Rakettmotordyse - Rocket engine nozzle

Figur 1: En de Laval -dyse, som viser omtrentlig strømningshastighet som øker fra grønt til rødt i strømningsretningen

Dyse på første etappe av en RSA-3- rakett

En rakettmotordyse er en fremdriftsdyse (vanligvis av typen De Laval ) som brukes i en rakettmotor for å utvide og akselerere forbrenningsprodukter til høye supersoniske hastigheter.

Ganske enkelt: drivmiddel under trykk ved enten pumper eller høytrykks ullage gass til hvor som helst mellom to til flere hundre atmosfærer blir injisert inn i et forbrenningskammer til å brenne, og forbrenningskammeret fører til en dyse som omdanner energien som finnes i høyt trykk og høy temperatur forbrenningsprodukter til kinetisk energi ved å akselerere gassen til høy hastighet og nært trykk.

Historie

De Laval -munnstykket ble opprinnelig utviklet på 1800 -tallet av Gustaf de Laval for bruk i dampturbiner . Den ble først brukt i en tidlig rakettmotor utviklet av Robert Goddard , en av fedrene til moderne rakett. Den har siden blitt brukt i nesten alle rakettmotorer, inkludert implementering av Walter Thiel , som muliggjorde Tysklands V-2- rakett.

Atmosfærisk bruk

Den optimale størrelsen på en rakettmotordyse som skal brukes i atmosfæren oppnås når utgangstrykket tilsvarer omgivelsestrykk (atmosfærisk), noe som synker med økende høyde. For raketter som reiser fra jorden til bane, er en enkel dysedesign bare optimal i en høyde, mister effektivitet og sløser med drivstoff i andre høyder.

Like forbi halsen er trykket i gassen høyere enn omgivelsestrykket og må senkes mellom halsen og munnstykket ved ekspansjon. Hvis trykket på eksosen som forlater dysen er fortsatt over omgivelsestrykket, sies det at en dyse er underekspandert ; hvis eksosen er under omgivelsestrykk, er den overekspandert .

Svak overekspansjon forårsaker en liten reduksjon i effektiviteten, men gjør ellers lite skade. Imidlertid, hvis utgangstrykket er mindre enn omtrent 40% av omgivelsestrykket, skjer "strømningsseparasjon". Dette kan forårsake utstødningsstabilitet som kan forårsake skade på munnstykket, kontrollvansker for kjøretøyet eller motoren, og i mer ekstreme tilfeller ødeleggelse av motoren.

I noen tilfeller er det ønskelig av pålitelighets- og sikkerhetshensyn å tenne en rakettmotor på bakken som skal brukes helt til bane. For optimal løfteytelse bør trykket til gassene som kommer ut av dysen være ved havnivåstrykk når raketten er nær havnivå (ved start). Imidlertid vil en dyse designet for havnivådrift raskt miste effektivitet i større høyder. I en flertrinns design er den andre trinns rakettmotor først og fremst designet for bruk i store høyder, og gir bare ytterligere skyvekraft etter at motoren i første trinn utfører den første løftingen. I dette tilfellet vil designere vanligvis velge en overekspandert dyse (ved havnivå) design for den andre fasen, noe som gjør den mer effektiv i større høyder, der omgivelsestrykket er lavere. Dette var teknikken som ble brukt på romfergenes overekspanderte (på havnivå) hovedmotorer (SSME-er), som brukte mesteparten av sin drevne bane i nesten vakuum, mens skyttelbussens to effektive rakettforsterkere på havnivå ga størstedelen av den første løftekraften. I vakuumet i rommet er praktisk talt alle dyser underekspandert fordi for fullt å ekspandere gassen må dysen være uendelig lang, ettersom ingeniører må velge et design som vil dra fordel av den ekstra ekspansjonen (skyvekraft og effektivitet), samtidig som den ikke er legger til overdreven vekt og kompromitterer bilens ytelse.

Vakuumbruk

For dyser som brukes i vakuum eller i veldig stor høyde, er det umulig å matche omgivelsestrykket; heller, dyser med større arealforhold er vanligvis mer effektive. Imidlertid har en veldig lang dyse en betydelig masse, en ulempe i seg selv. En lengde som optimaliserer bilens ytelse må vanligvis finnes. Når temperaturen på gassen i munnstykket synker, kan noen komponenter i avgassene (for eksempel vanndamp fra forbrenningsprosessen) kondensere eller til og med fryse. Dette er svært uønsket og må unngås.

