احتراق موتور سوخت مایع فوق سرد (کرایوژنیک)

مدیران انجمن: javad123javad, parse

ارسال پست
نمایه کاربر
rohamjpl

نام: Roham Hesami

محل اقامت: City of Leicester Area of Leicestershire LE7

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 1125

سپاس: 1408

جنسیت:

تماس:

احتراق موتور سوخت مایع فوق سرد (کرایوژنیک)

پست توسط rohamjpl »

سوخت های برودتی را می توان به دو دسته بی اثر و قابل اشتعال یا احتراق تقسیم کرد. هر دو نوع از نسبت حجم مایع به گاز بزرگ استفاده می کنند که هنگام انتقال مایع به فاز گاز اتفاق می افتد.
تعریف: موتور برودتی/ مرحله برودتی آخرین مرحله وسایل پرتاب فضایی است که از کرایوژنیک استفاده می کند. کرایوژنیک مطالعه تولید و رفتار مواد در دماهای بسیار پایین (زیر ۱۵۰- درجه سانتیگراد) برای بلند کردن و قرار دادن اجسام سنگین تر در فضا است.
توضیحات: مرحله برودتی به دلیل استفاده از پیشرانه ها در دماهای بسیار پایین، از نظر فنی سیستم بسیار پیچیده تری نسبت به مراحل پیشران جامد یا مایع (ذخیره شده روی زمین) است. یک موتور برودتی با هر کیلوگرم پیشران برودتی که استفاده می‌کند، در مقایسه با سایر پیشران‌ها، مانند موتورهای موشک سوخت جامد و مایع، نیروی بیشتری ایجاد می‌کند و کارآمدتر است.
موتور کرایوژنیک از اکسیژن مایع (LOX) و هیدروژن مایع (LH2) به عنوان پیشران استفاده می کند که به ترتیب در دمای 183- و 253- درجه سانتی گراد مایع می شوند. LOX و LH2 در مخازن مربوطه خود ذخیره می شوند. از آنجا توسط پمپ‌های تقویت‌کننده جداگانه به پمپ توربو پمپ می‌شوند تا از سرعت جریان بالای پیشرانه‌ها در داخل محفظه احتراق/ رانش اطمینان حاصل شود. اجزای اصلی یک موتور موشک برودتی عبارتند از: محفظه احتراق/ رانش، جرقه زن، انژکتور سوخت، پمپ‌های کریو سوخت، پمپ‌های کرایو اکسیدکننده، توربین گاز، شیرهای کرایو، رگولاتورها، مخازن سوخت و نازل موتور موشک.موتورهای راکت برای تولید نیروی محرکه مفید به نرخ دبی جرمی بالای اکسیدکننده و سوخت نیاز دارند. اکسیژن، که ساده‌ترین و متداول‌ترین اکسیدکننده موجود است، مانند هیدروژن، که ساده‌ترین سوخت است، در دما و فشار استاندارد به صورت گاز است. اگرچه می‌توان پیشرانهها را به صورت گازهای تحت فشار ذخیره کرد، اما این امر به مخازن بزرگ و با جداره‌های ضخیم و در نتیجه سنگینی احتیاج دارد که دستیابی به پرواز فضایی مداری را دشوار و غیرممکن می‌سازد. از طرف دیگر، اگر پیشرانه‌ها به اندازه کافی سرد شوند، به شکل مایع درمی آیند که تراکم آنها بیشتر بوده و فشار آنها کاهش می‌یابد و این امر باعث ساده‌تر شدن مخازن آنها می‌شود. این دمای کرایوژنیک بسته به نوع پیشرانه متفاوت است و اکسیژن در زیر -183 درجه سلسیوس به شکل مایع و هیدروژن در زیر -253 درجه سلسیوس به شکل مایع وجود دارند. از آنجایی که یک یا چند پیشرانه در فاز مایع هستند، طبق تعریف تمام موتورهای راکت کرایوژنیک یا موتور راکت با سوخت مایع یا موتورهای راکت هیبریدی هستند.
ترکیبات مختلف اکسیدکننده-سوخت کرایوژنیک آزمایش شده‌است، اما ترکیب سوخت هیدروژن مایع (LH2) و اکسیدکننده اکسیژن مایع (LOX) یکی از پرکاربردترین موارد است. هر دو جزء به راحتی و با قیمت ارزان در دسترس هستند و هنگام سوختن یکی از بالاترین میزان آزادسازی آنتالپی در احتراق را دارند[۵] و باعث تولید یک تکانه ویژه تا ۴۵۰ ثانیه با سرعت خروجی مؤثر ۴٫۴ کیلومتر در ثانیه می‌شوند.
