بررسی آماری پارامترهای جرمی انرژتیکی موتورهای چندمحفظه‌ای و کلاسترشده پیشران مایع

افزایش ارتفاع مداری و جرم محموله ماهواره برها، علاوه بر چند مرحله ای کردن ماهواره برها، نیازمند استفاده از سامانه های پیشرانش قویتر می‌باشد. یکی از روش های متداول جهت تامین پیشرانه مورد نیاز هر مرحله، چیدمان مناسب چند موتور در کنار یکدیگر است، تا بدین ترتیب نیروی پیشران لازم برای انجام ماموریت فراهم شود. هدف کلی این مقاله، ارائه نتایجِ یک مطالعه آماری صورت گرفته میان پارامترهای جرمی انرژتیکی و سیستمی ماهواره برها و موشک های کشورهایی است که از موتورهای کلاستر شده یا چند محفظه ای، در سامانه پیشرانش پرتابگرهای خود استفاده کرده اند. استخراج نمودارهای نیروی پیشران، نیروی پیشران به وزن، ایمپالس وی‍ژه، فشار محفظه این موتورها و بررسی نوع سامانه فشارگذاری مخازن، سیستم کنترل بردار پیشران و غیره، امکان مقایسه پارامترهای جرمی انرژتیکی و مشخصات سیستمی سامانه های پیشرانش را تسهیل می نماید. نتایج نشان می‌دهد که راندمان سرعت مشخصه سیستم تزریق مایعگاز برای هر دو نوع مولفه پیشران کروسین و هیدروژنِ مایع بیشتر از سیستم تزریق مایع مایع است که حاکی از برتری پیشران های قابل ذخیره در مقایسه با پیشران های تبریدی است. از طرف دیگر، فشار محفظه موتورهای سیکل باز با پیشران قابل ذخیره بیشتر از موتورهای با پیشران های تبریدی می‌باشد.

Statistical Analysis of MassEnergy Parameters of Multistage and Clustered Liquid Propellant Engines

Increasing the orbital height and mass of the satellites’ cargo, in addition to multistaging the satellites, requires use of stronger propulsion systems. One of the commonly used methods to provide the required thrust in each stage is proper arrangement of several engines in conjunction with each other, in order to provide the amount of propulsion needed to carry out the mission. The overall purpose of this paper is to present the results of a statistical study of massive energy and system parameters of satellites and missiles in countries that use clustered or multicompartment engines in their propulsion system. Extracting thrusts, trust weights, specific impulse, chamber pressure of these engines, and examining the type of pressurizing system, vector control system, etc. It is possible to compare the massenergy parameters and system characteristics of propulsion systems. The results show that the C* efficiency of the liquidgas injection system for both components of the crosene and liquid hydrogen injector is higher than that of the liquidliquid injection systems, indicating the superiority of the propellants in comparison to refractory propellants. On the other hand, the pressure of the opencycle engine compartment with a storable propellant is more than that of engines with cryogenic propellant.