Сопло ракетного двигателя

Сопло ракетного двигателя — метательное сопло (обычно типа Лаваля ), используемое в ракетном двигателе для расширения и ускорения продуктов сгорания до высоких сверхзвуковых скоростей.

Проще говоря: топливо, находящееся под давлением насосов высокого давления или незаполненного газа до уровня от двух до нескольких сотен атмосфер, впрыскивается в камеру сгорания для сгорания, а камера сгорания ведет в сопло, которое преобразует энергию, содержащуюся в под высоким давлением и высокой температурой. продуктах сгорания в кинетическую энергию путем ускорения газа до высокой скорости и давления, близкого к окружающему.

История

Простые колоколообразные насадки были разработаны в 1500-х годах. Сопло де Лаваля было первоначально разработано в 19 веке Густавом де Лавалем для использования в паровых турбинах . Впервые он был использован в одном из первых ракетных двигателей, разработанных Робертом Годдардом , одним из отцов современной ракетной техники. С тех пор он использовался почти во всех ракетных двигателях, включая реализацию Вальтера Тиля , которая сделала возможной немецкую ракету Фау-2 .

Использование в атмосфере

Оптимальный размер сопла ракетного двигателя достигается, когда давление на выходе равно окружающему (атмосферному) давлению, которое уменьшается с увеличением высоты. Причина этого в следующем: при использовании квазиодномерного приближения потока, если давление окружающей среды выше давления на выходе, это уменьшает чистую тягу, создаваемую ракетой, что можно увидеть с помощью анализа баланса сил. . Если давление окружающей среды ниже, а баланс сил указывает на то, что тяга увеличится, изэнтропические соотношения Маха показывают, что соотношение площадей сопла могло быть больше, что привело бы к более высокой скорости выхода топлива, увеличивая тягу. Для ракет, летящих с Земли на орбиту, простая конструкция сопла оптимальна только на одной высоте, теряя эффективность и тратя топливо на других высотах.

Сразу за горловиной давление газа выше давления окружающей среды, и его необходимо снизить между горловиной и выходом сопла за счет расширения. Если давление выхлопных газов, выходящих из сопла, все еще выше давления окружающей среды, то сопло считается недорасширенным ; если давление выхлопных газов ниже окружающего давления, то они чрезмерно расширены . ^[1]

Небольшое перерасширение приводит к небольшому снижению эффективности, но в остальном не приносит особого вреда. Однако если давление на выходе меньше, чем примерно 40% давления окружающей среды, происходит «отрыв потока». Это может вызвать нестабильность выхлопа, что может привести к повреждению форсунки, затруднениям в управлении транспортным средством или двигателем, а в более крайних случаях – к разрушению двигателя.

В некоторых случаях из соображений надежности и безопасности желательно запустить на земле ракетный двигатель, который будет использоваться на протяжении всего пути до орбиты. Для оптимальных характеристик взлета давление газов, выходящих из сопла, должно быть на уровне моря, когда ракета находится вблизи уровня моря (при взлете). Однако сопло, предназначенное для работы на уровне моря, быстро потеряет эффективность на больших высотах. В многоступенчатой конструкции ракетный двигатель второй ступени в первую очередь предназначен для использования на больших высотах и обеспечивает дополнительную тягу только после того, как двигатель первой ступени выполнит начальный старт. В этом случае конструкторы обычно выбирают конструкцию с перерасширенным соплом (на уровне моря) для второй ступени, что делает ее более эффективной на больших высотах, где давление окружающей среды ниже. Это была технология, использованная в (SSME) космического корабля "Шаттл сверхрасширенных (на уровне моря) главных двигателях ", которые провели большую часть своей траектории почти в вакууме, в то время как два эффективных двигателя шаттла работали на уровне моря. Твердотопливные ракетные ускорители обеспечивали большую часть начальной стартовой тяги. В космическом вакууме практически все сопла недорасширены, потому что для полного расширения газа сопло должно быть бесконечно длинным, в результате инженерам приходится выбирать конструкцию, которая будет использовать преимущества дополнительного расширения (тяги и эффективности), но при этом не будет увеличение веса и ухудшение характеристик автомобиля.