Magnetiske dyser har blitt foreslått for noen typer fremdrift (for eksempel Variable Specific Impulse Magnetoplasma Rocket , VASIMR), der strømmen av plasma eller ioner styres av magnetfelt i stedet for vegger laget av faste materialer. Disse kan være fordelaktige, siden et magnetfelt i seg selv ikke kan smelte, og plasmatemperaturene kan nå millioner av kelvin . Imidlertid er det ofte termiske designutfordringer som presenteres av spolene selv, spesielt hvis superledende spoler brukes til å danne strupe- og ekspansjonsfeltene.

de Laval dyse i 1 dimensjon

Diagram over en de Laval -dyse, som viser strømningshastighet (v) som øker i strømningsretningen, med reduksjoner i temperatur (t) og trykk (p). Mach -tallet (M) øker fra subsonisk, til sonisk i halsen, til supersonisk.

Analysen av gassstrømmen gjennom de Laval -dysene innebærer en rekke konsepter og forenklede forutsetninger:

Forbrenningsgassen antas å være en ideell gass .
Gassstrømmen er isentropisk ; dvs. ved konstant entropi , som et resultat av antagelsen om ikke-viskøs væske og adiabatisk prosess.
Gassstrømningshastigheten er konstant (dvs. stabil) i løpet av drivstoffperioden .
Gassstrømmen er ikke-turbulent og aksesymmetrisk fra gassinnløp til avgassutgang (dvs. langs dysens symmetriakse).
Strømmen er komprimerbar ettersom væsken er en gass.

Når forbrenningsgassen kommer inn i rakettdysen, beveger den seg med subsoniske hastigheter. Etter hvert som halsen trekker seg sammen, tvinges gassen til å akselerere inntil ved dysehalsen, der tverrsnittsarealet er minst, blir den lineære hastigheten sonisk . Fra halsen øker deretter tverrsnittsarealet, gassen ekspanderer og den lineære hastigheten blir gradvis mer supersonisk .

Den lineære hastigheten til de utgående avgassene kan beregnes ved hjelp av følgende ligning

{\ displaystyle v _ {\ text {e}} = {\ sqrt {{\ frac {TR} {M}} \, {\ frac {2 \ gamma} {\ gamma -1}} \ venstre [1- \ venstre ({\ frac {p _ {\ text {e}}} {p}} \ right)^{\ frac {\ gamma -1} {\ gamma}} \ right]}}}}

hvor:

${\ displaystyle T}$ ,	absolutt temperatur på gass ved innløp (K)
${\ displaystyle R}$	≈ 8314,5 J/kmol · K, universell gasslovkonstant
${\ displaystyle M}$ ,	molekylmasse eller vekt av gass (kg/kmol)
${\ displaystyle \ gamma}$	${\ displaystyle = c _ {\ text {p}}/c _ {\ text {v}}}$ , isentropisk ekspansjonsfaktor
${\ displaystyle c _ {\ text {p}}}$ ,	spesifikk varmekapasitet , under konstant trykk, av gass
${\ displaystyle c _ {\ tekst {v}}}$ ,	spesifikk varmekapasitet, under konstant volum, av gass
${\ displaystyle v _ {\ text {e}}}$ ,	gasshastighet ved dyseutblåsning (m/s)
${\ displaystyle p _ {\ text {e}}}$ ,	absolutt trykk av gass ved dyseutblåsning ( Pa )
${\ displaystyle p}$ ,	absolutt trykk av gass ved innløp (Pa)

Noen typiske verdier for eksosgasshastigheten v _e for rakettmotorer som brenner forskjellige drivmidler er:

1,7 til 2,9 km/s (3800 til 6500 mi/t) for flytende monopropellanter
2,9 til 4,5 km/s (6500 til 10100 mi/t) for flytende bipropellanter
2,1 til 3,2 km/s (4700 til 7200 mi/t) for faste drivmidler

Som et notat av interesse, v _e er noen ganger referert til som den ideelle eksosgasshastighet fordi det basert på antagelsen om at eksosgass oppfører seg som en ideell gass.

