Сопло ракетного двигателя

Рисунок 1: Сопло де Лаваля, показывающее приблизительную скорость потока, увеличивающуюся от зеленого к красному в направлении потока.

Насадка на первой ступени RSA-3 ракеты

Сопла ракетного двигателя является метательным соплом ( как правило , от Лаваля типа) , используемое в ракетном двигателе , чтобы расширить и ускорить сгорания газы , полученную при сжигании ракетного топлива , так что выхлопные газы выходят из сопла при большом сверхзвуковых скоростях.

Проще говоря: ракета (насосы и камера сгорания) создает высокое давление, несколько сотен атмосфер . Сопло превращает статический высокотемпературный газ под высоким давлением в быстро движущийся газ с давлением, близким к окружающему.

История [ править ]

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 возможным создание немецкой ракеты Фау-2 .

Атмосферное использование [ править ]

Эта статья требует внимания эксперта по космическим полетам . Пожалуйста , добавьте причину в или разговоре параметр для этого шаблона , чтобы объяснить проблему с статьей. WikiProject Spaceflight может помочь нанять эксперта. ( Сентябрь 2020 г. )

Оптимальный размер сопла ракетного двигателя для использования в атмосфере достигается, когда выходное давление равно окружающему (атмосферному) давлению, которое уменьшается с увеличением высоты. Для ракет, летящих с Земли на орбиту, простая конструкция сопла оптимальна только на одной высоте, при этом теряется эффективность и расходуется топливо на других высотах.

Сразу за горловиной давление газа выше, чем давление окружающей среды, и его необходимо снизить за счет расширения между горловиной и выходом из сопла. Если давление струи, покидающей выходное отверстие сопла, все еще превышает давление окружающей среды, то сопло считается недорасширенным ; если струя ниже атмосферного давления, то она перерасширяется . ^{[ необходима цитата ]}

Небольшое перерасширение вызывает небольшое снижение эффективности, но в остальном не приносит большого вреда. Однако, если давление на выходе меньше примерно 40% от давления окружающей среды, происходит «разделение потока». Это может вызвать нестабильность струи, которая может вызвать повреждение форсунки или просто вызвать трудности с управлением автомобилем или двигателем.

В некоторых случаях из соображений надежности и безопасности желательно зажечь на земле ракетный двигатель, который будет использоваться на всем пути к орбите. Для оптимального взлета давление газов, выходящих из сопла, должно быть на уровне моря, когда ракета находится около уровня моря (при взлете). Однако сопло, предназначенное для работы на уровне моря, быстро теряет эффективность на больших высотах. В многоступенчатомВ конструкции ракетный двигатель второй ступени предназначен в первую очередь для использования на больших высотах, обеспечивая дополнительную тягу только после того, как двигатель первой ступени совершит начальный отрыв. 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 был метод, использованный на сверхрасширенных (на уровне моря) главных двигателях (SSME) космического шаттла , которые большую часть своей траектории двигались в почти вакууме, в то время как два эффективных твердотопливных ракетных ускорителя шаттла обеспечивали большую часть начальная стартовая тяга.

Использование вакуума [ править ]

Для форсунок, которые используются в вакууме или на очень большой высоте, невозможно сопоставить давление окружающей среды; скорее, форсунки с большей долей площадей обычно более эффективны. Однако очень длинное сопло имеет значительную массу, что само по себе является недостатком. Обычно необходимо подобрать длину, которая оптимизирует общие характеристики автомобиля. Кроме того, когда температура газа в сопле снижается, некоторые компоненты выхлопных газов (например, водяной пар от процесса сгорания) могут конденсироваться или даже замерзать. Это крайне нежелательно, и этого следует избегать.

Магнитные сопла были предложены для некоторых типов движителей (например, для ракет с переменным удельным импульсом магнитоплазмы , VASIMR), в которых поток плазмы или ионов направляется магнитными полями вместо стенок из твердых материалов. Это может быть выгодно, поскольку магнитное поле само по себе не может плавиться, а температура плазмы может достигать миллионов кельвинов . Однако часто возникают проблемы теплового дизайна, связанные с самими катушками, особенно если сверхпроводящие катушки используются для формирования горловины и полей расширения.

