Сопло ракетного двигателя - Rocket engine nozzle

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

Сопло на первой ступени RSA-3 ракета

А сопло ракетного двигателя это форсунка (обычно из де Лаваль type) используется в ракетный двигатель расширить и ускорить горение газы, образующиеся при сжигании пропелленты так, чтобы выхлопные газы выходили из сопла на гиперзвуковой скорости.

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

История

Сопло де Лаваля было первоначально разработано в 19 веке компанией Густав де Лаваль для использования в паровые турбины. Впервые он был использован в раннем ракетном двигателе, разработанном Роберт Годдард, один из отцов современной ракетной техники. С тех пор он использовался почти во всех ракетных двигателях, включая Уолтер Тиль реализация, которая сделала возможным V-2 ракета.

Атмосферное использование

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, теряя эффективность и тратя 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 недорасширенный; если струя ниже атмосферного давления, то она чрезмерно расширенный.^{[нужна цитата ]}

Незначительное 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 по соображениям надежности и безопасности желательно зажечь на земле ракетный двигатель, который будет использоваться на всем пути к орбите. Для оптимального взлет При работе ракеты давление газов, выходящих из сопла, должно быть на уровне моря, когда ракета находится на уровне моря (при взлете). Однако сопло, предназначенное для работы на уровне моря, быстро теряет эффективность на больших высотах. В многоступенчатый В конструкции ракетный двигатель второй ступени в первую очередь предназначен 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 чрезмерно расширенным соплом (на уровне моря) для второй ступени, что делает ее более эффективной на больших высотах, где давление окружающей среды ниже. Это была техника, использованная на Космический шатл чрезмерно расширен (на уровне моря) главные двигатели (SSME), которые провели большую часть своей траектории с приводом в почти вакууме, в то время как два шаттла были эффективны на уровне моря. твердотопливные ракетные ускорители обеспечивала большую часть начальной стартовой тяги.

Использование вакуума

Для форсунок, которые используются в вакууме или на очень большой высоте, невозможно сопоставить давление окружающей среды; скорее, сопла 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 насадки были предложены для некоторых типов движителей (например, Магнитоплазменная ракета с переменным удельным импульсом, VASIMR), в котором поток плазма или ионы направляются магнитные поля вместо стен из твердых материалов. Это может быть выгодно, так как само магнитное поле не может плавиться, а температура плазмы может достигать миллионов кельвины. 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

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.

Основная статья: Сопло Де Лаваля

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

• Предполагается, что горючий газ представляет собой идеальный газ.
• Расход газа изэнтропический; т.е. при постоянном энтропия, в результате предположения о невязкой жидкости, и адиабатический процесс.
• Расход газа постоянный (т. Е. Устойчивый) в течение периода пропеллент гореть.
• Газовый поток не является турбулентным и осесимметричным от входа для газа до выхода выхлопных газов (т. Е. Вдоль оси симметрии сопла).
• Поток сжимаемый поскольку жидкость - это газ.

Когда дымовой газ входит в сопло ракеты, он движется со скоростью дозвуковой скорости. Когда горловина сужается, газ вынужден ускоряться до тех пор, пока в горловине сопла, где площадь поперечного сечения наименьшая, линейная скорость становится равной звуковой. Затем от горловины площадь поперечного сечения увеличивается, газ расширяется, и линейная скорость постепенно увеличивается. сверхзвуковой.

Линейная скорость выходящих выхлопных газов может быть рассчитана с помощью следующего уравнения^[1][2][3]

${displaystyle v_{ ext{e}}={sqrt {{frac {TR}{M}},{frac {2gamma }{gamma -1}}left[1-left({frac {p_{ ext{e}}}{p}}ight)^{frac {gamma -1}{gamma }}ight]}}}$

куда:

${displaystyle T}$,	абсолютный 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)
${displaystyle gamma }$	${displaystyle =c_{ ext{p}}/c_{ ext{v}}}$, коэффициент изоэнтропического расширения
${displaystyle c_{ ext{p}}}$,	удельная теплоемкость под постоянным давлением газа
${displaystyle c_{ ext{v}}}$,	удельная теплоемкость газа при постоянном объеме
${displaystyle v_{ ext{e}}}$,	скорость газа на выходе из сопла (м / с)
${displaystyle p_{ ext{e}}}$,	абсолютное давление газа на выходе из сопла (Па )
${displaystyle p}$,	абсолютное давление газа на входе (Па)

Некоторые типичные значения скорости выхлопных газов v_е для ракетных двигателей, сжигающих различные виды топлива:

• От 1,7 до 2,9 км / с (от 3800 до 6500 миль / ч) для жидкости монотопливо
• От 2,9 до 4,5 км / с (от 6500 до 10100 миль / ч) для жидкости двухкомпонентное топливо
• От 2,1 до 3,2 км / с (от 4700 до 7200 миль / ч) для твердое топливо

В качестве примечания, v_е иногда называют идеальная скорость выхлопных газов потому что он основан на предположении, что выхлопные газы ведут себя как идеальный газ.