این موتور برای فضاپیماها طراحی شده است و مراحل بالای پرتاب وسایل نقلیه که از اکسید کننده برودتی اکسیژن مایع و سوخت هیدروکربنی استفاده می کنند. موتور موشک شامل یک محفظه احتراق (1) با نازل (3)، توربو پمپ اکسیدکننده (7) سوخت uglevodorodnogo (9) با خطوط تغذیه (12، 13) متصل به توربین های محرک (10، 14) و ژنراتور گاز است. (11) با ژاکت خنک کننده (15). ورودی ژنراتور به بزرگراه های مصرفی اکسیدان و سوخت متصل می شود و ورودی ژاکت خنک کننده به خط تغذیه اصلی سوخت متصل می شود. علاوه بر این، محفظه احتراق دارای یک کانال خنک کننده (4) است که به خروجی ژاکت خنک کننده ژنراتور متصل می شود و آن را به سیلندر اختلاط (2) محفظه احتراق متصل می کند. عبور از ژاکت خنک کننده جریان اصلی ژنراتور ژنراتور سوخت هیدروکربنی، گاز را تا دمایی خنک می کند که پایداری حرارتی احتراق پره های توربین در سوخت ژنراتور گاز با نسبت بهینه اجزاء را تضمین می کند که باعث افزایش راندمان موتورهای موشک می شود.
این اختراع مربوط به موشک و فناوری فضایی است و برای طراحی موشک پیشران مایع دیتلا و فضاپیما، استفاده از اکسید کننده برودتی به عنوان پیشرانه، اکسیژن مایع و سوخت هیدروکربنی است.
موتور موشک پیشران مایع شناخته شده حاوی محفظه احتراق با نازل، اکسید کننده توربو پمپ و بزرگراه های مصرف سوخت این اجزا را با توربین محرک و ژنراتور مرتبط می کند، در حالی که ستون فقرات یکی از اجزای پیشرانه را به محفظه احتراق متصل می کند و توسط آن متصل می شود. یک خط موازی با ورودی ژنراتور گاز که به خط مخارج قطعه دوم متصل می شود و خروجی ژنراتور به ورودی توربین که خروجی آن به محفظه احتراق متصل است (مبانی تئوری و محاسبه موتورهای موشک با سوخت مایع / ویرایش توسط CM Kudryavtsev. -M.: دبیرستان، 1983، S. 11، شکل 1.6). هنگام استفاده از موتور موشک شناخته شده در وسایل نقلیه فضایی یا تقویت کننده های آخرین سرعت در این LRE از پیشرانه های برودتی - اکسیژن مایع (اکسیدکننده) و سوخت هیدروکربنی استفاده می شود. در ژنراتور گاز وارد تمام قسمت اکسید کننده جریان سوخت می شود و در نتیجه گاز تولید کننده با مقدار زیادی اکسید کننده (اکسیژن) تولید می شود. بنابراین، دمای گاز از ورودی توربین ژنراتور گاز چندین سایت مستر است. این مشکل به ویژه در مورد رانش موتور موشک کمتر از 5 TC مشخص می شود، زمانی که به دلیل اثر مقیاس، راندمان پمپ ها کاهش می یابد و نیاز به افزایش قابل توجهی در دمای گاز تولید کننده برای ایجاد فشار قابل قبول در محفظه احتراق دارد. اگر مقادیر مشخص شده دما و فشار و مقدار زیاد اکسیژن (نسبت جرم اکسیدکننده و سوخت بیش از 10) گاز تولید کننده دارای فعالیت شیمیایی بسیار بالایی نسبت به مواد توربین باشد که می تواند باعث آتش سوزی و انفجار بعدی شود. از توربوپمپ همچنین تخریب توربین به دلیل افزایش سایش عناصر آن. ممکن است خرابی مهر و موم شفت پمپ ها و سوخت توربین وجود داشته باشد که منجر به تصادف LRE می شود. قابلیت اطمینان این طرح LRE را می توان با کاهش (2 برابر) فشار در محفظه احتراق افزایش داد. با این حال، با افزایش قابل توجهی در اندازه محفظه احتراق همراه است که با توجه به محدودیت های شدید ابعاد در فضا، غیرقابل قبول است.