Использование вакуума

Для насадок, которые используются в вакууме или на очень большой высоте, невозможно обеспечить соответствие давлению окружающей среды; скорее, сопла с большей площадью сечения обычно более эффективны. Однако очень длинное сопло имеет значительную массу, что само по себе является недостатком. Обычно необходимо найти длину, которая оптимизирует общие характеристики автомобиля. Кроме того, по мере снижения температуры газа в сопле некоторые компоненты выхлопных газов (например, водяной пар, образующийся в процессе сгорания) могут конденсироваться или даже замерзать. Это крайне нежелательно и этого следует избегать.

Магнитные сопла были предложены для некоторых типов двигательных установок (например, Magnetoplasma Rocket с переменным удельным импульсом , VASIMR), в которых поток плазмы или ионов направляется магнитными полями, а не стенками из твердых материалов. Это может быть выгодно, поскольку само магнитное поле не может плавиться, а температура плазмы может достигать миллионов Кельвинов . Однако часто возникают проблемы с тепловым расчетом, связанные с самими катушками, особенно если для формирования горловины и поля расширения используются сверхпроводящие катушки.

Сопло де Лаваля в 1 измерении

Анализ течения газа через сопла Лаваля включает в себя ряд концепций и упрощающих допущений:

Предполагается, что горючий газ является идеальным газом .
Поток газа изоэнтропичен ; т. е. при постоянной энтропии , как результат предположения о невязкой жидкости и адиабатическом процессе.
Скорость потока газа постоянна (т.е. устойчива) в течение периода горения топлива .
Поток газа является нетурбулентным и осесимметричным от входа газа до выхода выхлопных газов (т.е. вдоль оси симметрии сопла).
Поток сжимаем, поскольку жидкость представляет собой газ.

Когда дымовой газ попадает в сопло ракеты, он движется с дозвуковой скоростью. Когда горловина сужается, газ вынужден ускоряться до тех пор, пока в горловине сопла, где площадь поперечного сечения наименьшая, линейная скорость не станет звуковой . Затем площадь поперечного сечения от горловины увеличивается, газ расширяется, и линейная скорость становится все более сверхзвуковой .

Линейную скорость выходящих выхлопных газов можно рассчитать по следующему уравнению ^[2]^[3]^[4]

v_{\text{e}}={\sqrt {{\frac {TR}{M}}\,{\frac {2\gamma }{\gamma -1}}\left[1-\left({\frac {p_{\text{e}}}{p}}\right)^{\frac {\gamma -1}{\gamma }}\right]}}

где:

$T$ ,	абсолютная температура газа на входе (К)
$R$	≈ 8314,5 Дж/кмоль·К, универсальная константа газового закона
$M$ ,	молекулярная масса или вес газа (кг/кмоль)
$\gamma$	$=c_{\text{p}}/c_{\text{v}}$ , коэффициент изоэнтропического расширения
$c_{\text{p}}$ ,	удельная теплоемкость газа при постоянном давлении
$c_{\text{v}}$ ,	удельная теплоемкость газа при постоянном объеме
$v_{\text{e}}$ ,	скорость газа в плоскости среза сопла (м/с)
$p_{\text{e}}$ ,	абсолютное давление газа в плоскости среза сопла ( Па )
$p$ ,	абсолютное давление газа на входе (Па)

Некоторые типичные значения скорости выхлопных газов ve _{для ракетных двигателей ,} сжигающих различные виды топлива:

От 1,7 до 2,9 км/с (от 3800 до 6500 миль/ч) для жидких монотоплив.
От 2,9 до 4,5 км/с (от 6500 до 10 100 миль/ч) для жидких двухкомпонентных топлив .
От 2,1 до 3,2 км/с (от 4700 до 7200 миль/ч) для твердого топлива

Интересно отметить, что v _e иногда называют идеальной скоростью выхлопных газов , поскольку она основана на предположении, что выхлопные газы ведут себя как идеальные газы.

