در معادله ۳-۲، Ha برابر با ارتفاع نقطه اوج مدار بیضوی است.
واضح است که برای مدار دایروی، سرعت مداری از معادله ۳-۳ به دست می‌آید.
در معادله ۳-۳، h برابر با ارتفاع مدار دایروی از سطح زمین است.
پایگاه پرتاب
پایگاه‌های پرتاب برحسب نوع موشکی که ازآنجا پرتاب می‌شوند به سه دسته پایگاه‌های پرتاب زیرمداری، نظامی و فضایی تقسیم می‌شوند. امروزه باگذشت حدود ۶۰ دهه از آغاز فعالیت‌های فضایی بشر، پایگاه‌های پرتاب فضایی زیادی در دنیا احداث گردیده است ( شکل۳-۲). گاهی پایگاه‌های پرتاب محدودیت‌هایی را برای انجام مأموریت ایجاد می‌کنند. این محدودیت‌ها شامل جرم موشک حامل، قطر موشک، نوع سیستم حمل‌ونقل، مقدار شیب مداری، پنجره پرتاب و … هستند. به همین دلیل طراحان باید از محل پایگاه پرتاب مطلع باشند تا موشک حامل برای انجام مأموریت به بهترین شکل طراحی و آماده‌سازی شود.
تعدادی از پایگاه های پرتاب فضایی در دنیا[۳۰]
عرض جغرافیایی پایگاه پرتاب یکی از عوامل تأثیرگذار بر مأموریت است. چرخش زمین به دور خود باعث ایجاد سرعت خطی در نقاط مختلف می‌شود. این سرعت در استوا به بیشترین حد خود می‌رسد. بنابراین هرچه پایگاه پرتاب به استوا نزدیک‌تر باشد، سرعت اولیه‌ای که زمین به موشک حامل می‌دهد بیشتر بوده و درنتیجه سوخت کمتری برای رسیدن به‌سرعت مداری نیاز است. درنتیجه می‌توان محموله بیشتری را به فضا فرستاد. به این دلیل سعی می‌شود پایگاه‌های پرتاب نزدیک استوا ساخته شوند. واضح است که برای دو پایگاه پرتاب در یک عرض جغرافیایی برابر و شرایط یکسان، پایگاهی که ارتفاع بیشتری از سطح دریا دارد، مناسب‌تر است.
عرض جغرافیایی پایگاه پرتاب بر شیب مداری نیز تأثیرگذار است به‌طوری‌که همواره شیب مداری بزرگ‌تر یا برابر با عرض جغرافیایی می‌باشد. به‌عنوان‌مثال اگر پایگاه پرتاب در محلی با عرض جغرافیایی ۳۲ درجه قرار داشته باشد، حداقل شیب مداری در دسترس ۳۲ درجه خواهد بود و زاویه بین صفحه استوا و صفحه مداری نمی‌تواند کمتر از ۳۲ درجه شود؛ مگر زمانی که از عملیات انتقال مداری پس از تزریق محموله در مدار اولیه کمک بگیریم. پس مشاهده می‌شود که پرتاب از نزدیک استوا این محدودیت را کم می‌کند.
احتراق
فرایند ایجاد نیرو برای بلند شدن و شتاب دادن به حامل توسط احتراق پیشران در محفظه احتراق و خروج گازهای تولیدی از نازل صورت می‌گیرد. طراحان متناسب با نیازهای مأموریتی و همچنین امکانات موجود، بهترین ترکیب سوخت و اکسیدکننده را برای انجام مأموریت انتخاب می‌کنند. با انتخاب نوع سوخت و اکسیدکننده، سیستم پیشران نیز طراحی می‌گردد. در این پایان‌نامه طراحی حامل را بر مبنای استفاده از پیشران مایع و به‌طور مشخص ترکیب تترا اکسید نیتروژن[۴۵] و دی متیل هیدرازین نامتقارن[۴۶] انجام داده‌ایم.
کیفیت فرایند احتراق در سیستم پیشران مایع به پارامترهای مختلفی بستگی دارد که از مهم‌ترین آن‌ها می‌توان به موارد زیر اشاره کرد.