نزدیکترین آنها به اختراع موتور موشک سوخت مایع با سوخت برودتی حاوی محفظه، نازل، توربو پمپ اکسید کننده برودتی و کربن و ژنراتور گاز است که ورودی آن به اکسیدان اصلی و سوخت و خروجی آن به ورودی متصل است. سمت توربین با لوله اگزوز ("فضا". دایره المعارف. /ویرایش توسط CP Glushko. -M.: دانشنامه اتحاد جماهیر شوروی، 1985، S. 217). در این LPRE مقدار اصلی پیشرانه (اکسیژن مایع و نفت سفید) پس از توربو پمپ وارد محفظه احتراق می شود و بخش کوچکی از این اجزا وارد ژنراتور گاز (مدار باز LRE) می شود. در این حالت، از آنجایی که ژنراتور گاز تنها بخشی از اکسیدان را وارد می کند، فعالیت شیمیایی ژنراتور گاز را اندکی کاهش می دهد. فشار توربین گاز را کاهش می دهد، زیرا اگزوز آن در محیط است. این به ما امکان می دهد شرایط کار توربین را بهبود بخشیم و قابلیت اطمینان عملیاتی موتور را افزایش دهیم. عیب این موتورهای موشکی این است که احتراق در ژنراتور گاز در نسبت استوکیومتری بهینه اجزا نیست و با زیاد یا کمبود اکسیدان زیاد است. زیرا برای پایداری حرارتی پره های توربین لازم است دمای گاز تولید کننده به میزان قابل توجهی کمتر از دمای محفظه احتراق موتور موشک باشد. در نتیجه، مارپیچ، علاوه بر این، در حالت اکسیداتیو در هسته، اکسیژن بیش از حد زیادی منجر به فعالیت شیمیایی بالای گاز تولید کننده می شود و باعث افزایش سایش عناصر توربین می شود. من حالت بازیابی با کمبود زیاد اکسیدان (<0,1) در گاز ژنراتور، مقدار زیادی دوده تشکیل می شود که می تواند به دلیل فرسایش پره ها و کک شدن سطح آن، عملکرد توربین را مختل کند. نقطه ضعف این LPRE این است که توربو پمپ اکسیدکننده و سوخت در یک مجموعه توربوپمپ منفرد (TNA) ترکیب می شوند، زیرا آنها از یک توربین مشترک رانده می شوند. چیدمان مشترک توربین دمای بالا و اکسید کننده برودتی پمپ منجر به افزایش مصرف انرژی در طول خنک سازی اولیه پمپ می شود که قبل از اجرای TNA انجام می شود. در این LPRE ژنراتور گاز و TNA برای کاهش افزایش گرما از اکسید کننده برودتی مخزن حذف می شود و در نتیجه خط طولانی تری از اکسیدان ایجاد می شود و نصب تمام پمپ های اضافی (تقویت کننده) ضروری است.
هدف از اختراع افزایش راندمان موتورهای موشکی است که با سوخت برودتی از طریق یک احتراق کامل‌تر توپلی کار می‌کنند و توسط آن موتور موشک پیشران مایع با سوخت برودتی حاوی محفظه، نازل، پمپ توربو، اکسیدکننده برودتی، سوخت هیدروکربنی توربوپمپ ارائه می‌شود. در سراسر خط تغذیه به محفظه احتراق، توربین و ژنراتور متصل می شود که ورودی آن به بزرگراه های مصرفی اکسیدان و سوخت متصل می شود و خروجی متصل به ورودی توربین مرتبط با توربوپمپ سوخت مطابق با اختراع مجهز به یک توربین دوم مرتبط با توربوپمپ اکسید کننده و ژنراتور گاز مجهز به یک ژاکت خنک کننده موجود در خط تغذیه سوخت است، در حالی که خروجی توربین اول به ورودی توربین دوم متصل است که خروجی آن به قسمت فوق بحرانی نازل محفظه احتراق.
