چرخه موتور موشک

مدیران انجمن: parse, javad123javad

ارسال پست
نمایه کاربر
rohamjpl

نام: Roham Hesami رهام حسامی

محل اقامت: فعلا تهران قیطریه بلوار کتابی 8 متری صبا City of Leicester Area of Leicestershire LE7

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 1651

سپاس: 3161

جنسیت:

تماس:

چرخه موتور موشک

پست توسط rohamjpl »

انواع چرخه قدرت از انواع چرخه بسیار ساده مانند رانشگرهای گاز سرد تا انواع پیچیده تر مانند احتراق مرحله ای معروف با جریان کامل را شامل می شود. این مقاله تمام انواع برجسته چرخه موتور را به نمایش می گذارد و آنها را با جزئیات توصیف و تصویر می کند.
ما می توانیم انواع چرخه موتور موشک را با انواع موتورهای احتراق داخلی از یک جهت مقایسه کنیم. انواع موتور خودرو شامل 2 زمانه، 2 سیلندر، یا 4 زمانه، 4 سیلندر، سوپرشارژر، توربوشارژ و غیره است. همه آنها تحت اصول اولیه یکسانی کار می کنند اما از تکنیک های متفاوتی برای رسیدن به هدف قدرت و/یا کارایی خود استفاده می کنند.
قانون 3 حرکت نیوتن نحوه عملکرد موتور موشک را بیان می کند. برای هر عملی عکس العملی برابر و متضاد وجود دارد. بنابراین، یک موتور مقداری جرم را از یک سر خارج می کند. نتیجه این است که کل وسیله نقلیه خود را در جهت مخالف به حرکت در می آورد. هر چه موتور سریعتر و بیشتر ماده را دفع کند، راندمان بیشتر و رانش بیشتر است. هر چه موتور نیروی رانش بیشتری تولید کند، موشک می تواند بار بیشتری را تحویل دهد.تصویر
مهندسان به سرعت خروجی اگزوز نازل به عنوان سرعت گاز خروجی اشاره می کنند. این سرعت نه تنها با نیروی رانشی که وسیله نقلیه ایجاد می کند، بلکه با راندمان موتور نیز ارتباط دارد. هر چه موتور سریعتر گاز خروجی را از نازل خارج کند، این موتور کارآمدتر است.محفظه احتراق و نازل موشک
فشار و گرمای داخل محفظه احتراق موتور موشک را به انرژی جنبشی تبدیل می کنیم. این کار با استفاده از یک نازل به اصطلاح de Laval یا یک نازل همگرا-واگرا انجام می شود. نازلی که گاز پرفشار زیر صوت داغ را به گاز کم فشار مافوق صوت خنک‌تر تبدیل می‌کند.
چالش اینجا این است که فشار و دمای داخل موتور را تا حد امکان بالا ببرید. همه اینها در هنگام مدیریت گرما. گرما و فشار عملکرد بالایی دارند، اما مهار و مدیریت آن دشوار است. به طور کلی، هر چه دمای داخل محفظه احتراق بالاتر باشد، بهتر است، زیرا گرما با انرژی متناسب استتصویر
در این مرحله باید اصطلاح آنتالپی را معرفی کنیم. آنتالپی مجموع تمام انرژی موجود در یک سیستم است. به طور خاص، آنتالپی حجم ضربدر فشار به اضافه انرژی داخلی آن است. انرژی درونی در این حالت متشکل از گرما و انرژی جنبشی است. هر چه آنتالپی در سیستم بالاتر باشد، پتانسیل بیشتری برای انجام کار دارد.
تعریف آنتالپی
قانون مهم دیگری که باید بدانید این است که فشار بالا همیشه به سمت فشار پایین جریان دارد. در مورد موتورهای موشک به این معنی است که هدف فشار بالا در محفظه احتراق است. این کار برای دفع هرچه سریعتر گازهای خروجی است.
رانشگرهای گاز سرد
ساده ترین شکل موتور موشک فقط نوعی پیشرانه را در یک مخزن با فشار بالا ذخیره می کند. سپس، یک سوپاپ را باز کنید و اجازه دهید آن فشار بالا از موتور خارج شود. این اساس رانشگرهای گاز سرد است.
همانطور که از نام آن پیداست، این موتورها سرد کار می کنند، به این معنی که هیچ واکنش شیمیایی یا احتراق وجود ندارد. انبساط ساده گاز ذخیره شده از طریق نازل چیزی است که نیروی رانش را در این نوع موتورها فراهم می کند. اصطلاح "سرد" در این موتورها از این واقعیت ناشی می شود که وقتی گازها منبسط می شوند، در نتیجه دما کاهش می یابد. مهندسان این اثر را اثر ژول تامسون می نامند.
چرخه موتور موشک، رانشگر گاز سرد
رانشگر گاز سرد
بزرگترین محدودیت پیشرانه های گاز سرد فشار موجود در سیستم و کمبود گرما است. در حال حاضر، فشار همیشه از بالا به پایین جریان دارد. بنابراین ما می خواهیم پیشران را در بالاترین فشار ممکن ذخیره کنیم. ما همچنین می خواهیم تا حد امکان در داخل مخزن ذخیره کنیم. با فشارهای بیشتر و بیشتر، دیواره های مخازن نیز باید ضخیم تر و ضخیم تر شوند. این آنها را سنگین‌تر می‌کند، که برخلاف چیزی است که مهندسان همیشه می‌خواهند در موشک‌سازی به آن دست یابند.
هدف مهندسان ذخیره هر چه بیشتر پیشرانه با بالاترین فشار ممکن در سبک ترین مخزن ممکن است. یکی از راه های انجام این کار استفاده از به اصطلاح COPV یا مخازن تحت فشار کامپوزیت است. این COPV ها مخازن فلزی هستند که توسط کامپوزیت هایی مانند فیبر کربن یا کولار پیچیده شده اند. COPV ها معمولاً در فشارهای حدود 300 تا 400 بار کار می کنند که برخی حتی به 800 بار نیز می رسند.تصویر
فشار رانشگر گاز سرد
مخازن سوخت برای اکثر این نوع موتورها، پیشرانه ها را به صورت گازی ذخیره می کنند. اکسید نیتروژن یا بوتان نمونه هایی از موارد استثنا هستند. مخازن می توانند آنها را به شکل مایع تحت فشار بالا ذخیره کنند. از آنجایی که بیشتر پیشرانه ها کم هستند، مخازن باید فشار بیشتری را تحمل کنند. این بدان معنی است که تانک ها نیز باید سنگین تر باشند و در نتیجه یک اثر فرار بد ایجاد می شود.
رانشگرهای گاز سرد معمولاً از هلیوم یا نیتروژن برای تراکم پذیری بالا و وزن مولکولی نسبتاً کم استفاده می کنند. چنین گازهایی آسان تر شتاب می گیرند. می توان از هیدروژن یا برخی پیشرانه های دیگر استفاده کرد. تا کنون هیچ کس این کار را در یک نمونه برجسته معروف انجام نداده است.
از آنجایی که هم فشار و هم دما در این سیستم کم است، ضربه خاص نیز کم است. ساده‌ترین و اساسی‌ترین موتور تغذیه‌شده با فشار، تنها حدود 60 ثانیه ضربه خاص یا ISP دارد. با این حال، در حال حاضر سه تا چهار برابر کارآمدتر است.