В качестве примера расчета с использованием приведенного выше уравнения предположим, что пороховые газы сгорания: при абсолютном давлении поступают в сопло п = 7.0 МПа и выход из выхлопа ракеты при абсолютном давлении п_е = 0.1 МПа; при абсолютной температуре Т = 3500 K; с коэффициентом изоэнтропического расширения γ = 1,22 и молярной массой M = 22 кг / кмоль. Использование этих значений в приведенном выше уравнении дает скорость истечения v_е = 2802 м / с или 2,80 км / с, что соответствует приведенным выше типичным значениям.

Техническая литература может быть очень запутанной, поскольку многие авторы не могут объяснить, используют ли они постоянную универсального закона газа. р что относится к любому идеальный газ или используют ли они постоянную закона газа р_s что применимо только к определенному отдельному газу. Связь между двумя константами р_s = р/M, куда р - универсальная газовая постоянная, а M - молярная масса газа.

Удельный импульс

Толкать это сила, которая перемещает ракету по воздуху или космосу. Тяга создается движение система ракеты посредством применения третьего закона движения Ньютона: «На каждое действие 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:^[1][2][4][5]

${displaystyle {egin{aligned}F&={dot {m}}v_{ ext{e}}+left(p_{ ext{e}}-p_{ ext{o}}ight)A_{ ext{e}}[2pt]&={dot {m}}left[v_{ ext{e}}+left({frac {p_{ ext{e}}-p_{ ext{o}}}{dot {m}}}ight)A_{ ext{e}}ight],end{aligned}}}$

и для идеально расширенных форсунок (п_е = п_о), это сводится к:

${displaystyle F={dot {m}}v_{ ext{eq}}.}$

Удельный импульс ${displaystyle I_{ ext{sp}}}$ отношение создаваемой тяги к весовому расходу пропелленты. Это мера эффективности использования топлива ракетного двигателя. В Английские инженерные подразделения его можно получить как^[6]

${displaystyle I_{ ext{sp}}={frac {F}{{dot {m}}g_{ ext{o}}}}={frac {{dot {m}}v_{ ext{eq}}}{{dot {m}}g_{ ext{o}}}}={frac {v_{ ext{eq}}}{g_{ ext{o}}}},}$

куда:

${displaystyle F}$,	полная тяга ракетного двигателя (Н)
${displaystyle {dot {m}}}$,	массовый расход газа (кг / с)
${displaystyle v_{ ext{e}}}$,	скорость газа на выходе из сопла (м / с)
${displaystyle p_{ ext{e}}}$,	давление газа на выходе из сопла (Па)
${displaystyle p_{ ext{o}}}$,	внешнее окружающее или свободное течение, давление (Па)
${displaystyle A_{ ext{e}}}$,	площадь сечения выхлопа сопла (м²)
${displaystyle v_{ ext{eq}}}$,	эквивалентная (или эффективная) скорость газа на выходе из сопла (м / с)
${displaystyle I_{ ext{sp}}}$,	удельный импульс (ы)
${displaystyle g_{ ext{o}}}$,	стандартная сила тяжести (на уровне моря на Земле); примерно 9,807 м / с^2

В некоторых случаях, когда ${displaystyle p_{ ext{e}}}$ равно ${displaystyle p_{ ext{o}}}$, формула принимает вид

${displaystyle I_{ ext{sp}}={frac {F}{{dot {m}},g_{ ext{o}}}}={frac {{dot {m}},v_{ ext{e}}}{{dot {m}},g_{ ext{o}}}}={frac {v_{ ext{e}}}{g_{ ext{o}}}}}$

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

${displaystyle I_{ ext{sp,vac}}={frac {1}{g_{ ext{o}}}}left(v_{ ext{e}}+{frac {p_{ ext{e}}A_{ ext{e}}}{dot {m}}}ight),}$

и поэтому:

${displaystyle F=I_{ ext{sp,vac}},g_{ ext{o}}{dot {m}}-A_{ ext{e}}p_{ ext{o}},}$

Это просто вакуумная тяга 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 перерасширено, 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

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 уравнять 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 намного выше давления окружающей среды.

Если давление на выходе слишком низкое, струя может отделиться от сопла. Это часто нестабильно, и струя, как правило, вызывает большие отклонения от 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 помощью SSME (1-2 фунта на квадратный дюйм при 15 фунтах на квадратный дюйм окружающей среды).^[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

Отношение площади самой узкой части сопла к площади выходной плоскости в основном определяет, насколько эффективно расширение выхлопных газов преобразуется в линейную скорость, скорость выхлопа и, следовательно, толкать 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 колпаковые сопла или параболические формы. Они дают, возможно, на 1% больший КПД, чем конусное 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

Был предложен ряд более сложных конструкций для компенсация высоты и другие виды использования.