сопло де Лаваля в одном измерении [ править ]

Схема сопла де Лаваля, показывающая, что скорость потока (v) увеличивается в направлении потока, с уменьшением температуры (t) и давления (p). Число Маха (M) увеличивается от дозвукового до звукового в горловине и до сверхзвукового.

Анализ потока газа через сопла де Лаваля включает ряд концепций и упрощающих предположений:

Предполагается, что горючий газ является идеальным газом .
Течение газа изэнтропическое ; т.е. при постоянной энтропии , как результат предположения о невязкой жидкости и адиабатическом процессе.
Расход газа постоянный (т. Е. Постоянный) в течение периода горения пороха .
Газовый поток не является турбулентным и осесимметричным от входа для газа до выхода выхлопных газов (т. Е. Вдоль оси симметрии сопла).
Поток сжимаем, поскольку жидкость представляет собой газ.

Когда дымовой газ входит 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 от горловины площадь поперечного сечения увеличивается, газ расширяется, и линейная скорость становится все более сверхзвуковой .

Линейную скорость выходящих выхлопных газов можно рассчитать с помощью следующего уравнения ^[1]^[2]^[3]

{\ displaystyle 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:

${\ displaystyle T}$ ,	абсолютная температура газа на входе (K)
${\ displaystyle R}$	≈ 8314,5 Дж / кмоль · К, постоянная универсального закона газа
${\ displaystyle M}$ ,	молекулярная масса или вес газа (кг / кмоль)
${\ displaystyle \ gamma}$	${\ displaystyle = c _ {\ text {p}} / c _ {\ text {v}}}$ , коэффициент изоэнтропического расширения
${\ displaystyle c _ {\ text {p}}}$ ,	удельная теплоемкость газа при постоянном давлении
${\ displaystyle c _ {\ text {v}}}$ ,	удельная теплоемкость газа при постоянном объеме
${\ displaystyle v _ {\ text {e}}}$ ,	скорость газа на выходе из сопла (м / с)
${\ displaystyle p _ {\ text {e}}}$ ,	абсолютное давление газа на выходе из сопла ( Па )
${\ displaystyle p}$ ,	абсолютное давление газа на входе (Па)

Вот некоторые типичные значения скорости выхлопных газов v _e для ракетных двигателей, сжигающих различные виды топлива:

От 1,7 до 2,9 км / с (от 3800 до 6500 миль / ч) для жидких монотопливов
От 2,9 до 4,5 км / с (от 6500 до 10100 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 выхлопного газа, поскольку она основана на предположении, что выхлопной газ ведет себя как идеальный газ.

В качестве примера расчета с использованием приведенного выше уравнения предположим, что пороховые газы сгорания: при абсолютном давлении входят в сопло p = 7,0 МПа и выходят из выхлопной трубы ракеты при абсолютном давлении p _e = 0,1 МПа; при абсолютной температуре Т = 3500 К; с коэффициентом изоэнтропического 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 согласуется с приведенными выше типичными значениями.

Техническая литература может быть очень запутанной, потому что многие авторы не могут объяснить, используют ли они универсальную константу закона газа R, которая применяется к любому идеальному газу, или они используют константу закона газа R _s, которая применяется только к конкретному отдельному газу. Связь между двумя константами: R _s = R / M , где R - универсальная газовая постоянная, а M - молярная масса газа.

Удельный импульс [ править ]

Тяга - это сила, которая перемещает ракету по воздуху или космосу. Тяга создается двигательной установкой ракеты за счет применения третьего закона движения Ньютона: «Для каждого действия существует равное и противоположное противодействие». Газ или рабочее тело ускоряется из задней части сопла ракетного двигателя, а ракета ускоряется в противоположном направлении. Тяга сопла ракетного двигателя может быть определена как: ^[1]^[2]^[4]^[5]

{\ displaystyle {\ begin {align} 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 {align}}}

а для форсунок с идеальным расширением ( p _e = p _o ) это сводится к:

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

Удельный импульс - это отношение создаваемой тяги к весовому расходу пороха . Это мера топливной экономичности ракетного двигателя. В английских инженерных единицах его можно получить как ^[6] $I_{\text{sp}}$

