Двухрежимные системы по существу объединили моно и двухкомпонентные системы, питаемые одним или несколькими общими топливными баками. Эти системы фактически гибридные, которые используют гидразин (N2H4) одновременно как топливо для высокоэффективных двухкомпонентных двигателей (т.е., N2O4/N2H4) и для однокомпонентных, с обычными каталитическими двигателями малой тяги. Гидразин из общего топливного бака питает и двухкомпонентные и однокомпонентные двигатели. В этом варианте обеспечен высокий удельный импульс для больших DV, проводимых с большой тягой (напр. скругление апогея), и надежный точный минимальный импульс тяги, полученный от однокомпонентных двигателей для управления ориентацией.
Практический анализ может ограничить выбор топлива среди тех, что легкодоступны, непортящиеся и просты в обращении. Также мы должны выторговать время упреждения, необходимое для разработки новых технических возможностей комбинации существующих компонентов или ступеней. В заключение, ограничения полезной нагрузки на перегрузку могут диктовать максимально допустимые уровни импульса.
Два основных параметра при проектировании ракетного двигателя - это тяга и удельный импульс. Тяга F - это количество силы, применяемое к ракетному двигателю, основанному на выталкивании газов. Она может быть рассчитана следующим образом
(17.1)
где 
-
площадь выхода сопла, 
- давление газа на выходе сопла,
- давление окружающей среды, 
- скорость истечения топлива, 
- удельный массовый расход топлива. Это
выражение может быть упрощено по определению как эффективная скорость истечения
С, определенная как
(17.2)
Уравнение (17.1) тогда сводится к
(17.3)
Для очень больших высот и в космосе является
по существу нулем; на низких высотах тяга ракетного двигателя увеличивается,
пока носитель не покинет атмосферу.
Удельный импульс Iуд
- это отношение тяги F к удельному весовому расходу
топлива g.
(17.4)
Iуд - мера энергосодержания ракетного топлива и того, как эффективно оно конвертируется в тягу. Для химической ракеты Iуд прямо пропорциональна квадратному корню отношения температуры в камере Tc к среднему молекулярному весу отработанных газов M
(17.5)
где K – это константа пропорциональности, зависящая от отношения удельных теплоемкостей отработанного газа и отношения давления в двигателе. Эта важная зависимость показывает, что мы можем максимизировать удельный импульс путем согласования максимально возможной абсолютной температуры с наименьшим средним молекулярным весом продуктов горения.
Главным критерием характеристики возможностей двигательной установки является изменение скорости DV, которое она может производить. Эта зависимость определена количественно ракетным уравнением*:
(17.6)
где 
-
конечная масса носителя, m0 – начальная
масса носителя, mp – масса расходуемого
топлива, 
- массовый расход. Это уравнение
предполагает нулевые потери соответственно на торможение и гравитацию, и таким
образом ограничивает идеальный случай. На практике достигнутый DV будет меньше.
Потери на гравитацию и торможение для ракеты-носителя обычно составляют
1500-2000 м/с.
Другая форма уравнения (17.6) определяет массу требуемого топлива для данного увеличения скорости DV
(17.7)
Это уравнение позволяет нам рассчитать массу требуемого топлива, основанную на любой начальной или конечной массе ракеты.
Наивысшая тяга получается, когда выходное давление равно окружающему. Несмотря на то, что уравнение (17.1) подсказывает, что большее давление может быть получено с большим выходным давлением, чем окружающее давление, скорость истечения при этом понижается, приводя к потере тяги. В результате ракетные выхлопные сопла разрабатываются с выходным давлением равным окружающему всякий раз, когда только возможно. Давление на выходе управляется коэффициентом расширения области сопла
Уважаемый посетитель!
Чтобы распечатать файл, скачайте его (в формате Word).
Ссылка на скачивание - внизу страницы.