Rakettimoottorin suutin - Rocket engine nozzle

Kuva 1: De Laval -suutin, joka osoittaa likimääräisen virtausnopeuden kasvavan vihreästä punaiseksi virtaussuunnassa

Suutin RSA-3- raketin ensimmäisessä vaiheessa

Rakettimoottorin suuttimeen on liikkeellepanevan suutin (yleensä de Laval tyyppi) käytetään rakettimoottorin laajentaa ja nopeuttaa palamisen tuotteiden korkean Supersonic nopeuksia.

Yksinkertaisesti: ponneaineet paineistetaan joko pumppujen tai korkean paineen ullagen kaasua mihin tahansa kahden useita satoja ilmakehän ruiskutetaan palotilaan polttaa, ja palotilan johtaa suuttimeen, joka muuntaa sisältämän energian korkea paine, korkea lämpötila palamistuotteet kineettiseksi energiaksi kiihdyttämällä kaasu suurelle nopeudelle ja lähellä ympäristön painetta.

Historia

De Laval -suutin kehitettiin alun perin 1800 -luvulla Gustaf de Lavalin käyttöön höyryturbiinien käyttöön . Sitä käytettiin ensimmäisen kerran varhaisessa rakettimoottorissa, jonka on kehittänyt Robert Goddard , yksi nykyaikaisen raketin isistä. Sitä on sittemmin käytetty lähes kaikissa rakettimoottoreissa, mukaan lukien Walter Thielin toteutus, joka mahdollisti Saksan V-2- raketin.

Ilmakehän käyttö

Ilmakehässä käytettävän rakettimoottorin suuttimen optimaalinen koko saavutetaan, kun poistumispaine on sama kuin ympäristön (ilmakehän) paine, joka laskee korkeuden kasvaessa. Maasta kiertoradalle kulkevien rakettien yksinkertainen suutinrakenne on optimaalinen vain yhdellä korkeudella, menettäen tehokkuutensa ja tuhlaamalla polttoainetta muilla korkeuksilla.

Aivan kurkun ohi kaasun paine on korkeampi kuin ympäristön paine ja sitä on laskettava kurkun ja suuttimen ulostulon väliin laajentamalla. Jos paine pakokaasun jättää suuttimen ulostuloaukon on edelleen ympäristön paineen yläpuolella, sitten suuttimen sanotaan underexpanded ; jos pakokaasu on ympäristön paineen alapuolella, se laajenee liikaa .

Pieni liiallinen laajentuminen heikentää hieman tehokkuutta, mutta muuten ei juurikaan haittaa. Kuitenkin, jos poistumispaine on alle noin 40% ympäristön paineesta, tapahtuu "virtauksen erottuminen". Tämä voi aiheuttaa pakokaasujen epävakautta, joka voi vahingoittaa suutinta, ajoneuvon tai moottorin hallintavaikeuksia ja ääritapauksissa moottorin tuhoutumista.

Joissakin tapauksissa luotettavuudesta ja turvallisuussyistä on toivottavaa sytyttää raketti moottori maassa, jota käytetään aina kiertoradalle. Optimaalisen nostokyvyn saavuttamiseksi suuttimesta poistuvien kaasujen paineen tulisi olla merenpinnan paineessa, kun raketti on lähellä merenpintaa (lentoonlähdössä). Kuitenkin suutin, joka on suunniteltu merenpinnan käyttöön, menettää nopeasti tehokkuutensa korkeammilla korkeuksilla. On monivaiheinen suunnittelu, toisen vaiheen rakettimoottorin on ensisijaisesti tarkoitettu käytettäväksi korkeissa paikoissa, joka tuottaa vain lisää työntövoimaa jälkeen ensimmäisen vaiheen moottori suorittaa alkuperäisen laukaisuun. Tässä tapauksessa suunnittelijat valitsevat yleensä toisessa vaiheessa liian laajennetun suuttimen (merenpinnan tasolla), mikä tekee siitä tehokkaamman korkeammilla korkeuksilla, joissa ympäristön paine on pienempi. Tämä oli tekniikka, jota käytettiin avaruusaluksen ylikuormitetuissa (merenpinnan tasolla) päämoottoreissa (SSME), jotka käyttivät suurimman osan moottoristaan lähes tyhjiössä, kun taas sukkulan kaksi tehokasta merenpinnan tason rakettivahvistinta tarjosivat suurimman osan ensimmäinen nostovoima. Avaruuden tyhjiössä lähes kaikki suuttimet ovat alipainotettuja, koska kaasun täydelliseksi laajentamiseksi suuttimen on oltava äärettömän pitkä, minkä seurauksena insinöörien on valittava malli, joka hyödyntää lisälaajenemista (työntövoimaa ja tehokkuutta), mutta ei myöskään lisää painoa ja heikentää ajoneuvon suorituskykyä.