Som en eksempelberegning ved bruk av ligningen ovenfor, antar at drivgassene er: ved et absolutt trykk som kommer inn i munnstykket p = 7,0 MPa og går ut av rakettutblåsningen ved et absolutt trykk på p _e = 0,1 MPa; ved en absolutt temperatur på T = 3500 K; med en isentropisk ekspansjonsfaktor på γ = 1,22 og en molar masse på M = 22 kg/kmol. Å bruke disse verdiene i ligningen ovenfor gir en eksoshastighet v _e = 2802 m/s eller 2,80 km/s som er i samsvar med de typiske verdiene ovenfor.

Den tekniske litteraturen kan være veldig forvirrende fordi mange forfattere ikke klarer å forklare om de bruker den universelle gasslovkonstanten R som gjelder for enhver idealgass eller om de bruker gasslovkonstanten R _s som bare gjelder en bestemt individuell gass. Forholdet mellom de to konstantene er R _s = R / M , hvor R er den universelle gasskonstanten, og M er gassens molmasse.

Spesifikk impuls

Kraft er kraften som beveger en rakett gjennom luften eller rommet. Støt genereres av rakettens fremdriftssystem gjennom anvendelse av Newtons tredje bevegelseslov: "For hver handling er det en lik og motsatt reaksjon". En gass eller arbeidsvæske akselereres bak på rakettmotordysen, og raketten akselereres i motsatt retning. Kraften til en rakettmotordyse kan defineres som:

{\ displaystyle {\ begynne {justert} F & = {\ punkt {m}} v _ {\ tekst {e}}+\ venstre (p _ {\ tekst {e}}-p _ {\ tekst {o}} \ høyre) A _ {\ text {e}} \\ [2pt] & = {\ dot {m}} \ left [v _ {\ text {e}}+\ left ({\ frac {p _ {\ text {e}}- p _ {\ tekst {o}}} {\ punkt {m}}} \ høyre) A _ {\ tekst {e}} \ høyre], \ ende {justert}}}

og for perfekt utvidede dyser ( p _e = p _o ) reduseres dette til:

{\ displaystyle F = {\ dot {m}} v _ {\ text {eq}}.}

Den spesifikke impulsen er forholdet mellom kraften som produseres og vektflyten til drivstoffene . Det er et mål på drivstoffeffektiviteten til en rakettmotor. I engelsk Engineering -enheter kan det fås som ${\ displaystyle I _ {\ text {sp}}}$

{\ displaystyle I _ {\ text {sp}} = {\ frac {F} {{\ dot {m}} g _ {\ text {o}}}} = {\ frac {{\ dot {m}} v_ { \ text {eq}}} {{\ dot {m}} g _ {\ text {o}}}} = {\ frac {v _ {\ text {eq}}} {g _ {\ text {o}}}}} ,}

hvor:

${\ displaystyle F}$ ,	bruttotrykk av rakettmotor (N)
${\ displaystyle {\ dot {m}}}$ ,	massestrømningshastighet for gass (kg/s)
${\ displaystyle v _ {\ text {e}}}$ ,	gasshastighet ved dyseutblåsning (m/s)
${\ displaystyle p _ {\ text {e}}}$ ,	trykk av gass ved dyseutblåsning (Pa)
${\ displaystyle p _ {\ tekst {o}}}$ ,	eksternt omgivelsestrykk, eller fri strøm, trykk (Pa)
${\ displaystyle A _ {\ text {e}}}$ ,	tverrsnittsareal av dyseutblåsning (m²)
${\ displaystyle v _ {\ text {eq}}}$ ,	ekvivalent (eller effektiv) gasshastighet ved dyseutblåsning (m/s)
${\ displaystyle I _ {\ text {sp}}}$ ,	spesifikk impuls (er)
${\ displaystyle g _ {\ tekst {o}}}$ ,	standard tyngdekraft (ved havnivå på jorden); omtrent 9.807 m/s ²

I visse tilfeller, der like , blir formelen ${\ displaystyle p _ {\ text {e}}}$ ${\ displaystyle p _ {\ tekst {o}}}$

{\ displaystyle I _ {\ text {sp}} = {\ frac {F} {{\ dot {m}} \, g _ {\ text {o}}}} = {\ frac {{\ dot {m}} \, v _ {\ tekst {e}}} {{\ punkt {m}} \, g _ {\ tekst {o}}}} = {\ frac {v _ {\ tekst {e}}} {g _ {\ tekst {o}}}}}

I tilfeller der dette kanskje ikke er det, siden det for en rakettdyse er proporsjonalt med , er det mulig å definere en konstant mengde som er vakuumet for en gitt motor, slik: ${\ displaystyle p _ {\ text {e}}}$ ${\ displaystyle {\ dot {m}}}$ ${\ displaystyle I _ {\ text {sp, vac}}}$