محدودیت دیگری برای رانشگرهای گاز سرد وجود دارد. نازل فقط می تواند تا آنجا منبسط شود که گاز در حالی که هنوز در نازل است به مایع تبدیل شود. این علاوه بر کمبود کلی آنتالپی در سیستم است. با این حال، رانشگرهای گاز سرد بسیار ساده و قابل اعتماد هستند. آنها فقط یک قسمت متحرک دارند - یک سوپاپ. این باعث می شود که این طرح برای بسیاری از فضاپیماهای کوچک مانند ماهواره های کوچک یا CubeSats انتخابی عالی باشد.تصویر
نمونه های دیگری از رانشگرهای گاز سرد می توانند پیشرانه های کوچک مانوردهنده در فضای بین مرحله ای فالکون 9 اسپیس ایکس باشند. اینها به جهت گیری مجدد و هدایت موشک برای ورود مجدد و به سمت نقطه فرود کمک می کند.
واحد مانور سرنشین دار ناسا یا MMU نیز در سه مأموریت شاتل فضایی خود از رانشگرهای گاز سرد استفاده کرد. دارای 24 رانشگر گاز سرد همراه با دو مخزن 18 کیلوگرمی نیتروژن گازی بود. این حدود 40 متر بر ثانیه دلتا-V را فراهم می کند.
موتورهای تغذیه تحت فشار
چرخه موتور تحت فشار ساده ترین طراحی موتور بعدی است. مشابه پیشرانه های گاز سرد، موتورهای تحت فشار تقریباً هیچ قطعه متحرکی ندارند. در عین حال عملکرد بسیار بالاتری نسبت به رانشگرهای گاز سرد ارائه می دهد.
دو نوع موتور تغذیه تحت فشار وجود دارد - موتورهای تک پیشرانه تحت فشار و موتورهای دو پیشرانه تحت فشار. آنها در تعداد پیشرانه هایی که استفاده می کنند متفاوت هستند. همانطور که از نام‌ها نشان می‌دهد، موتورهای تک پیشرانه تنها از یک پیشرانه استفاده می‌کنند، در حالی که موتورهای تغذیه‌کننده فشار دو پیشرانه از دو پیشران مختلف استفاده می‌کنند.
موتورهای تک پیشرانه با فشار تغذیه
یک موتور تک پیشرانه با فشار تغذیه یا (به اختصار) موتور تک پروپ تغذیه تحت فشار، بسیار شبیه به یک رانشگر گاز سرد است. موتور هنوز یک مخزن پر از گاز بی اثر فشار بالا دارد. با این حال، علاوه بر این، یک مخزن کم فشار با پیشران، اغلب هیدرازین نیز وجود دارد.
موتورهای تک پروانه، سوپاپ را از مخزن سوخت به سمت موتور باز می کنند، در حالی که فشار داخل مخزن سوخت را حفظ می کنند. آنها همچنین دریچه دیگری را بین مخزن فشار قوی و مخزن سوخت تعدیل می کنند. این مخزن فشار بالا یک گاز بی اثر مانند نیتروژن یا هلیوم را در خود نگه می دارد.
چرخه موتور موشک، تغذیه فشار تک پیشرانه، موتور تک پروپ
چرخه تغذیه تحت فشار مونوپراپ
موتورهای تک پروانه کارآمدتر از رانشگرهای گاز سرد هستند. این به این دلیل است که آنها مقداری انرژی شیمیایی از پیشران مورد استفاده را با عبور دادن آن بر روی یک بستر کاتالیزوری مهار می کنند. هیدرازین یکی از رایج ترین تک پیشرانه ها است. از طریق بستر آلومینا تزریق شده با ایریدیوم جریان می یابد که یک عامل احیا کننده قوی است. واکنش حاصل انرژی شیمیایی هیدرازین را به گرما و فشار تبدیل می کند. سپس نازل موتور این فشار را به صورت گاز داغ خارج می کند.
مخازن تحت فشار کامپوزیت
COPV ها فشار مخزن سوخت را به اندازه کافی بالا نگه می دارند. COPV ها به طور مداوم مخزن سوخت تخلیه شده را پر می کنند. این امر پیشرانه را وارد بستر کاتالیزور می کند (زیرا فشار بالا به فشار کم جریان می یابد). این امکان ذخیره سازی مایعات متراکم تری را فراهم می کند که نیازی به ذخیره سازی در فشارهای شدید ندارند. پس از آن مخازن می توانند توده های زیادی از چنین مایعاتی را در خود نگه دارند.
استفاده از پیشرانه های مایع متراکم تر، در مقایسه با گازهای پراکنده ناشی از رانشگرهای گاز سرد، راندمان بالاتری را به همراه دارد. این منجر به مخازن بسیار کوچکتر برای همان جرم سوخت می شود. نتیجه تقریباً سه برابر بیشتر از رانشگرهای گاز سرد است. بنابراین، موتورهای تغذیه فشار مونوپروپ یک انتخاب عالی برای رانشگرهای کنترل واکنش (RCS) هستند. فضاپیماها از RCS برای کنترل نگرش و انتقال خوب استفاده می کنند. چنین موتورهایی نیز زمانی عالی هستند که سادگی و قابلیت اطمینان بیشترین اهمیت را دارند.
نمونه‌های بارز چنین پیشرانه‌های تک‌پراپ، پیشرانه‌های کنترل واکنش در بسیاری از ماهواره‌ها هستند. علاوه بر این، رانشگرهای کنترل واکنش در فضاپیمای سایوز از H2O2 به عنوان سوخت استفاده می کنند.
موتورهای تغذیه فشار دو پیشرانه
موتورهای با فشار تغذیه دو پیشرانه، (یا به اختصار، موتورهای دوپراپ) اساساً همان موتورهای تک پراپ هستند. تفاوت، همانطور که از نام قبلا پیداست، یک جفت مخزن سوخت و فشار دهنده است. یک مجموعه سوخت را ذخیره می کند، در حالی که مجموعه دیگر اکسید کننده را ذخیره می کند.
آنها همچنان با همان اصل موتورهای مونوپروپ و رانشگرهای گاز سرد کار می کنند. این است که تنها قطعات متحرک شیرهای ساده هستند. تفاوت موتورهای مونوپروپ در این است که آن موتورها می توانند از پیشرانه های پرانرژی و کارآمدتر استفاده کنند. نمونه هایی از این قبیل RP-1 و LOx یا حتی CH4 و LOx هستند. بیشتر سیستم های دو پیشرانه به دلیل سادگی از پیشرانه هایپرگولیک استفاده می کنند. پیشرانه هایپرگولیک پیشران هایی هستند که در تماس با یکدیگر به طور خود به خود می سوزند. هر سیستمی که از hypergolics استفاده می کند بسیار ساده و قابل اعتماد است زیرا به هیچ منبع احتراق نیاز ندارد. چنین سیستمی همچنان عملکرد مناسبی را ارائه می دهد.چرخه موتور موشک، موتور موشک تغذیه شده با فشار دو پیشرانه، موتور دوپراپ
چرخه تغذیه تحت فشار دو پیشرانه
یک مشکل در اینجا فشار کلی در سیستم است، به این معنی که مخازن فشار هنوز عامل محدود کننده هستند. این مشابه چیزی است که در مورد رانشگرهای گاز سرد و موتورهای تک پیشرانه با فشار تغذیه دیده ایم. یک مبادله وجود دارد که افزایش فشار در سیستم باعث افزایش وزن می شود. وزن اضافی بیش از حد باعث از بین رفتن ظرفیت بار بیشتری نسبت به افزایش عملکرد می شود.