В качестве примера расчета с использованием приведенного выше уравнения предположим, что газообразные продукты сгорания топлива находятся: при абсолютном давлении на входе в сопло p = 7,0 МПа и выходе из выхлопных газов ракеты при абсолютном давлении p _e = 0,1 МПа; при абсолютной температуре Т = 3500 К; с коэффициентом изэнтропического расширения γ = 1,22 и молярной массой M = 22 кг/кмоль. Использование этих значений в приведенном выше уравнении дает скорость выхлопа v _e = 2802 м/с или 2,80 км/с, что соответствует приведенным выше типичным значениям.

Техническая литература может сбивать с толку, поскольку многие авторы не могут объяснить, используют ли они универсальную константу газового закона R , которая применима к любому идеальному газу , или они используют константу газового закона R _s , которая применима только к конкретному отдельному газу. Связь между двумя константами равна R _s = R / M , где R — универсальная газовая постоянная, а M — молярная масса газа.

Удельный импульс

Тяга — это сила, которая перемещает ракету в воздухе или пространстве. Тяга создается двигательной установкой ракеты за счет применения третьего закона движения Ньютона: «Каждому действию есть равное и противоположное противодействие». Газ или рабочее тело ускоряется из задней части сопла ракетного двигателя, а ракета ускоряется в противоположном направлении. Тягу сопла ракетного двигателя можно определить как: ^[2]^[3]^[5]^[6]

{\begin{aligned}F&={\dot {m}}v_{\text{e}}+\left(p_{\text{e}}-p_{\text{o}}\right)A_{\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}}

термин в скобках известен как эквивалентная скорость,

F={\dot {m}}v_{\text{eq}}.

Удельный импульс $I_{\text{sp}}$ - отношение создаваемой тяги к массовому расходу топлива . Это мера топливной эффективности ракетного двигателя. В английских инженерных единицах его можно получить как ^[7]

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}}}},

где:

$F$ ,	Полная тяга ракетного двигателя (Н)
${\dot {m}}$ ,	массовый расход газа (кг/с)
$v_{\text{e}}$ ,	скорость газа на выходе из сопла (м/с)
$p_{\text{e}}$ ,	давление газа на выходе из сопла (Па)
$p_{\text{o}}$ ,	внешнее давление окружающей среды или набегающего потока (Па)
$A_{\text{e}}$ ,	площадь поперечного сечения выхлопа сопла (м ²)
$v_{\text{eq}}$ ,	эквивалентная (или эффективная) скорость газа на выходе из сопла (м/с)
$I_{\text{sp}}$ ,	удельный импульс (ы)
$g_{\text{o}}$ ,	стандартная гравитация (на уровне моря на Земле); примерно 9,807 м/с ²

Для идеально расширенного корпуса сопла, где $p_{\text{e}}=p_{\text{o}}$ , формула принимает вид

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}}}}

В тех случаях, когда это может быть не так, поскольку для сопла ракеты $p_{\text{e}}$ пропорционально ${\dot {m}}$ , можно определить постоянную величину, то есть вакуум $I_{\text{sp,vac}}$ для любого данного двигателя таким образом:

I_{\text{sp,vac}}={\frac {1}{g_{\text{o}}}}\left(v_{\text{e}}+{\frac {p_{\text{e}}A_{\text{e}}}{\dot {m}}}\right),

и следовательно:

F=I_{\text{sp,vac}}\,g_{\text{o}}{\dot {m}}-A_{\text{e}}p_{\text{o}},

что представляет собой просто вакуумную тягу минус сила окружающего атмосферного давления, действующая на плоскость выхода.

По существу, для сопел ракеты давление окружающей среды, действующее на двигатель, нейтрализуется, за исключением плоскости выхода ракетного двигателя в заднем направлении, в то время как выхлопная струя создает прямую тягу.