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 окружающее или свободное течение, давление (Па)
$A_{\text{e}}$ ,	площадь сечения выхода сопла (м²)
$v_{\text{eq}}$ ,	эквивалентная (или эффективная) скорость газа на выходе из сопла (м / с)
$I_{\text{sp}}$ ,	удельный импульс (ы)
$g_{\text{o}}$ ,	стандартная сила тяжести (на уровне моря на Земле); примерно 9,807 м / с ²

В некоторых случаях, когда равно , формула принимает вид $p_{\text{e}}$ $p_{\text{o}}$

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 случаях, когда это может быть не так, поскольку для ракеты сопло пропорционально , можно определить постоянную величину, которая является вакуумом для любого данного двигателя, таким образом: $p_{\text{e}}$ ${\dot {m}}$ $I_{\text{sp,vac}}$

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

и поэтому:

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

которая представляет собой просто вакуумную тягу за вычетом силы окружающего атмосферного давления, действующей на выходную плоскость.

По существу, тогда для сопел ракет окружающее давление, действующее на двигатель, нейтрализуется, за исключением плоскости выхода ракетного двигателя в обратном направлении, в то время как выхлопная струя создает прямую тягу.

Насадки могут быть (сверху вниз):

недорасширенный
окружающий
чрезмерно расширенный
сильно перерасширен.

Если сопло недостаточно или чрезмерно расширено, тогда происходит потеря эффективности по сравнению с идеальным соплом. Сильно перерасширенные сопла имеют повышенную эффективность по сравнению с недорасширенными соплами (хотя они все еще менее эффективны, чем сопла с идеальной степенью расширения), однако выхлопная струя нестабильна. ^[7]

Аэростатическое противодавление и оптимальное расширение [ править ]

По мере того, как газ движется вниз по расширяющейся части сопла, давление и температура уменьшаются, а скорость газа увеличивается.

Сверхзвуковой характер выхлопной струи означает, что давление выхлопных газов может значительно отличаться от давления окружающей среды - внешний воздух не может уравновесить давление на входе из-за очень высокой скорости струи. Следовательно, для сверхзвуковых сопел фактически возможно, чтобы давление газа, выходящего из сопла, было значительно ниже или очень сильно выше давления окружающей среды.

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

Это разделение обычно происходит, если давление на выходе падает ниже примерно 30–45% от окружающего, но разделение может быть отложено до гораздо более низких давлений, если сопло спроектировано так, чтобы увеличивать давление на ободе, как это достигается с SSME (1–2 psi при окружающем давлении 15 psi). ^[8]

Кроме того, когда ракетный двигатель запускается или дросселируется, давление в камере меняется, и это обеспечивает разные уровни эффективности. При низком давлении в камере двигатель почти неизбежно будет чрезмерно расширен.

Оптимальная форма [ править ]

Отношение площади самой узкой части сопла к площади выходной плоскости в основном определяет, насколько эффективно расширение выхлопных газов преобразуется в линейную скорость, скорость истечения и, следовательно, тягу ракетного двигателя. Свойства газа тоже имеют значение.

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

Часто используются более сложные формы вращения, такие как сопла раструба или параболические формы. Они дают, возможно, на 1% больший КПД, чем коническое сопло, 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, как правило, они дороже.

Также существует теоретически оптимальная форма сопла для максимальной скорости выхлопа. Однако обычно используется более короткая форма раструба, которая дает лучшие общие характеристики благодаря гораздо меньшему весу, меньшей длине, меньшим потерям сопротивления и лишь незначительно меньшей скорости выхлопа. ^[9]

Другие аспекты конструкции влияют на эффективность сопла ракеты. Горловина сопла должна иметь ровный радиус. Внутренний угол, сужающийся к горловине, также влияет на общую эффективность, но он невелик. Угол выхода сопла должен быть как можно меньше (около 12 °), чтобы свести к минимуму вероятность проблем с разделением при низких давлениях на выходе.

Продвинутый дизайн [ править ]

Для компенсации высоты и других целей был предложен ряд более сложных конструкций .

