Но мне хотелось бы, чтобы вы поняли, что слово "суммарный" может относиться только к импульсу двигателю (РДТТ), который полностью выработал свое топливо. Это интеграл текущей тяги по времени с пределами интегрирования от 0 до полного времени работы двигателя. Только так.
Вы, конечно, можете расчитывать импульс тяги на стартовом участке, но не надо называть его "суммарным". Это не суммарный, это "частный" импульс.
Не не так
Для ракет с двух режимными двигателями
Iсумм тяги двигателя до полного выгорания горючего( в ряде организаций его ещё называют полным суммарным импульсом тяги двигателя) =I сумм тяги двигателя на стартовом режиме + Iсумм на маршевом режиме.
и представление суммарного импульса тяги двигателя до полного выгорания горючего в таком виде, как показано выше, вполне логично и обосновано.
Во первых часто в стартовом режиме и маршевом режиме применяется топливо разных групп.
В той же ракете 7F в стартовом режиме применяется топливо смесевое, а в маршевом режиме двухосновное. отличающихся своими свойствами. Соответственно работа двигателя на этих участках отличается величиной тяги , характером изменения тяги по времени( линейная зависимость или это кривая) , Iуд двигателя.
Причём по функционалу эти режимы различаются.
Стартовый режим нужен для того чтобы ракета как можно быстрее набрала свою мах скорость.
Маршевый режим для поддержания высокой средней скорости ракеты на траектории.
На практике всегда есть необходимость проводить анализ ракеты на каждом режиме в отдельности.
2. Ракета с однорежимным двигателем имеет два участка активный и пассивный.
Ракета с двухрежимным двигателем имеет три участка, стартовый, маршевый и пассивный.
Всегда, анализ ракет проводят на каждом из этих участков.
Далее с использованием примеров
Ракета Матра Супер 530
- в ряде информационных бюллетеней( 80-ые годы) весьма уважаемой организации ЦАГИ указывался Суммарный импульс тягидвигателя до полного выгорания горючего=17940 кгс. с.
при этом указывая Тягу и время стартового режима-3870 кгс и 2с и маршевого режима 2550кгс и 4 с
Проведём сами не сложные вычисления 3870 х 2 +2550 х 4=7740 +10200 получим= те же 17940 кгс. с.
При этом они привели Энерговооружённость ракеты- 73.
проведём Несложные вычисления- 17940/ 245=73,2
представление Iсумм тяги двигателя до полного выгорания горючего в том виде, как это представило ЦАГИ используется разработчиками ракет на этапе формирования облика ракеты. В тоже время, такое представление в публичной плоскости позволяет дать лишь общее представление о ракете.
В тоже время в другой не менее уважаемой организации руководствовались другими целями и задачами и показывали полный суммарный импульс тяги двигателя в виде:
=I сумм тяги двигателя на стартовом режиме + Iсумм на маршевом режиме. при этом показывая величину тяги и время, расход топлива,группу топлива для каждого из режимов, а также показывая энерговооружённости для этих двух режимов в отдельности.
Поэтому вывод : В каком виде будут представлены данные, зависит от целей и решаемых задач .
Во вторых
Из выше сказанного вытекает следующее:
Частным импульсом можно назвать импульс который мы получаем внутри каждого из режимов на небольшом отрезке времени, меньшем времени работы двигателя на этом участке.
например при времени работы на стартовом участке в 4,5 сек( ракета 7F) мы считаем импульс на участке времени от 0 до1 сек или от 3-тей до 4 сек.
2. То что это Импульс получаем через интегрирование тяги на участке его работы это тоже всем известно.
Но есть нъюансы.
Если тяга постоянна или уменьшается не значительно то Iсумм=Ртяги х t работы двигателя.
Если тяга уменьшается за время работы двигателя сильно мы можем сделать следующее:
Если нам не известен характер протекания тяги по времени
Брать пиковое значение, делать допущение что тяга постоянна и считать Импульс. Как я писал ранее и как показано в примере выше.
можно уменьшить полученное значение Импульса на стартовом режиме на 15-17 %. тогда погрешность будет меньше.
Но опять выбор варианта зависит от решаемых задач и целей.
В нашем случае с Питоном 4
Взяв пиковое значение тяги в 8кН. И получив I cумм тяги и затем энерговооружённость менее 25 ед на стартовом участке и сравнив с энерговооружённостью ракет аналогичного класса Р-60, Р-73 мы делаем вывод что представленные данные по тяге на стартовом участке, скажем так не совсем, правильные. Проверка через энерговооружённость аналогов позволила нам зделать соответсвующий вывод. Для такого вывода представленных данных достаточно и нет необходимости лезть в дебри.