Аэростатическое противодавление и оптимальное расширение

По мере движения газа вниз по расширительной части сопла давление и температура уменьшаются, а скорость газа увеличивается.

Сверхзвуковая природа выхлопной струи означает, что давление выхлопных газов может значительно отличаться от давления окружающей среды - наружный воздух не может выровнять давление на входе из-за очень высокой скорости струи. Следовательно, для сверхзвуковых сопел фактически возможно, что давление газа, выходящего из сопла, будет значительно ниже или намного выше давления окружающей среды.

Если давление на выходе слишком низкое, то струя может отделиться от сопла. Это часто нестабильно, и струя обычно вызывает большие внеосевые толчки и может механически повредить сопло.

Это разделение обычно происходит, если давление на выходе падает ниже примерно 30-45% от окружающего давления, но разделение может быть отложено до гораздо более низких давлений, если сопло спроектировано так, чтобы увеличивать давление на ободе, как это достигается в главном двигателе космического корабля "Шаттл" ( SSME) (1–2 фунта на квадратный дюйм при окружающем давлении 15 фунтов на квадратный дюйм). ^[8]

Кроме того, когда ракетный двигатель запускается или дросселируется, давление в камере меняется, и это приводит к разным уровням эффективности. При низком давлении в камере двигатель почти неизбежно будет сильно расширен.

Оптимальная форма

Отношение площади самой узкой части сопла к площади плоскости выхода главным образом и определяет, насколько эффективно расширение выхлопных газов преобразуется в линейную скорость, скорость истечения, а следовательно, и тягу ракетного двигателя. Свойства газа тоже влияют.

Форма сопла также незначительно влияет на то, насколько эффективно расширение выхлопных газов преобразуется в линейное движение. Самая простая форма сопла имеет полуугол конуса ~15°, что обеспечивает эффективность около 98%. Меньшие углы дают немного большую эффективность, большие углы дают меньшую эффективность.

Часто используются более сложные формы вращения, такие как раструбные сопла или параболические формы. Они дают примерно на 1% более высокую эффективность, чем конусные сопла, и могут быть короче и легче. Они широко используются на ракетах-носителях и других ракетах, где вес имеет большое значение. Их, конечно, сложнее изготовить, поэтому они обычно дороже.

Существует также теоретически оптимальная форма сопла для максимальной скорости выхлопа. Однако обычно используется более короткая форма колокола, которая обеспечивает лучшие общие характеристики благодаря гораздо меньшему весу, меньшей длине, меньшим потерям сопротивления и лишь незначительно более низкой скорости выхлопа. ^[9]

Другие аспекты конструкции влияют на эффективность сопла ракеты. Горловина сопла должна иметь плавный радиус. Внутренний угол, сужающийся к горлу, тоже влияет на общую эффективность, но оно незначительно. Угол выхода сопла должен быть как можно меньшим (около 12°), чтобы свести к минимуму вероятность возникновения проблем с разделением при низком давлении на выходе.

Расширенные конструкции

Был предложен ряд более сложных конструкций для компенсации высоты и других целей.

К соплам с атмосферной границей относятся:

сопло расширения-отклонения , ^[10]
заглушка насадки ,
аэроспайк , ^[10]^[11]
сопло с односторонним расширением (SERN), сопло с линейным расширением, в котором передача давления газа работает только с одной стороны и которое можно охарактеризовать как одностороннее сопло с аэроиглом.

Каждый из них позволяет сверхзвуковому потоку адаптироваться к давлению окружающей среды путем расширения или сжатия, тем самым изменяя коэффициент выхода так, чтобы он находился на (или близком к) оптимальном давлении на выходе для соответствующей высоты. Форсунки с пробкой и аэрошипами очень похожи в том, что они представляют собой конструкцию с радиальным притоком, но форсунки с пробкой имеют твердый центральный корпус (иногда усеченный), а сопла с аэрошипами имеют «базовый отвод» газов для имитации твердого центрального тела. Форсунки ED представляют собой радиальные выпускные форсунки, поток которых отклоняется центральным стержнем.