Форсунки с атмосферной границей включают:

расширительно-отклоняющее сопло , ^[10]
заглушка сопла ,
аэроспайк , ^[10]^[11]
сопло с рампой одностороннего расширения (SERN), сопло линейного расширения, в котором передача давления газа осуществляется только с одной стороны, и которое можно описать как одностороннее сопло Aerospike.

Каждый из них позволяет сверхзвуковому потоку адаптироваться к окружающему давлению за счет расширения или сжатия, тем самым изменяя отношение выхода так, чтобы оно было на (или близко) оптимальном давлении на выходе для соответствующей высоты. Форсунки с заглушкой и аэродинамическими шайбами очень похожи в том, что они имеют радиальную проточную конструкцию, но заглушки имеют сплошное центральное тело (иногда усеченное), а у аэро шиповых форсунок имеется «основной отвод» газов для имитации твердого центрального тела. Сопла ED представляют собой сопла с радиальным выходом потока, поток которых отклоняется центральным стержнем.

Сопла с регулируемым разделением потока включают в себя:

расширяющееся сопло ,
раструбные насадки со съемной вставкой,
ступенчатые сопла или сопла с двойным колпаком. ^[12]

Как правило, они очень похожи на колпачковые сопла, но включают в себя вставку или механизм, с помощью которого можно увеличивать соотношение площадей на выходе при понижении давления окружающей среды.

Двухрежимные насадки включают:

сопло двойного расширителя,
двухгорлое сопло.

Они имеют либо две горловины, либо две упорные камеры (с соответствующими горловинами). Центральная горловина имеет стандартную конструкцию и окружена кольцевой горловиной, через которую отводятся газы из той же (двухканальной) или отдельной (двухдетекторной) камеры тяги. В любом случае оба горловины будут выходить в сопло колокола. На больших высотах, где окружающее давление ниже, центральное сопло будет отключено, уменьшая площадь горловины и тем самым увеличивая соотношение площадей сопла. Эти конструкции требуют дополнительной сложности, но преимущество наличия двух осевых камер состоит в том, что они могут быть сконфигурированы для сжигания различных ракетных топлив или различных соотношений топливной смеси. Аналогичным образом, Aerojet также разработала сопло, называемое «Усиленное сопло с упорным усилением», ^[13]^[14]который впрыскивает пропеллент и окислитель непосредственно в секцию форсунки для сгорания, что позволяет использовать форсунки с большим соотношением площадей глубже в атмосфере, чем они были бы без увеличения из-за эффектов разделения потока. Они снова позволили бы использовать несколько порохов (например, РП-1), еще больше увеличивая тягу.

Сопла с вектором тяги для впрыска жидкости - это еще одна усовершенствованная конструкция, которая позволяет управлять углом наклона и рысканием с помощью сопел без кардана. Индийская компания PSLV называет свою конструкцию «Система управления вектором вторичной 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 аналогичную конструкцию.

См. Также [ править ]

Запорный поток - когда скорость газа достигает скорости звука в газе, проходящем через сужение.
Сопло Де Лаваля - конвергентно-расширяющееся сопло, предназначенное для создания сверхзвуковых скоростей.
Ракетные двигатели двойной тяги
Джованни Баттиста Вентури
Реактивный двигатель - двигатели, приводимые в движение реактивными двигателями (включая ракетные).
Многоступенчатая ракета
НК-33 - российский ракетный двигатель
Импульсный реактивный двигатель
Импульсный ракетный двигатель
Реакционные двигатели Skylon - одноступенчатый орбитальный космический самолет, оснащенный гибридным воздушно-кислородным двигателем ( Reaction Engines SABRE ).
Ракета - ракетные машины
Ракетные двигатели - используются для приведения в движение ракетных транспортных средств.
SERN, Наклонное сопло одинарного расширения - неосесимметричный аэростат
Ударные ромбы - видимые полосы, образующиеся в выхлопе ракетных двигателей.
Ракета на твердом топливе
Движение космического корабля
Удельный импульс - мера скорости выхлопа
Ступенчатый цикл сгорания (ракета) - разновидность ракетного двигателя.
Эффект Вентури

Ссылки [ править ]