ژاکت خنک کننده ژنراتور Run که در خط مصرف سوخت گنجانده شده است می تواند سوخت را با نسبت بهینه اجزا بسوزاند، زیرا در این حالت، ژاکت خنک کننده گاز کاهش دما را از ژنراتور گاز به مقدار ارائه می دهد، بدون در نظر گرفتن اثر حرارتی آن بر روی تیغه های اول. توربین مرتبط با توربوپمپ سوخت این امر باعث افزایش راندمان موتور موشک به دلیل افزایش قابل توجه راندمان احتراق سوخت می شود که به خوبی برای ارائه اکسید کننده برودتی توربوپمپ درایو فردی قرار گرفته است. با این حال LRE حاوی یک اکسیدان تغذیه کننده خود توربوپمپ (TNA) و سوخت TNA است که پیکربندی LRE را تا حد زیادی ساده می کند و تلفات را در حین کار کاهش می دهد. به طور خاص، امکان نصب اکسید کننده TNA در اکسید کننده برودتی مخزن وجود دارد که طول اکسید کننده برودتی خط اصلی را کاهش داده و پمپ تقویت کننده را حذف می کند. نصب توربین دوم توربین اول، همراه با ژنراتور، کاهش قابل توجهی در دمای گاز تولید کننده وارد شده به اکسیدان TNA را فراهم می کند که به کاهش مصرف انرژی در طول خنک شدن اکسید کننده برودتی پمپ قبل از راه اندازی TNA کمک می کند. اتصال توربین دوم به قسمت فوق بحرانی نازل به دلیل امکان انبساط بیشتر و افزایش سرعت گاز خروجی از مولد گاز تا خروجی نازل باعث افزایش راندمان موتورهای موشک می شود.
طراحی موتور موشک پیشران مایع پیشنهادی در نقشه پیوست ارائه شده است.
موتور موشک شامل یک محفظه احتراق 1 با سر مخلوط 2 و یک نازل 3 با کانال خنک کننده 4 و حلقه جمع کننده 5 است که در قسمت فوق بحرانی نازل 3 نصب شده است. و سوخت خط مخارج 8 که از طریق مخزن سوخت هیدروکربنی 9 توربوپمپ سوخت متصل شده است (نمایش داده نشده است). سوخت بزرگراه 8 از طریق کانال خنک کننده 4 به سر اختلاط 2 متصل می شود. کوانتوم 9 دارای یک توربین محرک 10 است که به ژنراتور گاز 11 وصل شده است، خطوط ورودی 12 و 13 به اکسید کننده سوخت 6 و 8 بزرگراه های مخارج متصل است. LRE همچنین مجهز به یک توربین دوم 14 است که با توربوپمپ اکسید کننده 7 مرتبط است، و ژنراتور گازی 11 دارای یک روکش خنک کننده 15 است که در خط مصرف سوخت 8 بین توربو پمپ 9 و محفظه احتراق 1 گنجانده شده است. پمپ 7 به توربین 14 مجموعه توربوپمپ (TNA) اکسیدان و پمپ توربو 9 به توربین 10 سوخت TNA هستند. خروجی توربین 10 توسط خط 16 به ورودی توربین دوم 14 متصل می شود که خروجی آن خط 17 به یک منیفولد حلقوی 5 نصب شده بر روی نازل 3 محفظه احتراق متصل می شود. در بزرگراه های مخارج اکسید کننده 6 و 8 سوخت شیرهای قطع کننده 18 و 19 و در خطوط 12 و 13 تغذیه اکسید کننده ژنراتور گاز و شیرهای قطع کننده 20 و 21 تعبیه شده است.
هنگام کار، اکسید کننده برودتی LRE و سوخت هیدروکربنی به واحدهای توربوپمپ در محفظه احتراق 1 در بزرگراههای 6 خدمت می کنند که در نسبت بهینه اجزا است و محصولات احتراق با دمای بالا خنک می شوند جریان سوخت اصلی تامین شده به ژاکت خنک کننده 15 ژنراتور گاز برای مخارج بزرگراه 8. گاز تولیدی حاصل به محرک توربین 10 توربوپمپ عرضه می شود. سوخت 9، پس از آن خط گاز نیمه اگزوز 16 برای به حرکت درآوردن توربین 14 اکسیدکننده توربوپمپ 7 عرضه می شود. گاز تولید کننده مصرف شده از طریق منیفولد حلقوی 5 به قسمت فوق بحرانی نازل 3 وارد می شود که جریان اصلی محصولات احتراق را تسریع می کند. سرعت جریان اصلی
بنابراین، در LRE پیشنهادی، واحدهای توربوپمپ (TNA) از اکسیدکننده و سوخت تامین می‌شود و در عین حال از انرژی شیمیایی سوخت سوخته شده در ژنراتور گاز حداکثر استفاده می‌شود، که باعث افزایش راندمان موتور می‌شود. جریان جریان اصلی سوخت هیدروکربنی در ژاکت خنک کننده ژنراتور باعث کاهش دمای گاز تولید کننده و جلوگیری از اثر حرارتی آن بر روی پره های توربین می شود. ورود گاز خروجی از ژنراتور گاز در قسمت فوق بحرانی نازل محفظه احتراق باعث کاهش 50 درصدی تلفات در مقایسه با انتشار این گاز از طریق یک لوله اگزوز ویژه توربین می شود.تصویر