این به توضیح این موضوع کمک می کند که چرا ما هرگز یک موشک مداری صرفاً تحت فشار تغذیه ندیده ایم. منظور ما این است که تمام مراحل با موتورهای تحت فشار تغذیه می شوند. اساساً غیرممکن است که دوباره انجام شودبه دلیل عملکرد کلی محدود آنها، تنها با موتورهای تحت فشار تغذیه می شوند. این امر حتی در مورد جدیدترین و پیشرفته ترین تکنولوژی مانند مخازن کامپوزیت کربن نیز صادق است.
موتور اتر مرحله دوم آسترا
یا سیستم مانور مداری شاتل فضایی (OMS) که از موتور AJ10-190 استفاده می کرد.
بنابراین وسایل نقلیه پرتاب معمولاً از موتورهای تحت فشار استفاده نمی کنند. با این حال، تقریباً هر فضاپیمای آمریکایی آمریکایی از آنها استفاده می کند. به عنوان مثال می توان به مدارگرد شاتل فضایی، کپسول خدمه دراگون اسپیس ایکس، ماژول فرماندهی و خدمات آپولو و کپسول های جمینی اشاره کرد.
چرخه موتور پمپ الکتریکی
تا اینجا در این مقاله، فشار طبیعی در مخازن، پیشرانه ها را به داخل محفظه احتراق هل می دهد. این یک محدودیت طبیعی در فشار محفظه ایجاد می کند. گازها و سیالات فقط می توانند به تنهایی از فشار زیاد به فشار پایین تر جریان پیدا کنند.
فرض کنید می خواهیم فشار محفظه بالاتری را بدون افزایش فشار مخزن سوخت بدست آوریم. سپس موشک ما باید از نوعی مکانیسم فعال برای وادار کردن پیشرانه ها (در برابر طبیعت) استفاده کند. این می تواند فشار بیشتری را در محفظه احتراق نسبت به مخازن ایجاد کند.https://s6.uupload.ir/files/untitled4_59ls.png
چرخه موتور موشک، چرخه موتور تغذیه شده با پمپ الکتریکی
چرخه تغذیه پمپ با باتری
اینجاست که پمپ ها وارد می شوند. ما می توانیم از یک پمپ برای افزایش فشار بعد از پمپ استفاده کنیم، بدون اینکه بر فشار قبل از پمپ تأثیر بگذاریم. این خبر خوبی برای موشک است. بنابراین یک موتور تحت فشار ممکن است به فشار مخزن 30 بار نیاز داشته باشد. یک موتور معادل با پمپ تغذیه ممکن است فقط به فشار مخزن تنها 3 بار نیاز داشته باشد. این باعث صرفه جویی در مقدار زیادی جرم برای مخزن می شود. ما تقریباً مطمئناً بیشتر از آنچه که برای پمپ و موارد مرتبط به دست می آوریم، جرم ذخیره می کنیم. اصولاً می‌توانیم پمپ‌ها را با استفاده از هر منبع انرژی هدایت کنیم. اجازه دهید ابتدا موتورهای الکتریکی را که توسط ذخیره سازی باتری هدایت می شوند در نظر بگیریم.برق مورد نیاز پمپ
پمپ ها می توانند به قدرت زیادی نیاز داشته باشند تا به دلخواه کار کنند، گاهی اوقات در حدود 1000 اسب بخار. به عنوان مثال، پمپ های RD-170 به 230000 اسب بخار نیرو نیاز دارند.
در مقایسه، واحد موتور Lucid Air می تواند حدود 500 کیلو وات تولید کند. این وزن حدود 74 کیلوگرم است. استفاده از این موتورها را برای به حرکت درآوردن پمپ ها در RD-170 در نظر بگیرید. ما به 340 عدد از این موتورها نیاز داریم. با جرم 74 کیلوگرم در واحد، این بیش از 25000 کیلوگرم فقط برای موتورها است. این بیش از دو و نیم برابر سنگین تر از خود موتور RD-170 است.
این نشان می‌دهد که ذخیره‌سازی باتری و موتورهای الکتریکی، به عنوان یک محرک کلی پمپ، به خوبی مقیاس نمی‌شوند. با این حال، ممکن است برای پمپ های بسیار کوچکتر موثر باشد.
در واقع، Rocket Lab از موتورهای الکتریکی روی موشک Electron خود برای پمپ کردن پیشرانه ها به موتورهای رادرفورد خود استفاده کرده است. از آن زمان، آسترا نیز استفاده از موتورهای الکتریکی را برای تامین انرژی موتورهای دلفین خود انتخاب کرده است. سایر استارت آپ های لانچر کوچک نیز به دنبال استفاده از همین رویکرد هستند. با این حال، در زمان نوشتن هیچ کدام به سکوی پرتاب نرسیده است.
ممکن است لازم بدانیم که ماژول های باتری خالی شده را کنار بگذاریم. با انجام این کار، می‌توانیم باتری‌های تازه استفاده نشده را تغییر دهیم. این می تواند حجمی را که ما به مدت طولانی تری به آن نیاز داریم ذخیره کند. این کمک می کند تا نشان دهیم چرا صنعت به طور گسترده از موتورهای تغذیه شده با پمپ الکتریکی استفاده نکرده است.
چرخه باز (ژنراتور گاز)
قبلاً اشاره کردیم که پمپ ها به طور کلی می توانند به انرژی زیادی نیاز داشته باشند. پمپ ها باید به اندازه کافی سریع کار کنند تا پیشرانه ها را با فشار لازم به داخل محفظه احتراق فشار دهند.
چگالی انرژی باتری برای نوع سوخت مناسب کمتر از چگالی انرژی هیدروکربنی است. بنابراین می توان مقداری از پیشرانه را در یک محفظه احتراق کوچکتر سوزاند و گازهای خروجی از اگزوز تولید کرد. ما می‌توانیم این گازهای خروجی را از روی توربینی که پمپ را می‌چرخانیم عبور دهیم تا نیروی مورد نیاز تولید شود.
این اساس چرخه باز است که به عنوان چرخه مولد گاز نیز شناخته می شود. موشک V-2 طراحی آلمانی که موتور A4 را نیرو می دهد، نمونه اولیه این بود. برای به حرکت درآوردن پمپ ها روی موتور، از هیچ یک از پیشرانه های مخازن اصلی استفاده نمی کردند. در عوض، آنها از غلظت بالایی از پراکسید هیدروژن، H2O2 (که غنی از اکسیژن است) استفاده کردند. آنها این را از روی کاتالیزور گلوله های پرمنگنات پتاسیم عبور دادند. این باعث یک واکنش شیمیایی شد که گرما و بخار را با فشار بالا تولید کرد. این بخار انرژی کافی برای چرخاندن توربین داشت که پمپ ها را با سرعت مناسب می راند.
چرخه موتور موشک، چرخه باز، ژنراتور گاز
چرخه باز (یا چرخه ژنراتور گاز)
موشک مرکوری رداستون نیز از این تکنیک استفاده کرد. این موشک هنوز در موشک سایوز استفاده می شود و موتورهای RD-107A و RD-108A را تامین می کند. با این حال یک ناکارآمدی در اینجا وجود دارد. ما سیستم های پیشران جداگانه ای برای ژنراتور گاز نسبت به موتورهای اصلی داریم.