{\ displaystyle I _ {\ text {sp, vac}} = {\ frac {1} {g _ {\ text {o}}}} \ venstre (v _ {\ text {e}}+{\ frac {p _ {\ tekst {e}} A _ {\ tekst {e}}} {\ punkt {m}}} \ høyre),}

og derfor:

{\ displaystyle F = I _ {\ text {sp, vac}} \, g _ {\ text {o}} {\ dot {m}}-A _ {\ text {e}} p _ {\ text {o}}, }

som ganske enkelt er vakuumtrykket minus kraften til atmosfæretrykket i omgivelsene som virker over utgangsplanet.

Når det gjelder rakettdyser, avbrytes det omgivende trykket som virker på motoren unntatt over rakettmotorens utgangsplan bakover, mens eksosstrålen genererer fremdrift.

Dyser kan være (topp til bunn):

underutvidet
omgivende
overekspandert
grovt overekspandert.

Hvis en dyse er under- eller overekspandert, oppstår tap av effektivitet i forhold til en ideell dyse. Grovt overekspanderte dyser har forbedret effektiviteten i forhold til en ikke -ekspandert dyse (men er fortsatt mindre effektive enn en dyse med det ideelle ekspansjonsforholdet), men eksosstrålen er ustabil.

Aerostatisk mottrykk og optimal ekspansjon

Når gassen beveger seg nedover ekspansjonsdelen av dysen, reduseres trykket og temperaturen, mens gassens hastighet øker.

Den supersoniske eksosstrålen betyr at trykket i eksosen kan være vesentlig forskjellig fra omgivelsestrykket - uteluften klarer ikke å utligne trykket oppstrøms på grunn av den meget høye strålehastigheten. Derfor, for supersoniske dyser, er det faktisk mulig at trykket til gassen som kommer ut av dysen er betydelig under eller veldig sterkt over omgivelsestrykket.

Hvis utgangstrykket er for lavt, kan strålen skilles fra dysen. Dette er ofte ustabilt, og strålen vil vanligvis forårsake store støt fra aksen og kan skade dysen mekanisk.

Denne separasjonen oppstår vanligvis hvis utgangstrykket faller under omtrent 30–45% av omgivelsene, men separasjonen kan forsinkes til langt lavere trykk hvis dysen er designet for å øke trykket ved felgen, slik det oppnås med SSME (1–2 psi ved 15 psi ambient).

I tillegg, når rakettmotoren starter eller gasser, varierer kammerpresset, og dette genererer forskjellige effektivitetsnivåer. Ved lavt kammertrykk kommer motoren nesten uunngåelig til å bli grovt overekspandert.

Optimal form

Forholdet mellom arealet av den smaleste delen av munnstykket og utgangsplanområdet er hovedsakelig det som bestemmer hvor effektivt ekspansjonen av eksosgassene omdannes til lineær hastighet, eksoshastigheten og derfor skyvekraften til rakettmotoren. Gassegenskapene har også en effekt.

Formen på dysen påvirker også beskjedent hvor effektivt ekspansjonen av eksosgassene omdannes til lineær bevegelse. Den enkleste dyseformen har en ~ 15 ° kjegle halvvinkel, som er omtrent 98% effektiv. Mindre vinkler gir veldig litt høyere effektivitet, større vinkler gir lavere effektivitet.

Mer komplekse revolusjonsformer brukes ofte, for eksempel bjelkedyser eller parabolske former. Disse gir kanskje 1% høyere effektivitet enn kjegledysen og kan være kortere og lettere. De er mye brukt på oppskytningskjøretøyer og andre raketter der vekten er til en overkant. De er selvfølgelig vanskeligere å lage, så de er vanligvis dyrere.

Det er også en teoretisk optimal dyseform for maksimal eksoshastighet. Imidlertid brukes vanligvis en kortere klokkeform, noe som gir bedre generell ytelse på grunn av den mye lavere vekten, kortere lengden, lavere motstandstapene og bare svært marginalt lavere eksoshastighet.

Andre designaspekter påvirker effektiviteten til en rakettdyse. Dysens hals skal ha en jevn radius. Den indre vinkelen som smalner til halsen har også effekt på den totale effektiviteten, men denne er liten. Dysens utgangsvinkel må være så liten som mulig (ca. 12 °) for å minimere sjansene for separasjonsproblemer ved lave utgangstrykk.

