چرخه موتور موشک
ارسال شده: چهارشنبه ۱۴۰۱/۲/۱۴ - ۰۸:۵۴
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.
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 است
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.
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.
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.
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.
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.
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
رهام حسامی ترم ششم مهندسی هوافضا
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.
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 است
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.
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.
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.
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.
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.
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
رهام حسامی ترم ششم مهندسی هوافضا