چرخه باز با استفاده از پیشرانه های معمولی
بهتر است مقدار کمی پیشرانه از مخازن اصلی گرفته شود. سپس این پیشرانه ها را به ژنراتور گاز منتقل کنید. این اگزوز با فشار بالا تولید می کند که توربین را برای تغذیه پمپ ها به حرکت در می آورد. در عمل، این سوخت بیش از مقادیر ایده آل اکسید کننده مصرف می کند. (یعنی ایده آل برای واکنش شیمیایی که بیشترین کارایی را داشته باشد.) این احتراق غنی از سوخت است و باعث کاهش دما در ژنراتور گاز می شود. چنین کاهش دما برای اطمینان از ذوب نشدن توربین بسیار مفید است.
ژنراتور گاز از پمپ ها تغذیه می شود - اما این یک سوال را ایجاد می کند. ژنراتور گاز پمپ ها را تغذیه می کند - خوب. اما اکنون ادعا می کنیم که پمپ ها ژنراتور گاز را تغذیه می کنند. چگونه می توانیم این فرآیند را در وهله اول شروع کنیم؟
نحوه راه اندازی موتور موشک موضوعی برای ویدیوی آینده است. در حال حاضر، هنگام راه اندازی ژنراتور گاز، معمول است که یک رانشگر گاز سرد جداگانه به سمت توربین نشانه گیری شود. این رانشگر فقط باید برای مدت کوتاهی کار کند تا اینکه عملکرد ژنراتور گاز به خودی خود ادامه دهد. معمولا موتورها از هلیوم به عنوان گاز سرد استفاده می کنند. این تکنیک به عنوان "شروع چرخش هلیوم" شناخته می شود.تصویر
محصولات اگزوز ژنراتور گاز
محصولات اگزوز چرخه ژنراتور گاز ابتدا از روی توربین عبور می کنند. سپس بسته به اینکه کدام رژیم پرواز فعال است، به اتمسفر یا خلاء پرتاب می شوند. محفظه احتراق اصلی از این محصولات استفاده نمی کند و در واقع آنها را برآورده نمی کند. این نام چرخه باز را توضیح می دهد.
چرخه باز یک نقطه ضعف عمده دارد. مقدار زیادی سوخت نسوخته در دود اگزوز ژنراتور گاز باقی می گذارد. ما می‌توانیم این را در بسیاری از موتورهای موشک، به وضوح در یک فالکون 9 ببینیم. مهندسان معمولاً این اتلاف را قابل قبول می‌دانند زیرا معامله برای سادگی چرخه باز نسبتاً ساده است. هر مقدار سوخت هدر رفته در مقایسه با مقدار کل سوخت در مخزن اصلی ناچیز است.
چندین نمونه از موتورهای ژنراتور گاز عبارتند از:
موتور Merlin 1D در فالکون 9
موتورهای F-1 و J-2 مورد استفاده در موشک Saturn V
موتورهای RD-107A و RD-108A در سایوز، همچنین همانطور که قبلا ذکر شد
و موتور RD-68 در دلتا IV هوی.
بسیاری دیگر فراتر از این فهرست کوتاه وجود دارد، اما ما باید به بحث در مورد چرخه های دیگر بپردازیم.
فرض کنید عملکرد کافی از چرخه ژنراتور گاز برای دستیابی به نتایج مطلوب وجود ندارد. این به دلیل مقدار کمی سوخت هدر رفته است که قبلا ذکر شد. آیا می توانیم بهتر عمل کنیم؟
چرخه موتور بسته (مرحله‌ای احتراق).چرخه احتراق بسته، یا مرحله‌ای احتراق، رویکرد بسیار توسعه‌یافته‌تری برای استفاده از محصولات احتراق است که در چرخه باز ریخته می‌شوند.تصویر
این کاربه سادگی وصل کردن اگزوز از ژنراتور گاز به محفظه احتراق اصلی و عبور دادن تمام محصولات احتراق ژنراتور گاز به محفظه اصلی نیست. این می تواند چندین معایب داشته باشد که خیلی زود هنگام پرواز بسیار مشکل ساز خواهد بود.
فشاری که توربین را به حرکت در می آورد معمولاً تا حد امکان پایین نگه داشته می شود و فشار پایین دست توربین کمتر از بالادست توربین است. در نتیجه، فشار در لوله اگزوز کمتر از محفظه احتراق اصلی خواهد بود. این باعث می شود که گازهای محفظه احتراق به سمت لوله اگزوز جریان یابد. این برعکس آنچه در نظر گرفته شده خواهد بود.
علاوه بر این، اگر سوخت مورد استفاده در موتور RP-1 (یا هر سوخت مشابهی مبتنی بر هیدروکربن‌های با زنجیره بلند) باشد، اگزوز از ژنراتور گاز حاوی دوده کافی است که با مسدود کردن انژکتورها به موتور آسیب می‌رساند. موتور اصلا دوام زیادی نداشت.
جلوگیری از آسیب ناشی از دوده
به جای عبور این همه اگزوز از ژنراتور گاز به محفظه احتراق، باید تغییراتی ایجاد کنیم. اولین تغییر این است که موتور به جای استفاده از مقدار کمی سوخت و اکسید کننده برای تغذیه ژنراتور گاز، تمام سوخت یا اکسید کننده را از طریق ژنراتور گاز و روی توربین پمپ می کند.
با توجه به این تغییر در مسیریابی پیشرانه، اصطلاحات نیز تغییر می کند. ما دیگر به محفظه احتراق اولیه به عنوان یک ژنراتور گاز اشاره نمی کنیم. در عوض ما به آن به عنوان پیش سوز اشاره می کنیم. این به دلیل این تفاوت است که اکنون ما فقط به مقدار کمی از آنچه که از کنار توربین می گذرد واکنش نشان می دهیم.
اینکه کدام پیشران به طور کامل از پیش سوز عبور کرده و از توربین عبور می کند، نوع طراحی سیکل بسته را مشخص می کند. به عبارت دیگر، طراحی یا غنی از سوخت یا غنی از اکسید کننده است.تصویر
چرخه موتور احتراقی مرحله‌ای غنی از اکسیژن
از لحاظ تاریخی، چرخه بسته غنی از اکسید کننده ابتدا توسعه یافت. اگر راهنمای کامل تاریخچه موتور موشک شوروی را تماشا کرده باشید یا مقاله را مطالعه کرده باشید، ممکن است قبلاً از این موضوع آگاه باشید. از آنجایی که این اولین موردی بود که توسعه داده شد، ابتدا در اینجا نیز درباره آن بحث خواهیم کرد.
طراحان و مهندسان موشک شوروی توانسته بودند در اوایل دهه 1950 بر چالش های احتراق مرحله ای غنی از اکسید کننده غلبه کنند. این امر با S1.5400، موتور مرحله بالایی R7 به دست آمد و این یک دستاورد بزرگ بود. در واقع، ایالات متحده تا به امروز هرگز موتوری با این چرخه ساخته و به پرواز در نیاورده است.
چرخه موتور موشک، چرخه بسته غنی از اکسیدکننده، چرخه موتور احتراقی مرحله‌ای غنی از اکسیژنhope I helped you understand the question. Roham Hesami, sixth semester of aerospace engineering
smile072 smile072 رهام حسامی ترم ششم مهندسی هوافضا