^ a b Уравнение 12 Ричарда Накки
^ a b Уравнение 2.22 Роберта Браунинга
^ Саттон, Джордж П. (1992). Элементы силовой установки ракеты: Введение в разработку ракет (6-е изд.). Wiley-Interscience. п. 636. ISBN. 978-0-471-52938-5.
^ НАСА: Ракетная тяга
^ НАСА: Сводка ракетной тяги
^ НАСА: Удельный импульс ракеты
^ Huzel, DK & Huang, DH (1971). НАСА SP-125, Проект жидкостных ракетных двигателей (2-е изд.). НАСА.Технический отчет
^ «Конструкция сопла» . 16 марта 2009 . Проверено 23 ноября 2011 года .
^ PWR Engineering: Форсунка Конструкция архивации 2008-03-16 в Wayback Machine
^ a b Саттон, Джордж П. (2001). Элементы силовой установки ракеты: Введение в разработку ракет (7-е изд.). Wiley-Interscience. ISBN 978-0-471-32642-7. п. 84
^ Журнал Ускорители и мощности Vol.14 No.5, "Advanced Rocket соплах", Hagemann и др.
^ Журнал двигательные и энергетические Vol.18 No.1 « экспериментальной и аналитической проверки проекта на Dual-Bell Concept», Hagemann и др. Архивировано 16 июня 2011 г. в Wayback Machine.
^ Форсунка с усилением тяги
^ СОПЛО С УСИЛЕННЫМ УПРАВЛЕНИЕМ (TAN) - новая парадигма для ракет-носителей

Внешние ссылки [ править ]

Калькулятор скорости выхлопных газов
Критерии проектирования космических аппаратов НАСА, Сопла жидкостных ракетных двигателей
«Руководство по ракетам для новичков» НАСА
Двигатель Aerospike
Веб-сайт экспериментальной ракетной техники Ричарда Накки
"Ракетный двигатель" на веб-сайте Роберта Браунинга
Бесплатная программа для термодинамического анализа жидкостных ракетных двигателей

[Nakka-1] Уравнение 12 Ричарда Накки

[Braeuning-2] Уравнение 2.22 Роберта Браунинга

[3] Саттон, Джордж П. (1992). Элементы силовой установки ракеты: Введение в разработку ракет (6-е изд.). Wiley-Interscience. п. 636. ISBN. 978-0-471-52938-5.

[NASAThrust-4] НАСА: Ракетная тяга

[NASASummary-5] НАСА: Сводка ракетной тяги

[NASAIsp-6] НАСА: Удельный импульс ракеты

[7] Huzel, DK & Huang, DH (1971). НАСА SP-125, Проект жидкостных ракетных двигателей (2-е изд.). НАСА.Технический отчет

[8] «Конструкция сопла» . 16 марта 2009 . Проверено 23 ноября 2011 года .

[nozzledesign-9] PWR Engineering: Форсунка Конструкция архивации 2008-03-16 в Wayback Machine

[Sutton-10] Саттон, Джордж П. (2001). Элементы силовой установки ракеты: Введение в разработку ракет (7-е изд.). Wiley-Interscience. ISBN 978-0-471-32642-7. п. 84

[11] Журнал Ускорители и мощности Vol.14 No.5, "Advanced Rocket соплах", Hagemann и др.

[12] Журнал двигательные и энергетические Vol.18 No.1 « экспериментальной и аналитической проверки проекта на Dual-Bell Concept», Hagemann и др. Архивировано 16 июня 2011 г. в Wayback Machine.

[Thrust_Augmented_Nozzle-13] Форсунка с усилением тяги

[TAN-14] СОПЛО С УСИЛЕННЫМ УПРАВЛЕНИЕМ (TAN) - новая парадигма для ракет-носителей

vтеТепловые двигатели
Двигатель Карно Fluidyne Газовая турбина Горячий воздух Jet Колесо Минто Фото-двигатель Карно Поршень Без поршневой (роторный) Трубка Рийке Ракета Сплит-сингл Пар (возвратно-поступательный) Паровая турбина Стирлинг Термоакустический
Номер Била Западный номер
Хронология развития технологий тепловых двигателей
Термодинамический цикл