Tyhjiökäyttö

Tyhjiössä tai erittäin korkealla käytetyillä suuttimilla ei voida sovittaa ympäristön painetta; pikemminkin suuttimet, joilla on suurempi pinta -ala, ovat yleensä tehokkaampia. Erittäin pitkällä suuttimella on kuitenkin merkittävä massa, ja se on itsessään haitta. Tyypillisesti on löydettävä pituus, joka optimoi ajoneuvon yleisen suorituskyvyn. Lisäksi kun suuttimen kaasun lämpötila laskee, jotkut pakokaasujen komponentit (kuten palamisprosessista tuleva vesihöyry) voivat tiivistyä tai jopa jäätyä. Tämä on erittäin epätoivottavaa ja sitä on vältettävä.

Magneettisia suuttimia on ehdotettu tietyille käyttövoimatyypeille (esimerkiksi Variable Specific Impulse Magnetoplasma Rocket , VASIMR), joissa plasman tai ionien virtausta ohjaavat magneettikentät kiinteiden materiaalien seinien sijaan. Näistä voi olla hyötyä, koska magneettikenttä itsessään ei voi sulaa ja plasman lämpötilat voivat nousta miljooniin kelvineihin . Kuitenkin kelat itse asettavat usein lämpösuunnittelun haasteita, varsinkin jos suprajohtavia käämejä käytetään kurkun ja laajentumiskenttien muodostamiseen.

de Laval -suutin yhdessä ulottuvuudessa

Kaavio de Laval -suuttimesta, jossa näkyy virtausnopeus (v), joka kasvaa virtaussuunnassa lämpötilan (t) ja paineen (p) laskiessa. Mach -luku (M) kasvaa aliäänestä, kurkun äänestä, yliääniseen.

Kaasuvirran analysointi de Laval -suuttimien läpi sisältää useita käsitteitä ja yksinkertaistavia oletuksia:

Polttokaasun oletetaan olevan ihanteellinen kaasu .
Kaasuvirta on isentrooppinen ; eli jatkuvalla entropialla , ei-viskoosin nesteen oletuksen ja adiabaattisen prosessin seurauksena.
Kaasun virtausnopeus on vakio (eli vakaa) ponneaineen palamisen aikana.
Kaasuvirta ei ole turbulentti ja akselisymmetrinen kaasun sisääntulosta pakokaasun ulostuloon (eli suuttimen symmetria-akselia pitkin).
Virtaus on puristuva, koska neste on kaasua.

Kun polttokaasu tulee raketin suuttimeen, se kulkee alaäänen nopeuksilla. Kun kurkku supistuu, kaasun on pakko kiihtyä, kunnes suuttimen kurkussa, jossa poikkileikkausalue on pienin, lineaarinen nopeus muuttuu äänelliseksi . Kurkusta poikkipinta-ala kasvaa sitten, kaasu laajenee ja lineaarinen nopeus muuttuu asteittain yliääniseksi .