تصویر
آخرین ویرایش توسط rohamjpl چهارشنبه ۱۴۰۱/۲/۱۴ - ۱۱:۴۱, ویرایش شده کلا 2 بار
تصویر

نمایه کاربر
rohamjpl

نام: Roham Hesami رهام حسامی

محل اقامت: فعلا تهران قیطریه بلوار کتابی 8 متری صبا City of Leicester Area of Leicestershire LE7

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 1651

سپاس: 3161

جنسیت:

تماس:

Re: چرخه موتور موشک

پست توسط rohamjpl »

چرخه بسته غنی از اکسیژن
شوروی ها مسیر غنی از اکسیژن را انتخاب کردند زیرا در غیر این صورت، اگر با سوخت های مبتنی بر هیدروکربن مانند RG-1 یا RP-1 کار کنند، مشکلات کک شدن و تشکیل دوده به سرعت باعث ایجاد مشکلاتی می شود که قبلاً ذکر شد. بنابراین، در مسیر غنی از اکسیژن، تمام اکسیژن از داخل توربین عبور می کند و وارد محفظه احتراق اصلی می شود.
در کنار اکسیژن، تنها حداقل مقدار پیشرانه وارد پیش سوز می شود - به اندازه ای که پمپ ها به اندازه کافی سریع بچرخند تا فشار و گرمای کافی ایجاد شود. خروجی پیش سوز با عبور از روی توربین فشار خود را از دست می دهد. توربین انرژی گرمایی را به کار مکانیکی تبدیل می کند و پمپ ها را می چرخاند.
حال، اجازه دهید در اینجا یک مشاهده داشته باشیم. گاز پس از کاهش فشار در سراسر توربین، سپس به محفظه احتراق اصلی جریان می یابد. اگر آنچه را که قبلاً در مورد فشار و جریان گفتیم به خاطر بیاوریم، سیالات همیشه به طور طبیعی از ناحیه ای با فشار بالا به ناحیه ای با فشار پایین جریان می یابند.تصویر
فشار پیش سوز
این بدان معنی است که فشار در پیش سوز باید به طور قابل توجهی بیشتر از فشار محفظه احتراق اصلی باشد. این امر برای اطمینان از اینکه فشار پس از توربین و سپس مجدداً پس از انژکتور همچنان بالاتر از فشار در محفظه احتراق است، با مقداری حاشیه ایمنی ضروری است.
یک "قاعده سرانگشتی" مناسب برای کار این است که فشاری در پیش سوز دو برابر محفظه احتراق اصلی باشد و فشاری در پشت انژکتور 20 درصد بیشتر از فشار محفظه احتراق اصلی باشد. با این حال، موتورهای مختلف، طراحی شده توسط مهندسان مختلف، نسبت های دقیق را بسته به بلوغ و پیچیدگی طراحی، و اطمینان به قابلیت اطمینان طراحی خاص، تغییر می دهند.
این منجر به سوال بعدی می شود که چگونه می توان فشاری را در پیش سوز بسیار بالاتر از محفظه احتراق اصلی بدست آورد.
در چرخه احتراق مرحله‌ای غنی از اکسیژن، تمام اکسیدکننده باید تا بالاترین فشار در موتور (حداقل برای پیشران‌ها) فشرده شود، یعنی به طور قابل‌توجهی بالاتر از فشار محفظه احتراق اصلی.
اما در مورد سوخت نمی توان همین را گفت. بیشتر سوخت مستقیماً به داخل محفظه احتراق جریان می یابد، بنابراین فقط باید تا 20٪ فشار بیشتر از فشار در محفظه احتراق فشرده شود.محفظه یونی با این حال، مقدار کمی از سوخت باید بیشتر فشرده شود تا وارد پیش سوز شود.
مراحل پمپبه عبارت دیگر، پمپ بنزین مراحلی دارد. بیشتر سوخت از مرحله اول عبور می کند که آن را تا فشار کافی بالا می برد تا به محفظه احتراق جریان یابد. در همین حال، تنها حداقل مقدار مورد نیاز برای پیش سوز از مرحله فشرده سازی دیگری عبور می کند که فشار را به اندازه کافی بالا می برد تا به پیش سوز جریان یابد.
چرخه احتراق مرحله‌ای غنی از اکسیدکننده، چرخه موتور موشک
مراحل پمپ غنی از اکسیژن
در این مرحله، ممکن است تعجب کنید که چرا، اگر اکسید کننده قبلاً از پیش سوز عبور کرده است، چگونه می توانیم آن را برای بار دوم در محفظه احتراق اصلی بسوزانیم؟ به یاد داشته باشید که فقط مقدار کمی سوخت وارد پیش سوز می شود. بنابراین تنها مقدار کمی از اکسید کننده می تواند با سوخت واکنش نشان دهد. هر اکسید کننده باقی مانده، پیش سوز را نسوخته باقی می گذارد. اما دمای خود را افزایش داده و از فاز مایع تغییر کرده و اکنون در فاز گازی است.
اکثر اکسید کننده ها هنوز با چیزی واکنش نشان نداده اند. بنابراین، وقتی وارد محفظه احتراق اصلی می شود، هنوز تمام انرژی شیمیایی خود را حفظ می کند، جایی که می تواند با سوخت واکنش نشان دهد. اینجاست که احتراق اصلی اتفاق می‌افتد و انرژی را از پیشرانه‌های باقی‌مانده بدون واکنش آزاد می‌کند.
متأسفانه اجرای چرخه احتراق مرحله‌ای غنی از اکسیدکننده بسیار دشوار است. این نتیجه ایجاد اکسیژن گازی بسیار داغ است. چنین اکسیژن داغی تقریباً با هر چیزی در محیط خود واکنش نشان می دهد. به آلیاژهای فلزی بسیار خاصی نیاز دارد که قادر به زنده ماندن در چنین محیط خصمانه ای باشند.
نمونه های چرخه موتور غنی از اکسیژن
همانطور که قبلا ذکر شد، مهندسان شوروی بر این چرخه تسلط داشتند، زیرا اکثر موتورهای آنها از چرخه احتراق مرحله‌ای غنی از اکسیدکننده استفاده می‌کردند، از جمله NK-15 و NK-33 برای N-1، RD-170 در Energia، RD-180 در Atlas V و RD-276 در Proton.
همچنین همانطور که قبلا ذکر شد، توسعه این فناوری بسیار دشوار بود و چیزی است که ایالات متحده برای یک وسیله پرتاب مداری به آن دست نیافته است. با این حال، این بدان معنا نیست که ایالات متحده به طور کامل چرخه احتراق مرحله‌ای را کنار گذاشته است.
جای تلاش برای چرخه غنی از اکسیدکننده، چرخه احتراق مرحله‌ای غنی از سوخت را برای موتور خاصی که روی یک وسیله نقلیه نمادین پرواز می‌کرد، دنبال کردند. این RS-25 است که در سیستم حمل و نقل فضایی، که بیشتر به عنوان شاتل فضایی شناخته می شود، پرواز کرد.تصویر
چرخه موتور احتراقی مرحله‌ای غنی از سوخت
حال اجازه دهید جایگزین چرخه غنی از اکسیژن، چرخه غنی از سوخت را در نظر بگیریم. در این مورد، جایی که به طور کلی رابطه بین اکسید کننده و سوخت با آنچه قبلاً بررسی کردیم معکوس است. در این حالت، تمام سوخت از پیش سوز عبور می کند و تنها مقدار حداقلی از اکسیژن از پیش سوز عبور می کند.
اگر قرار باشد این کار روی موتوری که بر روی هیدروکربن های با زنجیره بلند مانند RP-1 کار می کند، انجام شود، آنگاه چنین موتوری به سرعت از تجمع دوده و کک شدن رنج می برد همانطور که قبلاً بحث شد. با این حال، می توان از سوخت هایی استفاده کرد که غنی از کربن نیستند. این رویکردی است که در ابتدا توسط ایالات متحده اتخاذ شده است.
چرخه موتور موشک، چرخه احتراق مرحله‌ای غنی از سوخت، چرخه بسته غنی از سوخت
چرخه بسته غنی از سوخت
در طول طراحی سیستم محرکه اصلی برای سیستم حمل و نقل فضایی (یا همانطور که قبلا ذکر شد، بیشتر به عنوان شاتل فضایی شناخته می شود) مهندسان هیدروژن مایع را به عنوان سوخت انتخاب کردند، زیرا می توانستند سوخت هیدروژنی ساده را از طریق پیش سوز (ها) عبور دهند. ). از آنجایی که هیدروژن یک مولکول سبک است و محتوای کربن آن صفر است، منجر به تجمع دوده نمی شود و موتور کاملاً راحت با هیدروژن گازی داغ کار می کند.
این ممکن است یک راه حل واضح به نظر برسد، با این حال احتراق مرحله‌ای غنی از سوخت هنوز چالش‌های خاص خود را دارد - به‌ویژه زمانی که از هیدروژن برای سوخت استفاده می‌شود. این به این دلیل است که هیدروژن بسیار سبک و فرار است. برای دستیابی به فشارهای بالا که مورد نیاز است، به پمپ های بزرگی نیاز دارد که دارای چندین مرحله هستند.