موتور موشک پیشران مایع اکسیژن مایع و سوخت هیدروکربنی حاوی یک محفظه احتراق با یک نازل، توربو پمپ اکسیژن مایع و توربو پمپ سوخت هیدروکربنی، متصل در سراسر خط تامین به محفظه احتراق، توربین و ژنراتور، که ورودی آن به اکسیدان مصرفی بزرگراه‌ها متصل است. و سوخت، و خروجی متصل به ورودی توربین مرتبط با توربوپمپ سوخت، مشخص می شود که مجهز به توربین دوم مرتبط با توربوپمپ اکسیدکننده است، محفظه احتراق دارای یک کانال خنک کننده است، و ژنراتور گاز مجهز به یک ژاکت خنک کننده که ورودی آن به سوخت خط تغذیه اصلی و خروجی از طریق کانال خنک کننده محفظه احتراق به سر اختلاط متصل می شود.
سوال اگر موتورهای موشک فقط به سوخت و اکسید کننده نیاز دارند، پس چرا این همه خطوط لوله روی موتورها وجود دارد؟در حالی که یک موتور ایده آل فقط سوخت و اکسید کننده را می خورد و گازهای خروجی تولید می کند، موتورهای دنیای واقعی ترکیبی از خنک کننده احیا کننده، خنک کننده فیلم، اگزوز توربین، نیروی هیدرولیک، سیستم های جرقه زنی، سنجش فشار، سیستم های فشار مخزن، خطوط تخلیه/پاکسازی/تست خواهند داشت. و اتصالات الکتریکی که فقط شبیه لوله هایی برای محافظت در برابر گرما هستند و احتمالاً اکثر "لوله کشی" در عکس سوال قابل مشاهده هستند. برخی از اینها همچنین ممکن است اتصالات بای پس یا اضافی داشته باشند.
محتویات احتمالی عبارتند از: سوخت مایع، اکسید کننده مایع، سوخت تبخیر شده، اکسید کننده بخار، اگزوز توربین غنی از سوخت، اگزوز توربین غنی از اکسید کننده، اگزوز کاملا سوخته، فشار هیدرولیک، برگشت هیدرولیک (احتمالاً چند برابر اینها اگر دریچه های خارج از موتور، سیالات سیستم جرقه زنی، p. گازهای سیستم، برق. مایع بسیار بسیار سرد و فوق متراکم در این لوله ها از ذوب شدن یا تغییر شکل واقعی نازل و ناکارآمد شدن آن جلوگیری می کند. هنگام تعجب در مورد موشک ها، همیشه هزینه تا کارایی و عملکرد را به وزن در نظر بگیرید. موتورهایی که در حجم های بالاتر تولید می شوند باید این معیارها را رعایت کنند. مایع موجود در لوله هایی که بخشی از نازل هستند، سوخت فوق العاده سرد و متراکم است. برای از دست دادن انرژی خود بهترین راه نیاز به یک دمای خاص دارد. لوله های نازل بزرگتر از یکپارچگی نازل محافظت می کند و سوخت را پیش گرم می کند.
سوال دوم چرا به نظر می رسد شعله های اگزوز موتورهای مرحله برودتی از نازل جدا شده است؟تصویر
آنها ممکن است به عنوان جدا شدن شعله از نازل ظاهر شوند، اما این در اصل فقط یک توهم است و سوختگی در سرتاسر ستون اگزوز نازل وجود دارد. با این حال، به دلیل خلوص بالای پیشرانه های برودتی و مولکول های تولید کننده واکنش شیمیایی که شفافیت بالایی دارند، تقریباً نیمه شفاف است. قابل مشاهده بودن ستون، مگر اینکه در شب پرتاب کنید، در واقع ربطی به سوختن آن ندارد. خود سوختگی، با واکنش اجزای پیشران (سوخت با اکسیدکننده) بیشتر در طیف نامرئی با پیشران هایی است که از مواد افزودنی / ناخالصی های سوخت برای انتقال تابش گرما به طیف مرئی استفاده نمی کنند. شما به خودتان پاسخ داده اید که چرا شعله با چشم غیرمسلح به نظر می رسد، اما به دلیل جدا شدن آن از نازل موتور، طبق سوال خود، اشاره نکردید.