Poistuvien pakokaasujen lineaarinen nopeus voidaan laskea seuraavan yhtälön avulla

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

missä:

${\ displaystyle T}$ ,	kaasun absoluuttinen lämpötila sisääntulossa (K)
${\ displaystyle R}$	≈ 8314,5 J/kmol · K, yleinen kaasulaki vakio
${\ displaystyle M}$ ,	kaasun molekyylimassa tai paino (kg/kmol)
${\ displaystyle \ gamma}$	${\ displaystyle = c _ {\ text {p}}/c _ {\ text {v}}}$ , isentrooppinen laajentumiskerroin
${\ displaystyle c _ {\ text {p}}}$ ,	kaasun ominaislämpökapasiteetti jatkuvassa paineessa
${\ displaystyle c _ {\ text {v}}}$ ,	kaasun ominaislämpökapasiteetti vakiotilavuudessa
${\ displaystyle v _ {\ text {e}}}$ ,	kaasun nopeus suuttimen pakokaasussa (m/s)
${\ displaystyle p _ {\ text {e}}}$ ,	kaasun absoluuttinen paine suuttimen pakokaasussa ( Pa )
${\ displaystyle p}$ ,	kaasun absoluuttinen paine tulossa (Pa)

Jotkut tyypilliset pakokaasun nopeuden v _e arvot eri ponneaineita polttaville rakettimoottoreille ovat:

1,7 - 2,9 km/s (3800 - 6500 mailia/h) nestemäisille monoproplanteille
2,9--4,5 km/s ( 6500--10100 mailia/h) nestemäisille kaksipropelleteille
2,1 - 3,2 km/s (4700 - 7200 mailia/h) kiinteille ponneaineille

Kiinnostavan huomion vuoksi v _{e: tä} kutsutaan joskus ihanteelliseksi pakokaasun nopeudeksi, koska se perustuu oletukseen, että pakokaasu toimii ihanteellisena kaasuna.

Esimerkiksi laskettaessa edellisen yhtälön avulla, oletetaan, että ponneaine palamiskaasut ovat: absoluuttisen paineen suuttimen sisäänmenossa on p = 7,0 MPa, ja poistua raketti pakokaasun absoluuttisessa paineessa p _e = 0,1 MPa; absoluuttisessa lämpötilassa T = 3500 K; isentrooppisella paisumiskertoimella γ = 1,22 ja moolimassalla M = 22 kg/kmol. Näiden arvojen käyttäminen yllä olevassa yhtälössä tuottaa pakokaasun nopeuden v _e = 2802 m/s tai 2,80 km/s, joka on yhdenmukainen edellä mainittujen tyypillisten arvojen kanssa.

Alan kirjallisuudessa voi olla hyvin hämmentävää, koska monet kirjoittajat eivät selitä, käyttääkö universaalin kaasun lain vakio R jota sovelletaan kaikkiin ideaalikaasu vai onko ne käyttävät kaasua lain vakio R _s , joka koskee vain tiettyä yksittäistä kaasua. Suhde kahden vakiot on R _s = R / M , jossa R on yleinen kaasuvakio, ja M on moolimassa kaasun.

Erityinen impulssi

Työntövoima on voima, joka siirtää raketin ilmassa tai avaruudessa. Työntövoima syntyy raketin käyttövoimalla soveltamalla Newtonin kolmatta liikelakia: "Jokaiselle toiminnalle on samanlainen ja päinvastainen reaktio". Kaasu tai työneste kiihdytetään ulos rakettimoottorin suuttimen takaa ja raketti kiihdytetään vastakkaiseen suuntaan. Rakettimoottorin suuttimen työntövoima voidaan määritellä seuraavasti:

{\ displaystyle {\ begin {aligned} F & = {\ dot {m}} v _ {\ text {e}}+\ vasen (p _ {\ text {e}}-p _ {\ text {o}} \ oikea) _ {\ Text {e}} \\ [2pt] & = {\ dot {m}} \ left [v _ {\ text {e}}+\ left ({\ frac {p _ {\ text {e}}- p _ {\ text {o}}} {\ dot {m}}} \ right) A _ {\ text {e}} \ right], \ end {aligned}}}

ja täydellisesti laajentuneille suuttimille ( p _e = p _o ) tämä pienenee:

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

Erityisimpulssi on tuotetun työntövoiman suhde ponneaineiden painovirtaan . Se on rakettimoottorin polttoainetehokkuuden mitta. In Englanti Engineering yksiköissä se voidaan saada ${\ displaystyle I _ {\ text {sp}}}$

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

missä:

${\ displaystyle F}$ ,	rakettimoottorin bruttovoima (N)
${\ displaystyle {\ piste {m}}}$ ,	kaasun massavirta (kg/s)
${\ displaystyle v _ {\ text {e}}}$ ,	kaasun nopeus suuttimen pakokaasussa (m/s)
${\ displaystyle p _ {\ text {e}}}$ ,	kaasun paine suuttimen pakokaasussa (Pa)
${\ displaystyle p _ {\ text {o}}}$ ,	ulkoinen ympäröivä tai vapaa virtaus, paine (Pa)
${\ displaystyle A _ {\ text {e}}}$ ,	suuttimen pakokaasun poikkipinta-ala (m²)
${\ displaystyle v _ {\ text {eq}}}$ ,	vastaava (tai tehokas) kaasun nopeus suuttimen pakokaasussa (m/s)
${\ displaystyle I _ {\ text {sp}}}$ ,	tietty impulssi (t)
${\ displaystyle g _ {\ text {o}}}$ ,	vakiopaino (merenpinnalla maan päällä); noin 9,807 m/s ²

Tietyissä tapauksissa, joissa on sama , kaava tulee ${\ displaystyle p _ {\ text {e}}}$ ${\ displaystyle p _ {\ text {o}}}$

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

Tapauksissa, joissa näin ei ehkä ole, koska rakettisuuttimelle on verrannollinen , on mahdollista määrittää vakio, joka on tyhjiö mille tahansa moottorille, näin: ${\ displaystyle p _ {\ text {e}}}$ ${\ displaystyle {\ piste {m}}}$ ${\ displaystyle I _ {\ text {sp, vac}}}$

{\ displaystyle I _ {\ text {sp, vac}} = {\ frac {1} {g _ {\ text {o}}}} \ left (v _ {\ text {e}}+{\ frac {p _ {\ teksti {e}} A _ {\ teksti {e}}} {\ piste {m}}} \ oikea),}

ja siten:

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

joka on yksinkertaisesti tyhjiöpaine miinus ympäristön ilmanpaineen voima poistumistason yli.

Pohjimmiltaan rakettisuuttimien osalta moottoriin kohdistuva ympäristön paine putoaa paitsi rakettimoottorin poistumistason yli taaksepäin, kun taas pakosuihku tuottaa työntövoimaa eteenpäin.

Suuttimet voivat olla (ylhäältä alas):

alilaajennettuna
ambient
liikaa laajennettu
liikaa laajennettu.

Jos suutin on ali- tai liikaa laajennettu, tehokkuus heikkenee suhteessa ihanteelliseen suuttimeen. Liian laajennetut suuttimet ovat parantaneet tehokkuutta suhteessa alipaisutettuun suuttimeen (vaikka ne ovat edelleen vähemmän tehokkaita kuin suutin, jolla on ihanteellinen laajentumissuhde), mutta pakokaasusuihku on epävakaa.

Aerostaattinen vastapaine ja optimaalinen laajentuminen

Kun kaasu kulkee suuttimen laajennusosaa alaspäin, paine ja lämpötila laskevat samalla kun kaasun nopeus kasvaa.

Pakokaasusuihkun yliääninen luonne tarkoittaa, että pakokaasun paine voi poiketa merkittävästi ympäristön paineesta - ulkoilma ei pysty tasaamaan paineen ylävirtaan erittäin suuren suihkunopeuden vuoksi. Siksi yliäänisuuttimilla on itse asiassa mahdollista, että suuttimesta poistuvan kaasun paine on merkittävästi ympäristön paineen alapuolella tai erittäin paljon sen yläpuolella.

Jos poistumispaine on liian alhainen, suihku voi irrota suuttimesta. Tämä on usein epävakaata, ja suihku aiheuttaa yleensä suuria akselin ulkopuolisia iskuja ja voi vahingoittaa mekaanisesti suutinta.