یکی از مکانیسم‌های نسبتاً رایج و ساده برای اتصال پمپ‌ها به توربین این است که یک شفت با توربین روی آن باشد و هر دو پمپ مستقیماً از آن رانده شوند. اگر هر سه آیتم بتوانند با یک سرعت چرخشی اجرا شوند، خوب است.
پیش سوز دوگانهتصویر
اگرچه موتورهای چرخه بسته غنی از سوخت هیدرولوکس تک شفت ساخته شده اند، یک نمونه آن RD-0120 اتحاد جماهیر شوروی در قلب تقویت کننده انرژی است، ایالات متحده راه حل متفاوتی را برای موتورهای شاتل انتخاب کرد. این مجموعه مشکلات خود را برای غلبه بر آن ایجاد کرد.
طراحی RS-25 دارای پیش سوز دوگانه بود که هر کدام شفت خاص خود را داشتند و هر کدام از سوخت بالایی برخوردار بودند. یکی پیش سوز مراحل پمپ بنزین و دیگری پمپ اکسیژن را تامین می کند.
موتور موشک چرخه بسته دو شفت
پیش سوز دو شفت
متأسفانه، وجود هیدروژن گازی داغ با فشار بالا در پیش سوزی که روی همان محور اکسیژن مایع فشار بالا قرار دارد، دستور العملی برای فاجعه است. اگر هر یک از آن سوخت گاز داغ از طریق مهر و موم های روی شفت نفوذ کند و با اکسیژن مواجه شود، خیلی سریع برای موتور "بازی" تمام می شود.
پاکسازی مهر و موم
ایناین بدان معنا بود که مهندسان آمریکایی مجبور بودند یک به اصطلاح مهر و موم بسیار دقیق ایجاد کنند. این امر با داشتن یک گاز بی اثر حتی با فشار بالاتر در وسط، از حرکت پیشرانه به سمت بالا یا پایین شفت جلوگیری می کند. هلیوم برای این نقش انتخاب شد. هدف از این هلیوم این است که تضمین کند در صورت هر گونه نشتی در آب بند، هلیوم به سمت پیشران جریان می یابد و پیشران ها به خوبی از هم جدا می مانند.
همانطور که انتظار دارید، یک پیش سوز پمپ های اکسید کننده و دیگری پمپ های سوخت را نیرو می دهد. از آنجایی که هر دو پیش سوز سرشار از سوخت هستند، تمام سوخت قبل از ورود به محفظه احتراق از طریق یکی از پیش سوزها و روی توربین ها جریان می یابد. بنابراین تقریباً نیمی از سوخت از طریق هر پیش سوز و توربین جریان می یابد.
دقیقاً برعکس موتور سیکل بسته غنی از اکسیدکننده که قبلاً مورد بحث قرار گرفت، تنها مقدار حداقلی اکسیدکننده از طریق پیش سوزانده ها تغذیه می شود - همان چیزی که برای استخراج انرژی احتراق کافی برای چرخاندن پمپ ها کافی است. به طور خاص، چرخاندن پمپ ها به سرعت های مورد نیاز برای هدایت پیشرانه ها از طریق پیش سوز و به داخل محفظه احتراق.
با پیروی از مدلی که برای چرخه بسته غنی از اکسیدکننده مورد بحث قرار گرفت، در این مورد بیشتر اکسیدکننده از طریق یک پمپ تک مرحله‌ای جریان می‌یابد که فقط باید فشار کافی تولید کند تا اکسیدکننده به محفظه احتراق اصلی جریان یابد. در همین حال، مقدار کمی اکسید کننده که از طریق پیش سوزاننده ها هدایت می شود، سپس از طریق مرحله دوم پمپ ها جریان می یابد تا فشارهای بسیار بالاتری را که قبلاً ذکر شد، به دست آورد.
نمونه های چرخه موتور غنی از سوخت
RS-25 اولین موتور سیکل بسته تولید شده توسط ایالات متحده بود، اما این تنها موتور غنی از سوخت نبود که توسعه یافت. اتحاد جماهیر شوروی همچنین موتورهای RD-56 و RD-57 را تولید کرد که موتورهای هیدرولوکس مرحله‌ای احتراقی غنی از سوخت بودند که برای گونه‌ای از موشک ماه N1 ساخته شدند.
بنابراین نشان داده‌ایم که چرخه احتراق غنی از سوخت در مقایسه با چرخه غنی از اکسیژن، مجموعه‌ای از پیچیدگی‌ها را با دیگری مبادله می‌کند. قبل از حرکت، جالب است که در نظر بگیریم آیا دلیل خوبی وجود دارد که سوخت متان هنوز در موتورهای سیکل احتراق غنی از سوخت استفاده نشده است یا خیر. ما در این مقاله قادر به پاسخگویی به این سوال نیستیم.
یک چرخه احتراق وجود دارد که مزایای هر دو چرخه غنی از سوخت و اکسیژن را با هم ترکیب می کند، که همچنین برخی از جنبه های منفی هر یک از این چرخه ها را ترکیب می کند - اما یک ویژگی مثبت خاص باعث می شود که ارزش پیگیری آن را داشته باشید. با این حال تعداد کمی از سازمان ها این کار را انجام داده اند.
چرخه موتور احتراقی مرحله‌ای تمام جریان
چرخه احتراق مرحله‌ای با جریان کامل به دلیل جریان پیشرانه‌ها از طریق پیش سوزان نامگذاری شده است. هم سوخت و هم اکسید کننده به طور کامل از طریق یک پیش سوز و یک توربین هدایت می شوند. این بدان معنی است که طراحی چرخه دارای یک پیش سوز غنی از سوخت و یک پیش سوز غنی از اکسید کننده است.
این نمودار جریان پیشرانه ها را هنگام عبور از پمپ ها و توربین ها نشان می دهد. سوخت و اکسید کننده هر دو با فشار مخزن به ورودی های پمپ مربوطه می رسند، سپس پمپ ها هر یک از آنها را تا فشار کامل پیش سوز فشرده می کنند.
چرخه موتور موشک، چرخه موتور احتراقی مرحله‌ای جریان کامل
چرخه احتراق با جریان کامل
تقریباً تمام اکسید کننده از طریق پیش سوز و توربین غنی از اکسید کننده اجرا می شود، با حداقل مقدار اکسید کننده از طریق پیش سوز غنی از سوخت ارسال می شود. به موازات آن، تقریباً تمام سوخت از طریق پیش سوز و توربین غنی از سوخت عبور می کند، با حداقل مقدار سوخت از طریق پیش سوز غنی از اکسید کننده ارسال می شود.
این به این معنی است که هر دو پیشران به طور کامل به شکل گازی به محفظه احتراق می رسند. این یک مزیت بزرگ نسبت به سایر چرخه هایی است که قبلاً مورد بحث قرار گرفت. فعل و انفعال گاز و گاز بسیار کارآمد است، منجر به اختلاط بهتر محصولات گاز قبل از احتراق می شود، که منجر به احتراق سریعتر با باقیمانده های نسوخته کمتری نسبت به فعل و انفعالات مایع-مایع یا مایع-گاز می شود.
یا همانطور که ایلان ماسک به ما گفت:
ایلان ماسک با هر روز فضانورد درباره کارایی شیمیایی رپتور صحبت می کند.
چالش های جریان کامل
همچنان موضوع احتراق مرحله‌ای غنی از اکسیدکننده وجود دارد، به این معنی که اکسیژن گاز داغ برای مدیریت وجود دارد، همانطور که برای چرخه غنی از اکسیدکننده بحث شد.
با این حال، این مشکل حداقل با اتصال توربین غنی از اکسید کننده و شفت به پمپ اکسید کننده و همچنین اتصال توربین و شافت غنی از سوخت به پمپ سوخت کاهش می یابد.تصویر
این از مشکل ذکر شده برای چرخه غنی از سوخت جلوگیری می کند، یعنی نیازی به مکانیسم های آب بندی دقیق برای اطمینان از جدا شدن سوخت و اکسید کننده وجود ندارد. این امر نیاز به بازرسی و نگهداری دقیق بین پروازهای متوالی را از بین می برد.
احتمالاً مهمترین مزیت احتراق مرحله‌ای با جریان کامل، مزیت برهم‌کنش گاز-گاز، یا آب‌بندی نسبتاً ساده درگیر نیست، بلکه دمایی است که پیش‌سوزها در آن کار می‌کنند.
هر چه آنتالپی بیشتر باشد، کار بیشتری می توان انجام داد. متأسفانه، آنتالپی بالاتر منجر به دماهای بالاتر می شود. با این حال، در مورد پیش سوزان، مقدار آنتالپی مورد نیاز برای راه اندازی پمپ ها قابل محاسبه است.
با توجه به یک مقدار رانش ثابت و مقدار فشار محفظه، می توان مقدار انرژی مورد نیاز پمپ ها را برای رسیدن به این مقادیر بدست آورد. در معادله بالا، تغییر آنتالپی برابر است با تغییر درجه حرارت ضرب در گرمای ویژه، و سپس تمام آن تقسیم بر جرم در ثانیه است.