К управляемым разделительным соплам относятся:

расширяющаяся насадка ,
раструбные насадки со съемной вставкой,
ступенчатые форсунки или форсунки с двойным раструбом. ^[12]

Они, как правило, очень похожи на колоколообразные сопла, но включают в себя вставку или механизм, с помощью которого соотношение площадей выхода может быть увеличено при снижении давления окружающей среды.

Двухрежимные насадки включают в себя:

двойная расширительная насадка,
двугорловое сопло.

Они имеют либо два горла, либо две упорные камеры (с соответствующими горловинами). Центральное горло имеет стандартную конструкцию и окружено кольцевым горловиной, отводящей газы из той же (двугорловой) или отдельной (двурасширительной) камеры тяги. В любом случае оба горла будут выходить в раструбное сопло. На больших высотах, где давление окружающей среды ниже, центральное сопло будет перекрыто, что уменьшит площадь горла и тем самым увеличит соотношение площадей сопла. Эти конструкции требуют дополнительной сложности, но преимущество наличия двух камер тяги состоит в том, что они могут быть сконфигурированы для сжигания разных видов топлива или разных соотношений топливной смеси. Точно так же компания Aerojet также разработала сопло под названием «Сопло с увеличенной тягой». ^[13]^[14] который впрыскивает топливо и окислитель непосредственно в секцию сопла для сгорания, что позволяет использовать сопла с большей площадью сечения глубже в атмосфере, чем без увеличения из-за эффекта разделения потока. Они снова позволят использовать несколько видов топлива (например, РП-1), что еще больше увеличит тягу.

Форсунки с впрыском жидкости для изменения вектора тяги — это еще одна усовершенствованная конструкция, позволяющая управлять тангажем и рысканием с помощью сопел без подвеса. Индийская компания PSLV называет свою конструкцию «Вторичная система управления вектором тяги впрыска»; Перхлорат стронция впрыскивается через различные пути прохождения жидкости в сопле для достижения желаемого контроля. Некоторые межконтинентальные баллистические ракеты и ускорители, такие как Titan IIIC и Minuteman II , имеют схожие конструкции.

См. также

Задушенный поток - когда скорость газа достигает скорости звука в газе, когда он проходит через ограничение.
Сопло Де Лаваля - сужающееся-расширяющееся сопло, предназначенное для достижения сверхзвуковых скоростей.
двойной тяги Ракетные двигатели
Джованни Баттиста Вентури
Реактивный двигатель - двигатели, приводимые в движение реактивными двигателями (включая ракеты).
Многоступенчатая ракета
НК-33 — российский ракетный двигатель.
Импульсный реактивный двигатель
Импульсный ракетный двигатель
Reaction Engines Skylon - одноступенчатый космический самолет с гибридным воздушно-кислородным двигателем ( Reaction Engines SABRE ).
Ракета – ракетные машины
Ракетные двигатели - используются для приведения в движение ракетных транспортных средств.
SERN, Форсунка с рампой одинарного расширения – неосесимметричный аэрошип
Ударные алмазы – видимые полосы, образующиеся в выхлопах ракетных двигателей.
Твердотопливная ракета
Движение космического корабля
Удельный импульс – мера скорости выхлопа.
Ступенчатый цикл сгорания (ракета) - разновидность ракетного двигателя.
Эффект Вентури