هر دو تصویری که به سوال خود پیوست کردید، با قضاوت بر اساس رنگ دود اگزوز و شکست نور، از LOX/LH2 یا اکسیژن دو اتمی مایع O2 و هیدروژن دو اتمی مایع H2 به نسبت 1:2 به عنوان اکسید کننده + اجزای پیشران سوخت استفاده می کنند که باعث تولید سوپر گرم اما آب خالص H2O در خروجی نازل، و مگر اینکه این ستون‌ها با ناخالصی‌های اتمسفر یا پیشران ترکیب شوند، تقریباً شفاف به نظر می‌رسند، مخصوصاً با توجه به فشاری که از انژکتورهای نازل به داخل محفظه انبساط خارج می‌شوند، جایی که ترکیب می‌شوند. اگر به تصاویری که پیوست کرده اید دقت کنید، با این حال همچنان متوجه انکسار نور معمولی آب در نرده های تاسیسات آزمایشی در پشت آنها خواهید شد، که در عکس بالا بارزتر است.
خوب، پس احتمالاً اکنون از خود می‌پرسید، در مورد هسته سفیدتر اگزوز چطور؟ این به سادگی ناحیه ای از فشار منفی است که بسته به اندازه نازل، شکل و البته نرخ پاشش سوخت، اشکال مختلفی را تشکیل می دهد. با برخی از نازل ها، بسیاری از این موارد را می توان بسته به نیازهای عملکرد فعلی موتور تنظیم کرد، بنابراین موقعیت آن ممکن است متفاوت باشد، یا حتی ممکن است خود را بیشتر تکرار کند، به عنوان مثال در این تصویر از خودروی چهارگانه Armadillo Aerospace با سوخت الکل نشان داده شده است. نوارهای قابل مشاهده، یا الماس های ضربه ای، در ستون اگزوز:
به طور خلاصه، نواحی فشار منفی (عقب) باعث ایجاد این نوار و دیواره های اضافی در داخل ستون می شود. با مولکول‌ها با ضریب شکست بالا، نور در این لبه‌ها به صورت زیگزاگی پراکنده می‌شود (به احتمال زیاد با تشکیل گرداب‌هایی که در واقع پیچیده‌تر هستند) و هرگونه دید مستقیم از پس‌زمینه را مسدود می‌کند. بهتر است این توضیح را به ویکی‌پدیا در مورد فیزیک Plume بسپارید:
ستون موشک بسته به موتور موشک، ارتفاع طراحی، ارتفاع، رانش و عوامل دیگر متفاوت است.
اگزوزهای غنی از کربن از سوخت‌های نفت سفید به دلیل تابش سیاه بدن ذرات نسوخته، علاوه بر نوارهای Swan آبی، اغلب به رنگ نارنجی هستند. موشک‌های مبتنی بر اکسیدکننده پراکسید و موشک‌های هیدروژنی عمدتاً حاوی بخار هستند و تقریباً با چشم غیرمسلح نامرئی هستند، اما در اشعه ماوراء بنفش و مادون قرمز به خوبی می‌درخشند. ستون های موشک های جامد می توانند بسیار قابل مشاهده باشند زیرا پیشران اغلب حاوی فلزاتی مانند آلومینیوم عنصری است که با شعله نارنجی مایل به سفید می سوزد و به فرآیند احتراق انرژی می افزاید.
برخی از اگزوزها، به ویژه موشک های الکلی، می توانند الماس های شوک قابل مشاهده را نشان دهند. اینها به دلیل تغییرات چرخه ای در فشار ستون نسبت به محیط ایجاد امواج ضربه ای است که "دیسک های ماخ" را تشکیل می دهند.
شکل ستون با ارتفاع طراحی متفاوت است، در ارتفاع بالا همه موشک‌ها به شدت کمتر منبسط می‌شوند و درصد بسیار کمی از گازهای خروجی در واقع به سمت جلو منبسط می‌شوند.
به طور خلاصه، پاسخ این سؤال دقیقاً در خود سوختگی نیست، زیرا این نوارها، دیوارها و هر شکل دیگری که در نتیجه فشار برگشتی در ستون ایجاد می شود، اگر وجود نداشت، همین کار را انجام می داد. برای شروع بسوزانید این به دلیل شکست نور و فشار زیاد، پرتاب با سرعت بالا دیوارهایی است که در جهت مخالف هر طرف دیوار حرکت می کنند (سوختگی جدا شده)، یا به دلیل تلاقی جت ها (الماس).I hope I help you understand the question. Roham Hesami smile072 smile261 smile260 رهام حسامی ترم پنجم مهندسی هوافضا
تصویر

ارسال پست