دمای محفظه احتراق
فشار محفظه احتراق
نسبت اکسیدکننده به سوخت
نسبت گرمایی ویژه
جرم مولکولی گاز ناشی از اشتعال پیشران
هر چه دمای محفظه احتراق بالاتر باشد، محفظه بازده بهتری دارد. با افزایش دمای محفظه احتراق، ضربه ویژه بالا رفته و با توجه به تأثیر این عامل بر مقدار تراست، جرم پیشران موردنیاز کمتر می‌شود و به دنبال آن حامل سبک‌تر می‌گردد. اما پیداست که محدودیت‌های تکنولوژیکی اجازه افزایش بیش‌ازحد دما را نمی‌دهد و با توجه به جنس و شرایط موتور، باید دما را کنترل نمود.
فشار محفظه نیز تأثیر مستقیم بر مقدار ضربه ویژه می‌گذارد. فشار محفظه احتراق به ساختار سیستم پیشرانش کاملاً وابسته است. موتورهای با پیشران مایع در حالت کلی به موتورهای با سیکل باز یا موتورهای با سیکل بسته تقسیم می‌شوند که همین نوع سیکل بر فشار محفظه تأثیر می‌گذارد. همچنین برخی موتورها از سیستم توربوپمپ برای تزریق سوخت و اکسیدکننده به محفظه احتراق استفاده می‌کنند که همین امر سبب بالا رفتن فشار محفظه می‌شود. در مقابل برخی موتورها از سیستم تغذیه به کمک مخازن گازی استفاده می‌کنند که به‌ناچار باید فشار محفظه را کاهش داد. البته فشار محفظه بر جرم سیستم پیشران تأثیر می‌گذارد و بدیهی است افزایش فشار باعث ضخیم‌تر شدن محفظه شده و افزایش جرم را به دنبال خواهد داشت.
بیشترین ضربه ویژه موتور در یک نسبت خاص اکسیدکننده به سوخت اتفاق می‌افتد. به همین جهت سعی بر این است که اکسیدکننده و سوخت به نسبت بهینه‌ای با یکدیگر مخلوط شوند تا بیشترین مقدار ضربه ویژه حاصل شود. اما گاهی اولویت افزایش مقدار ضربه ویژه نبوده و کاهش مقدار جرم سیستم هدف قرار می‌گیرد که به دنبال آن این نسبت تغییر می‌کند. در شکل۳-۳ تغییرات ضربه خلأ برحسب نسبت ترکیب اکسیدکننده به سوخت برای پیشران‌های مختلف آورده شده است. همان‌طور که پیداست ترکیب هیدروژن و اکسیژن بازده بسیار مناسبی دارند اما سطح تکنولوژی موردنیاز برای استفاده از این ترکیب به‌عنوان پیشران حامل امروزه برای بسیاری از کشورها در دسترس نیست و به همین جهت از سوخت‌های هیدروکربنی استفاده می‌شود.
نمودار تغییرات ضربه خلأ بر حسب نسبت ترکیب اکسید کننده به سوخت برای پیشران های مختلف[۳۱]
نسبت گرمایی ویژه با فشار محفظه رابطه معکوس دارد. یعنی با افزایش نسبت گرمایی ویژه، فشار محفظه کاهش می‌یابد. افزایش جرم مولکولی نیز سبب افزایش فشار محفظه می‌گردد. در ادامه تأثیر برخی پارامترها بر فشار محفظه احتراق برای ترکیب پیشران تترا اکسید نیتروژن و دی متیل هیدرازین نامتقارن (N2O4/UDMH) در قالب شکل‌های ۳-۴ تا ۳-۷ آورده شده است.
اثر تغییرات فشار محفظه احتراق بر دمای ادیاباتیک شعله برای پیشران N2O4/UDMH
اثر تغییرات نسبت اتمیسیته بر فشار محفظه احتراق برای پیشران N2O4/UDMH
اثر تغییرات نسبت جرم مولکولی گاز ناشی از احتراق بر فشار محفظه احتراق برای پیشران N2O4/UDMH
اثر تغییرات نسبت اکسید کننده به سوخت بر فشار محفظه احتراق برای پیشران N2O4/UDMH
طراحی موتور
موتورهای موشک امروزی در دسته‌ه ای مختلفی تولید می‌شوند که هرکدام مزایا و معایبی دارند. در جدول۳-۱ نوعی دسته‌بندی موتورهای موشک و مزایا و معایب آن‌ها را مشاهده می‌کنید.
مزایا و معایب انواع موتور در حامل های فضایی[۱۵]
ردیف