از آنجایی که یک موتور تمام جریان و سایر موتورهای سیکل بسته هر کدام تقریباً به همان مقدار آنتالپی برای تغذیه پمپ ها نیاز دارند، در واقع فقط یک متغیر دیگر وجود دارد که بین جریان کامل و سایر چرخه ها تغییر می کند.
آن متغیر جرم است. به طور خاص، جرم پیشرانه ای که از طریق سیستم، به طور دقیق از طریق پیش سوزان جریان می یابد. از آنجایی که مزاحمت سوخت و اکسیدکننده همگی از طریق پیش سوزاننده ها جریان دارند، این جریان جرم را در مقایسه با سایر چرخه های مرحله ای تقریباً دو برابر می کند.
مزایای جریان کامل
حال در معادله آنتالپی، اگر جریان جرمی را دو برابر کنیم و تغییری در آنتالپی مورد نیاز نداشته باشیم، متغیر متغیر دما است. اینجاست که چرخه جریان کامل بیشترین مزیت خود را دارد.اگر همه چیز برابر باشد، یک موتور تمام جریان تقریباً نیمی از دمای داخل پیش سوز خود و در نتیجه نیمی از دما را در سراسر توربین تجربه می کند. این یک "رویایی محقق شده" برای مهندسان موشک است، زیرا بار گرما و اتلاف آن اغلب یکی از بزرگترین محدودیت ها برای هر موتوری است.
در حال حاضر، همانطور که مزایای چرخه تمام جریان برای مهندسان جذاب است، این چرخه اغلب به دلیل پیچیدگی درک شده آن ارزش تلاش را ندارد. از آنجایی که به نظر می رسد همه چیز به هر چیز دیگری متصل است، هر تغییر کوچکی در یکی از قسمت های موتور می تواند تأثیری موج دار بر هر چیز دیگری داشته باشد.
این منجر به مدیریت زمان‌بندی سوپاپ‌ها، راه‌اندازی و حتی دریچه گاز می‌شود که تسلط بر همه آنها بسیار دشوار است و برای تکمیل به سرمایه‌گذاری زیادی نیاز دارد. به همین دلیل است که تاکنون تعداد کمی از موتورهای تمام جریان ساخته شده اند.
نمونه های چرخه موتور تمام جریان
طبق معمول، اتحاد جماهیر شوروی اولین کسی بود که یک موتور سیکل احتراق مرحله‌ای با جریان کامل را توسعه داد. این RD-270 باورنکردنی بود. این پیشرانه هایپرگولیک کار می کرد و بسیار زیاد بود. این موتور تنها حدود 15 درصد از موتور F-1 که اولین مرحله Saturn V را نیرو می‌داد، قدرتمندتر بود، و در عین حال بسیار کارآمدتر بود.
متأسفانه، هرگز پرواز نکرد، زیرا موشک های عظیم UR-700 و UR-900 که برای آن طراحی شده بود، هرگز برای ادامه کار چراغ سبز نشان ندادند.
امروزه اسپیس ایکس اکنون از چرخه احتراق مرحله‌ای با جریان کامل در موتورهای رپتور خود استفاده می‌کند که مرحله بالایی Starship و تقویت‌کننده SuperHeavy را تامین می‌کند.
همه اینها بسیار پیچیده به نظر می رسد. فرض کنید می‌توان پیش‌سوزها را کاملاً از بین برد و یک موتور پمپ‌دار ساده‌تر داشت؟ خوب، دو چرخه باقی مانده برای بحث وجود دارد.
چرخه موتور Tap-Off
این چرخه بعدی ممکن است مضحک به نظر برسد، اما اجازه دهید سوراخی در کنار محفظه احتراق اصلی ایجاد کنیم. این امر منجر به خروج گاز بسیار داغ و پرفشار می شود. آیا می‌توانیم این گاز فرار را به گونه‌ای هدایت کنیم که بتواند توربین را برای کارکردن پمپ‌ها بچرخاند؟
خوب، این ماهیت چرخه موتور موشک های تپ آف یا تپ آف احتراقی است. طراحان موتور عوارض و وزن پیش سوز یا ژنراتور گاز را حذف می کنند و به جای آن فقط از فشار اصلی احتراق استفاده می کنند.
چرخه موتور موشک، چرخه موتور تپ کردن
چرخه موتور تپ آف
با خروج برخی از محصولات گازی از محفظه احتراق از کنار به جای نازل، مقدار کمی از دست دادن عملکرد وجود دارد. با این حال پیچیدگی زیادی را کاهش می دهد که یک مزیت است.
یکی از جنبه‌های جالب چرخه تپ آف این است که می‌تواند تا حدودی خودتنظیم شود، زیرا می‌توان میزان فشاری که توربین در معرض آن قرار می‌گیرد با خفه کردن یا میزان فشاری که گلو به آن منتهی می‌شود محدود کرد. قطر توربین کاهش می یابد.
معایب چرخه موتور Tap-Off
نقطه ضعف این چرخه این است که محفظه احتراق اصلی به شدت داغ می شود. طراحی چرخه فاقد قطعات متحرک است و معمولاً از خنک کننده احیا کننده استفاده می کند و سوخت از دیوارها عبور می کند. بنابراین محفظه احتراق اصلی می تواند دمایی تا 3500 کلوین را تجربه کند. این دمای برای هر توربین بسیار گرم است.
برای حل این مشکل، مهندسان گاهی اوقات ترتیبی می دهند که گاز خروجی را قبل از رسیدن به توربین رقیق کنند. آنها معمولاً این کار را با افزودن مقداری سوخت انجام می دهند که به کاهش دما با افزایش سوخت اگزوز کمک می کند. این شبیه به عملکرد یک ژنراتور گاز معمولی است.
پس از به حرکت درآوردن توربین، موتور می تواند به سادگی اگزوز را به بیرون بریزد. یا می تواند در مناسب ترین نقطه اگزوز را دوباره وارد نازل کند. این جایی است که فشار هم بالاتر از خروجی نازل است و هم دما کمتر از احتراق اصلی است تا بتواند محفظه را خنک کند.
نمونه‌های چرخه شیر خاموش
در زمان نگارش این مقاله، هیچ موتور سیکل تپ آف آن را در مدار قرار نداده است، اما در چندین موتور قابل توجه استفاده شده است.
در دهه 1960، ناسا به دنبال موتور J-2 مورد استفاده در مرحله دوم و سوم Saturn V قرار گرفت. این به عنوان "J-2، ساده شده" یا به اختصار J-2S شناخته می شد. همانطور که از نام آن پیداست، قرار بود با استفاده از چرخه تپ کردن، ساده تر باشد و عملکرد بالاتری داشته باشد.
این یک موتور کاملاً توسعه یافته است - که هرگز پرواز نکرده است.
امروزه، Blue Origin از چرخه تپ آف موتور BE-3 خود استفاده می کند که موشک نیو گلن زیر مداری آنها را تامین می کند، و Firefly می تواند اولین کسی باشد که با چرخه تپ آف ریور و موتورهای لایتنینگ روی موشک آلفا خود به مدار می رسد.
re یک سیستم دیگر است که پمپ دارد اما به ژنراتور گاز یا پیش سوز نیاز ندارد و این چرخه گسترش دهنده است.
چرخه موتور اکسپندر
قبلاً توضیح دادیم که گرما در موتورهای موشک هم دوست است و هم دشمن. دمای بالا می تواند مقادیر جدیدی از انرژی مفید را در یک سیستم باز کند، اما اگر در مکان نامناسبی رخ دهد می تواند آسیب زا باشد.
اکنون، یک کار مفید وجود دارد که یک موتور می تواند با گرمای خود انجام دهد و آن این است که در واقع موتور را روشن کند. آیا این یک نوع بازگشت است؟
این شرح چرخه گسترش دهنده است. در طول انبساط حرارتی سوخت یا اکسید کننده، انرژی آزاد می شود. (معمولاً از سوخت استفاده می شود.) چرخه های منبسط کننده این انرژی را برای خنک کردن موتور مهار می کند.
چرخه موتور موشک، چرخه موتور منبسط کننده
چرخه گسترش دهنده
اگر "چرا موتورهای موشک ذوب نمی شوند" را دیده اید؟ در ویدیو یا خواندن مقاله، ممکن است به یاد داشته باشید که یک روش بسیار رایج و بسیار مؤثر برای خنک کردن موتور موشک، پمپاژ سوخت از دیواره های دیواره های محفظه احتراق و نازل برای خنک نگه داشتن آنها است.
در فرآیند خنک سازی دیواره ها، مقداری از گرمای محفظه احتراق به سوخت منتقل می شود، به طوری که سوخت مقداری از آن انرژی گرمایی را جذب می کند. برخی از سوخت ها ظرفیت بهتری برای گرفتن چنین گرمایی نسبت به سایرین دارند. به طور خاص، هیدروژن به دلیل ظرفیت گرمایی بسیار زیاد برای این نقش بسیار مناسب است.