Tämä erottuminen tapahtuu yleensä, jos poistumispaine laskee alle noin 30–45% ympäristön lämpötilasta, mutta erotus voi viivästyä huomattavasti pienempiin paineisiin, jos suutin on suunniteltu lisäämään vanteen painetta, kuten SSME: llä saavutetaan (1–2 psi 15 psi: n ympäristön paineessa).

Lisäksi, kun rakettimoottori käynnistyy tai kuristaa, kammion paine vaihtelee, mikä tuottaa eri tehokkuustasoja. Alhaisissa kammionpaineissa moottori laajenee lähes väistämättä liikaa.

Optimaalinen muoto

Suuttimen kapeimman osan alueen ja poistumistason alueen suhde määrää lähinnä sen, kuinka tehokkaasti pakokaasujen paisuminen muutetaan lineaariseksi nopeudeksi, pakokaasun nopeudeksi ja siten rakettimoottorin työntövoimaksi . Myös kaasuominaisuudet vaikuttavat.

Suuttimen muoto vaikuttaa myös vaatimattomasti siihen, kuinka tehokkaasti pakokaasujen paisuminen muutetaan lineaariseksi liikeksi. Yksinkertaisimmassa suuttimessa on ~ 15 ° kartion puolikulma, mikä on noin 98% tehokasta. Pienemmät kulmat antavat hieman suuremman hyötysuhteen, suuret kulmat pienentävät tehokkuutta.

Usein käytetään monimutkaisempia vallankumouksen muotoja, kuten kellosuuttimia tai parabolisia muotoja. Nämä antavat ehkä 1% suuremman hyötysuhteen kuin kartiosuutin ja voivat olla lyhyempiä ja kevyempiä. Niitä käytetään laajalti kantoraketeissa ja muissa raketteissa, joissa paino on korkealla. Niitä on tietysti vaikeampi valmistaa, joten ne ovat tyypillisesti kalliimpia.

Suuttimen muoto on myös teoriassa optimaalinen pakokaasun maksimaalisen nopeuden saavuttamiseksi. Tyypillisesti käytetään kuitenkin lyhyempää kellon muotoa, joka antaa paremman yleisen suorituskyvyn johtuen sen paljon pienemmästä painosta, lyhyemmästä pituudesta, pienemmistä vastushäviöistä ja vain erittäin vähän pakokaasun nopeudesta.

Muut suunnittelunäkökohdat vaikuttavat rakettisuuttimen tehokkuuteen. Suuttimen kurkun säteen tulee olla tasainen. Sisäinen kulma, joka kapenee kurkkuun, vaikuttaa myös kokonaistehokkuuteen, mutta tämä on pieni. Suuttimen poistumiskulman on oltava mahdollisimman pieni (noin 12 °), jotta minimoidaan mahdollisuudet erota ongelmista alhaisilla poistumispaineilla.

Edistyneet mallit

Korkeuskorjausta ja muita käyttötarkoituksia varten on ehdotettu useita kehittyneempiä malleja .

Ilmakehän rajalla olevat suuttimet sisältävät:

paisuntasuutin ,
tulppa suutin ,
lentokone ,
yhden laajennus ramppi suutin (SERN), lineaarinen lämpölaajenemiskerroin on suutin, jossa kaasun paine siirtää toimivat vain yhdellä puolella ja joka voidaan kuvata yksipuolinen aerospike suutin.

Kukin näistä mahdollistaa yliäänivirtauksen sopeutua ympäristön paineeseen laajentamalla tai supistumalla, mikä muuttaa poistosuhdetta siten, että se on (tai lähellä) optimaalista poistumispainetta vastaavalle korkeudelle. Tulppa- ja aerospike-suuttimet ovat hyvin samankaltaisia, koska ne ovat säteittäisiä sisäänvirtausmalleja, mutta tulppa-suuttimissa on kiinteä keskirunko (joskus katkaistu) ja aerospike-suuttimissa on "pohja-ilmaus" kaasuja, jotka simuloivat kiinteää keskirunkoa. ED-suuttimet ovat säteittäisiä ulosvirtaussuuttimia, joiden virtausta ohjataan keskellä.