Ссылки

^ Перейти обратно: ^а ^б Хузел, Д.К. и Хуанг, Д.Х. (1971). НАСА SP-125, Проектирование жидкостных ракетных двигателей (PDF) (2-е изд.). НАСА. Архивировано из оригинала (PDF) 20 сентября 2022 года . Проверено 17 сентября 2022 г.
^ Перейти обратно: ^а ^б Уравнение Ричарда Накки 12
^ Перейти обратно: ^а ^б Уравнение Роберта Брёнинга 2.22.
^ Саттон, Джордж П. (1992). Элементы ракетной двигательной установки: Введение в ракетостроение (6-е изд.). Уайли-Интерсайенс. п. 636. ИСБН 978-0-471-52938-5 .
^ НАСА: Тяга ракеты
^ НАСА: Сводка тяги ракеты
^ НАСА: Удельный импульс ракеты
^ «Дизайн насадки» . 16 марта 2009 года. Архивировано из оригинала 2 октября 2011 года . Проверено 23 ноября 2011 г.
^ PWR Engineering: Конструкция сопла. Архивировано 16 марта 2008 г. в Wayback Machine.
^ Перейти обратно: ^а ^б Саттон, Джордж П. (2001). Элементы ракетной двигательной установки: Введение в ракетостроение (7-е изд.). Уайли-Интерсайенс. ISBN 978-0-471-32642-7 . п. 84
^ Журнал движения и энергетики, том 14, № 5, «Усовершенствованные ракетные сопла», Хагеманн и др.
^ Journal of Propulsion and Power Vol.18 No.1, «Экспериментальная и аналитическая проверка конструкции концепции двойного колокола», Hagemann et al. Архивировано 16 июня 2011 г. в Wayback Machine.
^ Сопло с увеличенной тягой
^ СОПЛА С УВЕЛИЧЕННОЙ ТЯГОЙ (TAN) - новая парадигма для ракет-носителей.

Внешние ссылки

[NASA-1] Перейти обратно: ^а ^б Хузел, Д.К. и Хуанг, Д.Х. (1971). НАСА SP-125, Проектирование жидкостных ракетных двигателей (PDF) (2-е изд.). НАСА. Архивировано из оригинала (PDF) 20 сентября 2022 года . Проверено 17 сентября 2022 г.

[Nakka-2] Перейти обратно: ^а ^б Уравнение Ричарда Накки 12

[Braeuning-3] Перейти обратно: ^а ^б Уравнение Роберта Брёнинга 2.22.

[4] Саттон, Джордж П. (1992). Элементы ракетной двигательной установки: Введение в ракетостроение (6-е изд.). Уайли-Интерсайенс. п. 636. ИСБН 978-0-471-52938-5 .

[NASAThrust-5] НАСА: Тяга ракеты

[NASASummary-6] НАСА: Сводка тяги ракеты

[NASAIsp-7] НАСА: Удельный импульс ракеты

[8] «Дизайн насадки» . 16 марта 2009 года. Архивировано из оригинала 2 октября 2011 года . Проверено 23 ноября 2011 г.

[nozzledesign-9] PWR Engineering: Конструкция сопла. Архивировано 16 марта 2008 г. в Wayback Machine.

[Sutton-10] Перейти обратно: ^а ^б Саттон, Джордж П. (2001). Элементы ракетной двигательной установки: Введение в ракетостроение (7-е изд.). Уайли-Интерсайенс. ISBN 978-0-471-32642-7 . п. 84

[11] Журнал движения и энергетики, том 14, № 5, «Усовершенствованные ракетные сопла», Хагеманн и др.

[12] Journal of Propulsion and Power Vol.18 No.1, «Экспериментальная и аналитическая проверка конструкции концепции двойного колокола», Hagemann et al. Архивировано 16 июня 2011 г. в Wayback Machine.

[Thrust_Augmented_Nozzle-13] Сопло с увеличенной тягой

[TAN-14] СОПЛА С УВЕЛИЧЕННОЙ ТЯГОЙ (TAN) - новая парадигма для ракет-носителей.

[1]

[2]

[3]

[4]

[5]

[6]

[7]

[8]

[9]

[10]

[11]

[12]

[13]

[14]

v т и Тепловые двигатели
Двигатель Карно Флюидайн Газовая турбина Горячий воздух Джет Колесо Минто Фото-двигатель Карно Поршень Беспоршневой (роторный) Богатая трубка Ракета Сплит-сингл Пар (возвратно-поступательный) Паровая турбина Аэрофил Стерлинг Термоакустический Двигатель Мэнсона
Число Билла Западный номер
Хронология технологии тепловых двигателей
Термодинамический цикл