در تمام چرخه های موتور دیگر، آنها به عنوان یک گاز داغ به محفظه احتراق پمپ می کنند که سپس باید با یک اکسید کننده مایع واکنش دهد. با این حال، در مورد چرخه منبسط کننده، ما می توانیم انرژی گرمایی خارج شده توسط سوخت را در طول خنک سازی احیا کننده گرفته و از آن برای چرخاندن توربین استفاده کنیم.
مشکلات "مرغ در مقابل تخم مرغ".
رویکرد وجود دارد برخی از مشکلات. اولا، ما وضعیت دیگری داریم "مرغ در برابر تخم مرغ". اگر موتور قبل از احتراق داغ نباشد، چگونه می تواند پمپ ها را تغذیه کند؟ این در مورد چندین چرخه موتور موشک در این مقاله صدق می کند.
به نظر می رسد ما به یک ویدیو و مقاله آینده در مورد نحوه راه اندازی موتورهای موشک نیاز داریم. این نسبتاً معمول است که موتورها به منبع انرژی دوم نیاز داشته باشند تا پمپ ها را به سرعت بالا برسانند و سپس همه چیز را به دمای کارکرد عادی برسانند تا بتوانند به تنهایی و به شیوه ای خودپایدار کار کنند.
مشکل دیگر این چرخه این است که بر اساس مقدار کل گرمای موجود در سیستم، خروجی رانش محدودی دارد. برای توضیح این موضوع، توجه داشته باشید که با افزایش اندازه موتور، میزان سوختی که در سیستم جریان می یابد نیز افزایش می یابد.
افزایش جریان سوخت از طریق دیواره‌های محفظه احتراق و نازل، ظرفیت خنک‌کننده را افزایش می‌دهد - و معمولاً این چیز خوبی است. مشاهده بعدی این است که وقتی اندازه محفظه را افزایش می دهیم، سطح دیوارها به اندازه مربع شعاع محفظه بالا می رود، در حالی که حجم به اندازه شعاع مکعب افزایش می یابد.
این بدان معنی است که خنک کردن یک موتور موشک بزرگ آسان تر از خنک کردن یک موتور کوچک است. همانطور که در ویدیو و مقاله قبلی به آن پرداخته شد، این یکی از مشکلات اصلی در مورد آئروسپیک ها است.
با این حال، همین وضعیت همان چیزی است که مقدار انرژی موجود را که می تواند پمپ ها را بچرخاند محدود می کند. یک موتور بزرگتر به انرژی بیشتری برای چرخاندن پمپ ها نیاز دارد، با این حال این انرژی اضافی همان درصد سوختی را که از آن عبور می کند، نمی جوشد، بنابراین محدودیتی برای قدرت آن تعیین می کند.
محدودیت های چرخه توسعه دهنده
به روشی مشابه موتورهای سیکل بسته، فشار سوخت گازی باید قبل از رسیدن به توربین نسبتاً بالا باشد. باید به اندازه کافی بالا باشد که بتواند از توربین عبور کند (که منجر به کاهش فشار می شود) و همچنان یک حاشیه فشار سالم نسبت به آن در محفظه احتراق اصلی داشته باشد.
این بدان معناست که پمپ بنزین باید کارهای زیادی را انجام دهد تا سوخت را به این فشارهای لازم فشرده کند. در مورد هیدروژن مایع، پمپ باید بزرگ و دارای چندین مرحله باشد تا فشار مورد نیاز را به دست آورد.
در مورد موتورهای هیدروژنی با یک توربین، مهندسان ممکن است نیاز به استفاده از گیربکس در داخل توربوپمپ داشته باشند تا بتوانند سرعت و انرژی مورد نیاز را به پمپ های سوخت هدایت کنند و در عین حال انرژی کمتری را به پمپ اکسیژن ارسال کنند. که خیلی نیاز ندارد.
بار دیگر، ما چرخه ای داریم که یک شکل از سادگی و کارایی را با یک پیچیدگی جدید و قطعات متحرک بیشتر مبادله می کند. می توان ایرا به عنوان انرژی رایگان موجود در سیستم به منظور تغذیه پمپ ها در نظر گرفت. این بسیار کارآمد است.
برخی از نمونه‌هایی از موتورهایی که از چرخه منبسط کننده استفاده می‌کنند عبارتند از: موتور Vinci که انرژی مرحله بالایی Ariane 6 آینده را تامین می‌کند، موتور RL-10 که قدرت مرحله بالایی Atlas V را تامین می‌کند، و گونه‌ای که قدرت Delta IV Heavy را تامین می‌کند. مرحله بالایی SLS را تغذیه کنید.
انواع چرخه توسعه دهنده
نوعی از نوع چرخه موتور انبساط دهنده وجود دارد، چرخه خونریزی منبسط کننده. در این نوع، به دلیل اجتناب از بازگشت سوخت به محفظه احتراق پس از چرخاندن توربین، سیستم کمی ساده‌تر است.
این بدان معنی است که فشار بیشتری می تواند پمپ ها را بچرخاند.بنابراین فشار بعد از توربین دیگر نیازی به بالاتر بودن فشار در محفظه احتراق ندارد. موتور فقط از مقدار کمی از گاز داغ منبسط شده برای به حرکت درآوردن پمپ ها استفاده می کند و سپس آن را به دریا می اندازد. بنابراین مقدار کمی از سوخت نسوخته را هدر می دهد، اما در کل هنوز بسیار کارآمد است.
چرخه موتور موشک، چرخه موتور انبساط دهنده
چرخه خونریزی گسترش دهنده
این نوع به غلبه بر محدودیت‌های رانش موجود کمک می‌کند، زیرا می‌توان از فشار محدودی که برای تغذیه پمپ‌ها در دسترس است استفاده کرد. به عبارت دیگر، در ازای پتانسیل افزایش رانش و پیچیدگی کمتر، اندکی از دست دادن کارایی را معامله می کند.
نمونه های کمی از این نوع وجود دارد، مانند BE-3U که به مرحله بالایی موشک مداری نیو گلن آینده بلو اوریجین و LE-5A و LE-5B در H-I، H-II، و H-III آینده ژاپن کمک می کند. موشک.
نوع دیگری نیز در چرخه منبسط کننده وجود دارد که به عنوان چرخه انبساط دوگانه شناخته می شود. این کار از سوخت و اکسید کننده برای اجرای هر یک از پمپ ها استفاده می کند. این می تواند برای برخی از موتورهای کوچکتر که تمایل به کارکرد گرم دارند مفید باشد، مانند موتورهای هواپایه آینده.
خلاصه
از میان بسیاری از چرخه‌های موتور موشک موجود، هیچ نوع چرخه «بهترین» وجود ندارد. هر سیستم روش خاص خود را برای تامین انرژی موتور موشک دارد. با هر یک از این موارد، ناگزیر معاوضه ها و مصالحه هایی برای بررسی وجود خواهد داشت.
اگر موتور در کارکرد غیرقابل اعتماد باشد، آیا کارایی یک موتور چقدر مهم است؟ از سوی دیگر، موتورهای تحت فشار، ظریف و آسان برای استفاده هستند، اما عملکرد محدودی دارند.
در همین حال، چرخه تغذیه پمپ الکتریکی با افزایش چگالی انرژی باتری های مبتنی بر لیتیوم به دلیل پیشرفت در علم مواد، کاربرد گسترده تری پیدا می کند.
چرخه ژنراتور گاز هنوز یکی از رایج ترین انواع آن است. سازش موثری بین عملکرد و سادگی نسبی دارد.
انواع چرخه بسته همیشه بسیار مورد توجه بوده اند و مهندسان اتحاد جماهیر شوروی این امر را آسان کرده اند. ما باید در مقایسه با موتورهای چرخه باز - به قیمت پیچیدگی بیشتر، انتظار افزایش عملکرد را داشته باشیم.
احتراق مرحله‌ای با جریان کامل پیچیده‌ترین سیستم در اینجا است، با این حال این پتانسیل را دارد که به خنک‌ترین توربین‌ها و داغ‌ترین محفظه احتراق منجر شود. این می تواند به سطوح بسیار زیادی از فشار و رانش ایمن برسد.
جای تعجب است که تحولات بیشتری در چرخه تپ آف وجود نداشته است. یک بار دیگر نسبتاً ساده و قابل اعتماد است اما هنوز هم می تواند عملکرد بالایی داشته باشد.
چرخه گسترش دهنده نیز گزینه بسیار مناسبی است و ثابت کرده است که انتخاب خوبی برای موتور RL-10 است. با این حال، محدودیت هایی در سطوح خروجی رانش دارد و در نتیجه بعید است که در موتورهای سطح دریا کاربرد زیادی داشته باشد.
در آینده به انواع موتورهای عجیب و غریب تر مانند موتورهای پیشران یونی یا هسته ای نگاه خواهیم کرد. در حال حاضر، امیدواریم از این بحث در مورد چرخه موتور موشک لذت برده باشید.hope I helped you understand the question. Roham Hesami, sixth semester of aerospace engineering
smile072 smile072 رهام حسامی ترم ششم مهندسی هوافضا

تصویر
تصویر

ارسال پست