دفتر ایمنی و تضمین ماموریت ناسا، از موشک تا خرابه، مطالعه موردی ایمنی PEPCON.
28. گزارش سانحه نیروی هوایی ایالات متحده و سابقه سرویس تلگرافی معاصر از یک تصادف در بخش موتور جامد تیتان IV در سپتامبر 1990 در پایگاه نیروی هوایی ادواردز.
29. لس آنجلس تایمز، “تایتان بوستر سقوط می کند، به شعله می افتد”، 8 سپتامبر 1990، بر اساس گزارش های نیروی هوایی و واکنش اضطراری.
30. ناسا، “ارزیابی مواد بدنه تقویت کننده موشک شاتل”، سرور گزارش های فنی ناسا، 1974.
31. United Launch Alliance، Atlas V و Vulcan مستندات/ راهنمای کاربر رسمی خودرو.
32. SpaceX، سوابق رسمی ماموریت و پرواز فالکون 9. مستندات پرتاب خدمه تجاری ناسا.
33. ایرنه کلوتز، «مصاحبه با ایلان ماسک از اسپیس ایکس»، هفته هوانوردی، 2020. صورت‌های هزینه شرکت به‌عنوان برآوردهای تلقی شده در نظر گرفته می‌شوند.
34. مدل هزینه پیشرانه مرکز پرواز فضایی مارشال ناسا (PCM)، انجمن بین‌المللی تخمین و تحلیل هزینه، 2019.
35. وزارت حمل و نقل ایالات متحده، اداره خطوط لوله و مواد خطرناک، طبقه بندی مواد منفجره موتور موشک و تفسیر تاییدیه ها، از جمله UN0186 Rocket Motors، 1.3C.
36. دفتر بازرس کل ناسا، بررسی هزینه و مقرون به صرفه بودن Artemis/SLS/Orion. دفتر پاسخگویی دولت ایالات متحده، ارزیابی پروژه های اصلی ناسا. https://oig.nasa.gov/ ; https://www.gao.gov/
37. توسعه وزارت دفاع، عملیات نظامی و امنیت ایالات متحده، از جمله جمهوری خلق چین 2024.

---

مایکل پوکت متخصص انطباق است. در طول سه دهه گذشته، او با یا در بسیاری از انواع رسانه های زیست محیطی، از جمله برنامه های تنظیم معدن، آب، هوا، زباله های جامد و خطرناک کار کرده است. او می خواهد ببیند که تمدن ما یک زیرساخت فضایی پایدار می سازد و این کار را به روشی مسئولانه از نظر زیست محیطی انجام می دهد. دیدگاه های او بیانگر دیدگاه های کسی جز خودش نیست. می توان با او در mdpuckett@gmail.com تماس گرفت. او این مقاله را به گربه 19 ساله محبوب خود، پوکی، تقدیم می کند، که آخرین روز کامل خود را در زمین در کنار او گذراند و او این مقاله را ویرایش می کرد.

توجه: اکنون در حال تعدیل نظرات هستیم. در ارسال نظرات تاخیر وجود خواهد داشت و هیچ تضمینی برای ارسال تمامی نظرات ارسالی وجود ندارد.