Форсунки с атмосферной границей включают:

• расширительно-отклоняющая насадка,^[10]
• заглушка сопла,
• аэроспайк,^[10][11]
• форсунка одинарного 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 пробкой и аэродинамическими шипами очень похожи в том, что они имеют радиальную конструкцию в потоке, но насадки с заглушками имеют сплошное центральное тело (иногда усеченное), а сопла аэро шипа имеют «базовый отвод» газов для имитации твердого центрального тела. Сопла ED представляют собой сопла с радиальным выходом потока, в которых поток отклоняется центральным стержнем.

Сопла с регулируемым разделением потока включают:

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

Как правило, они очень похожи на колпачковые сопла, но включают в себя вставку или механизм, с помощью которого отношение площади выхода может быть увеличено по мере снижения давления окружающей среды.

Двухрежимные насадки включают:

• сопло двойного расширителя,
• двухгорловая насадка.

Они имеют либо две горловины, либо две упорные камеры (с соответствующими горловинами). Центральная горловина имеет стандартную конструкцию и окружена кольцевой горловиной, по которой отводятся газы из той же (двухканальной) или отдельной (двухдетекторной) камеры тяги. Оба горловины в любом случае 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 под названием «Усиленное сопло с упором»,^[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 позволят использовать несколько порохов (например, РП-1), еще больше увеличивая тягу.

Сопла с вектором тяги для впрыска жидкости - это еще одна усовершенствованная конструкция, позволяющая регулировать тангаж и рыскание с помощью сопел без кардана. Индии PSLV называет свою конструкцию «Система управления вектором тяги вторичного впрыска»; Перхлорат стронция впрыскивается через различные пути прохождения жидкости в сопле для достижения желаемого контроля. Некоторые межконтинентальные баллистические ракеты и ракеты-носители, такие как Титан IIIC и Минитмен II, используйте похожие конструкции.

Смотрите также

• Забитый поток - когда скорость газа достигает скорости звука в газе, проходящем через сужение
• Сопло Де Лаваля - сопло сходящегося-расширяющегося типа, предназначенное для создания сверхзвуковых скоростей
• Двойная тяга ракетные двигатели
• Джованни Баттиста Вентури
• Реактивный двигатель - двигатели реактивные (включая ракетные)
• Многоступенчатая ракета
• НК-33 - Российский ракетный двигатель
• Импульсный реактивный двигатель
• Импульсный ракетный двигатель
• Двигатели реакции Skylon - одноступенчатый орбитальный космический самолет с гибридным воздушно-кислородным двигателем (Двигатели реакции SABRE )
• Ракета - ракетные машины
• Ракетные двигатели - используется для приведения в движение ракетной техники
• SERN, Насадка с рампой одинарного расширения - неосесимметричный аэродинамический снаряд
• Ударные бриллианты - видимые полосы в выхлопе ракетных двигателей
• Ракета на твердом топливе
• Движение космического корабля
• Удельный импульс - мера скорости выхлопа
• Ступенчатый цикл горения (ракета) - тип ракетного двигателя
• Эффект Вентури

Рекомендации

1. Уравнение Ричарда Накки 12
2. Уравнение Роберта Браунинга 2.22
3. Саттон, Джордж П. (1992). Элементы силовой установки ракеты: введение в конструкцию ракет (6-е изд.). Wiley-Interscience. п. 636. ISBN  978-0-471-52938-5.
4. НАСА: Ракетная тяга
5. НАСА: сводка по тяге ракеты
6. НАСА: Удельный импульс ракеты
7. Хузель Д. К. и Хуанг Д. Х. (1971). НАСА SP-125, Проект жидкостных ракетных двигателей (2-е изд.). НАСА.Технический отчет
8. «Конструкция сопла». 16 марта 2009 г.. Получено 23 ноября, 2011.
9. PWR Engineering: конструкция сопла В архиве 2008-03-16 на Wayback Machine
10. Саттон, Джордж П. (2001). Элементы силовой установки ракеты: введение в конструкцию ракет (7-е изд.). Wiley-Interscience. ISBN  978-0-471-32642-7. п. 84
11. Journal of Propulsion and Power Vol.14 №5, "Advanced Rocket Nozzles", Hagemann et al.
12. Journal of Propulsion and Power Vol.18 No. 1, "Экспериментальная и аналитическая проверка концепции двойного колокола", Hagemann et al. В архиве 2011-06-16 на Wayback Machine
13. Усиленное сопло с упором
14. СОПЛО С УСИЛИТЕЛЬНЫМ УПРАВЛЕНИЕМ (TAN) - новая парадигма для ракет-носителей

внешняя ссылка

• Калькулятор скорости выхлопных газов
• Критерии проектирования космического корабля 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