Avanserte design

En rekke mer sofistikerte design har blitt foreslått for høydekompensasjon og annen bruk.

Dyser med en atmosfærisk grense inkluderer:

ekspansjons-nedbøyningsdyse ,
pluggedyse ,
aerospike ,
single-expansion rampedyse (SERN), en lineær ekspansjonsdyse, hvor gasstrykkoverføringene bare fungerer på den ene siden og som kan beskrives som en ensidig aerospike-dyse.

Hver av disse lar den supersoniske strømmen tilpasse seg omgivelsestrykket ved å ekspandere eller trekke seg sammen, og dermed endre utgangsforholdet slik at det er (eller nær) optimalt utgangstrykk for den tilsvarende høyden. Pluggen og aerospike-dysene er veldig like ved at de er radielle in-flow-design, men pluggdysene har en solid senterkropp (noen ganger avkortet) og aerospike-dyser har en "basisblødning" av gasser for å simulere et solid senterlegeme. ED-dyser er radiale utstrømningsdyser med strømmen avbøyd av en midtstamme.

Kontrollerte flyt-separasjonsdyser inkluderer:

ekspanderende dyse ,
bjeldyser med avtagbart innsats,
trappedyser eller dobbeltklokke dyser.

Disse er generelt veldig lik bjelkedyser, men inkluderer en innsats eller mekanisme som utgangsarealforholdet kan økes etter som omgivelsestrykket reduseres.

Dual-mode dyser inkluderer:

dobbel ekspanderende dyse,
munnstykke med dobbel hals.

Disse har enten to halser eller to skyvekamre (med tilsvarende hals). Den sentrale halsen er av standard design og er omgitt av en ringformet svelg, som tømmer gasser fra det samme (dobbelt-halsen) eller et separat (dobbelt-ekspanderende) trykkammer. Begge halsene ville i begge tilfeller renne ut i en ringedyse. På høyere høyder, der omgivelsestrykket er lavere, vil den sentrale munnstykket bli stengt, noe som reduserer halsområdet og derved øker forholdet mellom dyseområdet. Disse designene krever ytterligere kompleksitet, men en fordel med å ha to skyvekamre er at de kan konfigureres til å brenne forskjellige drivmidler eller forskjellige drivstoffblandingsforhold. På samme måte har Aerojet også designet en dyse kalt "Thrust Augmented Nozzle", som injiserer drivmiddel og oksydator direkte inn i dyseseksjonen for forbrenning, slik at dyser i større arealforhold kan brukes dypere i en atmosfære enn de ville gjort uten forstørrelse på grunn av effekter av strømningsseparasjon. De ville igjen tillate at flere drivmidler ble brukt (for eksempel RP-1), noe som økte skyvekraften ytterligere.

Flytende injeksjonstrykkvektordyser er en annen avansert design som tillater stigning og gjevingskontroll fra dyser uten gimbal. Indias PSLV kaller designet "Secondary Injection Thrust Vector Control System"; strontiumperklorat injiseres gjennom forskjellige væskebaner i munnstykket for å oppnå ønsket kontroll. Noen ICBM og boostere, for eksempel Titan IIIC og Minuteman II , bruker lignende design.

Se også

Kvalt strømning - når en gasshastighet når lydens hastighet i gassen når den strømmer gjennom en begrensning
De Laval dyse -en konvergent-divergerende dyse designet for å produsere supersoniske hastigheter
Rakettmotorer med dobbel skyts
Giovanni Battista Venturi
Jetmotor - motorer drevet av jetfly (inkludert raketter)
Flertrinns rakett
NK-33 -Russisk rakettmotor
Pulsmotor
Pulserende rakettmotor
Reaction Engines Skylon -et etrinns-til-bane romfly som drives av hybrid luftpustende/internt oksygenmotor ( Reaction Engines SABER )
Rakett - rakettbiler
Rakettmotorer - brukes til å drive rakettbiler
SERN, enkelt ekspansjons rampemunnstykke- en ikke-aksesymmetrisk aerospike
Sjokkdiamanter - de synlige båndene som dannes i eksosen til rakettmotorer
Rakett med fast brensel
Romfartøyets fremdrift
Spesifikk impuls - et mål på eksoshastigheten
Trinnvis forbrenningssyklus (rakett) - en type rakettmotor
Venturi -effekt

Languages

In other projects