Результат показывает, что максимальная доля полезной нагрузки для данного DV требует:
1. Ступени с более высоким Iуд должны быть над ступенями с более низким Iуд .
2. Большая DV должна быть обеспечена ступенями с более высоким Iуд .
3. Каждая последующая ступень должна быть меньше чем предыдущая.
4. Подобные ступени будут обеспечивать одинаковую DV.
Перечень использованных источников
1 Altman, D.E. 1981. AIAA Annual Meeting.
2 Clark, K.E. 1975. Survey of Electric Propulsion Capability. Journal of Spacecraft and Rockets. 12 (11):641-654.
3 Fritz, D.E., and Sackheim, R.L. 1982. Study of a Cost-Optimized Pressure-Fed Liquid Rocket Launch Vehicle. Paper No. AIAA-82-1108 presented at the AIAA 18th Joint Propulsion Conference, Cleveland, Ohio.
4 Furstenau, R.P.,T.D. McCoy, and David M. Mann. 1980. "US Air Force Approach to Plume Contamination." in Proceedings of the Seminar in Optics in Adverse Environments. Society for Photo-Optical Instrumentation Engineers.
5 Gordon, S., and B.J. McBride. 1976. Computer Program for Calculation of Complex Chemical Equilibrium Compositions, Rocket Performance, Incident and Reflected Shocks, and Chapman-Jouget Detonations. NASA SP-273, Interim Revision. NASA Lewis Research Center: National Aeronautics and Space Administration.
6 Guthrie, Douglas M., and Robert S. Wolf. 1990. Non-Acoustic Combustion Instability in Hybrid Rocket Motors. Paper presented at the JANNAF Propulsion Conference. Anaheim, CA.
7 Hill, Philip G., and Carl R Peterson. 1970. Mechanics and Thermodynamics of Propulsion. Reading, MA: Addison-Wesley Publishing Co.
8 Huzel, D.K., and D.H. Huang. 1971. Design of Liquid Rocket Propellant Rocket Engines. NASA SP-125. Washington, DC: National Aeronautics and Space Administration.
9 Jensen, G.E., et al. 1990. Hybrid Propulsion Technology Program Final Report. United Technologies Chemical Systems. NASA/MSFC Contract NAS 8-37778.
10 Martin, J.W. 1986. Liquid Propellant Management in Space Vehicles. Quest Magazine (TRW, Inc.) 9(1).
11 National Aeronautics and Space Administration. 1963. Design of Liquid Propellant Rocket Engines. NASA SP-125. Washington, DC: National Aeronautics and Space Administration.
12 Salmon, M. 1968. World Aerospace Systems.
13 Stuhlinger, Ernst. 1964. Ion Propulsion for Space Flight. New York: McGraw-Hill Book Company.
14 Sutton, George P. 1986. Rocket Propulsion Elements. 5th ed. New York: John Wiley and Sons.
15 Timnat, Y.M. 1987. Advanced Chemical Rocket Propulsion. London: Academic Press.
16 Tsiolkovsky, Konstantin E. 1903. Rockets into Cosmic Space.
* Ракетное уравнение было разработано в конце девятнадцатого века и впервые опубликовано Константином Циолковским [1903], глухим русским школьным учителем, который был первым, кто разработал много математической теории современной ракетной техники. Самый эффектный кратер на дальней стороне Луны был назван Циолковский после получения результатов в 1959 году с советской космической исследовательской ракеты "Луна 3".
* При 24 Мпа (250 кгс/см2) и 0° С.
** Органические полимеры + перхлорат аммония + порошкообразный алюминий
*** h - кпд преобразования энергии
* Моно Н это гидразиновое монотопливо (N2H4), MMH это монометиловый гидразин.
** Для циклов низкой производительности (<10%) и коротких импульсов шириной (10-15 мс) используетcя более низкий импульсный Iуд. Для циклов производительностью >10% и импульсов шириной больше 50 мс используетcя более высокий импульсный Iуд.
*** электротермически увеличенный (омический двигатель / сверхвысокое напряжение)
* Использование колонки помеченной "Предел прочности при растяжении" плюс фактор надежности.
Уважаемый посетитель!
Чтобы распечатать файл, скачайте его (в формате Word).
Ссылка на скачивание - внизу страницы.