Ohjattuja virtauksenerotussuuttimia ovat:

laajeneva suutin ,
kellosuuttimet, joissa irrotettava sisäosa,
porrastetut suuttimet tai kaksikelloiset suuttimet.

Nämä ovat yleensä hyvin samanlaisia kuin kellosuuttimet, mutta sisältävät insertin tai mekanismin, jolla poistoaukon suhdetta voidaan lisätä ympäristön painetta alennettaessa.

Kaksitilaiset suuttimet sisältävät:

kaksoislaajennussuutin,
kahden kurkun suutin.

Näissä on joko kaksi kurkkua tai kaksi työntökammiota (vastaavilla kurkkuilla). Keski-kurkku on vakiomuotoinen ja sitä ympäröi rengasmainen kurkku, joka poistaa kaasut samasta (kaksois-kurkku) tai erillisestä (kaksoislaajennin) työntökammiosta. Molemmat kurkut purkautuisivat kummassakin tapauksessa kellosuuttimeen. Korkeammilla korkeuksilla, joissa ympäristön paine on alhaisempi, keskisuutin suljetaan, jolloin kurkun alue pienenee ja suutinpinta -ala kasvaa. Nämä mallit vaativat lisää monimutkaisuutta, mutta kahden työntökammion etuna on, että ne voidaan konfiguroida polttamaan erilaisia ponneaineita tai erilaisia polttoaineseosten suhteita. Aerojet on myös suunnitellut suuttimen nimeltä "Thrust Augmented Nozzle", joka ruiskuttaa ponneainetta ja hapetinta suoraan suutinosaan palamista varten, jolloin suurempia pinta -alan suuttimia voidaan käyttää syvemmässä ilmakehässä kuin niitä käytettäisiin ilman suurennusta. virtauksen erottaminen. Ne antaisivat jälleen mahdollisuuden käyttää useita ponneaineita (kuten RP-1), mikä lisäisi työntövoimaa entisestään.

Nestemäiset ruiskutusvoiman vektorisuuttimet ovat toinen edistyksellinen muotoilu, joka sallii nousun ja kääntymisen säätämisen ilman säätöjä. Intian PSLV kutsuu suunnitteluaan "Secondary Injection Thrust Vector Control System"; strontiumperkloraattia ruiskutetaan eri nestekanavien läpi suuttimessa halutun kontrollin saavuttamiseksi. Jotkut ICBM: t ja vahvistimet, kuten Titan IIIC ja Minuteman II , käyttävät samanlaisia malleja.

Katso myös

Kuristunut virtaus - kun kaasun nopeus saavuttaa äänen nopeuden kaasussa, kun se virtaa rajoituksen läpi
De Laval -suutin- konvergenssi-divergentti suutin, joka on suunniteltu tuottamaan yliäänenopeuksia
Kaksitoiminen rakettimoottori
Giovanni Battista Venturi
Suihkumoottori - suihkukoneet (mukaan lukien raketit)
Monivaiheraketti
NK-33- venäläinen rakettimoottori
Pulssisuihkumoottori
Pulssirakettimoottori
Reaction Engines Skylon- yksivaiheinen kiertoradalle suunnattu avaruuslentokone, joka saa virtaa hybridi-ilma-/sisähapen moottorilla ( Reaction Engines SABER )
Raketti - rakettiajoneuvot
Rakettimoottorit - käytetään rakettiajoneuvojen kuljettamiseen
SERN, yhden laajennuksen ramppisuutin- ei- akselinen symmetrinen aeropike
Iskutimantit - näkyvät nauhat, jotka muodostuvat rakettimoottoreiden pakokaasuihin
Kiinteän polttoaineen raketti
Avaruusaluksen käyttövoima
Erityinen impulssi - pakokaasun nopeuden mitta
Vaiheinen palamisjakso (raketti) - rakettimoottorin tyyppi
Venturi -vaikutus

Languages

In other projects