چرا شعله مرحله دوم فالکون 9 (تقریباً) نامرئی است؟

مدیران انجمن: parse, javad123javad

ارسال پست
نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

محل اقامت: 100 مایلی شمال لندن جاده آیلستون، لستر، لسترشر. LE2

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 3266

سپاس: 5491

جنسیت:

تماس:

چرا شعله مرحله دوم فالکون 9 (تقریباً) نامرئی است؟

پست توسط rohamavation »

اشنایی اندک :در ترمودینامیک احتراق عبارت است از سوزاندن مواد (سوخت) که معمولاً با واکنش با اکسیژن هوا انجام می شود. در طی واکنش گرما آزاد میشه
موتورهای موشکی که از پیشرانه های شیمیایی استفاده می کنند، ماشین های حرارتی با جریان عامل ثابت و رفتار فرآیند مداوم هستند. در موتورهای موشک، گرمای حاصل از احتراق پیشران موشک به انرژی جنبشی منتقل می شود و منجر به رانش می شود.نسبت هوا به سوخت (AFR) نسبت جرمی هوا به سوخت جامد، مایع یا گازی است که در فرآیند احتراق وجود دارد. احتراق ممکن است به روشی کنترل شده مانند موتور احتراق داخلی یا کوره صنعتی انجام شود، یا ممکن است منجر به انفجار شود (به عنوان مثال، انفجار گرد و غبار، انفجار گاز یا بخار یا در یک سلاح گرماباریک).نسبت هوا به سوخت تعیین می کند که آیا یک مخلوط اصلاً قابل احتراق است، چه مقدار انرژی آزاد می شود و چه مقدار آلاینده های ناخواسته در واکنش تولید می شود. به طور معمول محدوده ای از نسبت سوخت به هوا وجود دارد که خارج از آن احتراق رخ نمی دهد. اینها به عنوان حد پایین و بالایی مواد منفجره شناخته می شوند.
موتورهای احتراق داخلی
در تئوری، یک مخلوط استوکیومتری هوای کافی برای سوزاندن سوخت موجود را دارد. در عمل، این هرگز به طور کامل به دست نمی آید، عمدتاً به دلیل زمان بسیار کوتاه موجود در یک موتور احتراق داخلی برای هر چرخه احتراق.نسبت سوخت به هوا (FAR)نسبت سوخت به هوا معمولا در صنعت توربین گاز و همچنین در مطالعات دولتی موتور احتراق داخلی استفاده می شود و به نسبت سوخت به هوا اشاره دارد${\displaystyle \mathrm {FAR} ={\frac {1}{\mathrm {AFR} }}}$نسبت هم ارزی هوا به سوخت (λ)
نسبت هم ارزی هوا به سوخت، λ نسبت AFR واقعی به استوکیومتری برای یک مخلوط معین است. λ = 1.0 در استوکیومتری، مخلوط های غنی λ < 1.0، و مخلوط های بدون چربی λ > 1.0 است.
رابطه مستقیمی بین λ و AFR وجود دارد. برای محاسبه AFR از λ معین، λ اندازه گیری شده را در AFR استوکیومتری آن سوخت ضرب کنید. روش دیگر، برای بازیابی λ از یک AFR، AFR را بر AFR استوکیومتری آن سوخت تقسیم کنید. این آخرین معادله اغلب به عنوان تعریف λ استفاده می شود:${\displaystyle \lambda ={\frac {\mathrm {AFR} }{\mathrm {AFR} _{\text{stoich}}}}}$نسبت هم ارزی سوخت به هوا (φ)
نسبت هم ارزی سوخت به هوا، φ یک سیستم به عنوان نسبت نسبت سوخت به اکسید کننده به نسبت سوخت به اکسید کننده استوکیومتری تعریف می شود.$\phi ={\frac {1}{\lambda }}$مقادیر نسبی غنی‌سازی اکسیژن و رقیق‌سازی سوخت را می‌توان با کسر مخلوط Z که به صورت تعریف می‌شود، تعیین کرد.${\displaystyle Z=\left[{\frac {sY_{\mathrm {F} }-Y_{\mathrm {O} }+Y_{\mathrm {O,0} }}{sY_{\mathrm {F,0} }+Y_{\mathrm {O,0} }}}\right]}$ وارد بحث بیشتر نمیشم که باید کل جزوه رو بیارم .
موشک های نفت سفید + LOX دارای دودهای اگزوز بزرگ و درخشان هستند
موتورهای نفت سفید LOX دارای سوخت غنی اند با نسبت اکسیدکننده: جرم سوخت حدود 2.5:1 (در مقایسه با 3.5:1 برای احتراق کامل)، مقدار قابل توجهی دوده کربن نسوخته در اگزوز باقی میمونه که به رنگ زرد می‌درخشه. با اکسیژن موجود در جو میسوزه.نسبت اکسیدکننده: جرم سوخت برای احتراق کامل نفت سفید با پراکسید هیدروژن کمی بیش از 7:1 است (با فرمول دقیق سوخت متفاوته )نتیجهٔ واکنش موادی است که از هر دو عامل مادهٔ سوختنی و اکسیدکننده تشکیل شده‌اند. مثالا $CH۴ + ۲ O۲ → CO۲ + ۲ H۲O$ + انرژی
احتراقCombustion کامل همانطور که از نامش پیدایه کامله این به خودی خود معنی زیادی نداره اما می توانم به شما بگم که کامل بودن به این معنیه که تمام اتم هایی که در حال احتراق قرار گرفته اند، آن را کاملا اکسیده می کنند
اما جند توع احتراق داریم احتراق سریع (rapid combustion) نوعی از سوختن است که مقدار زیادی انرژی، گرما و شعله به سرعت در آن آزاد می‌گردد. این نوع احتراق معمولا با شعله همراهه و از آن در موتور ماشین‌ها و سلاح‌های «گرمافشاری» (Termobaric) (نوعی بمب یا سلاح است که در ابتدا توده‌ای از مواد آتش‌زا در شعاع انفجاری خود ایجاد میکنه که با اکسیژن موجود در جو مخلوط می‌شود. سپس در مرحله بعد، این توده آتش می‌گیرد. به‌ نحوی‌ که تمام منطقه شعله‌ور شده را نابود می‌کند) استفاده میشه
احتراق آرام (slow combustion) نوعی از سوختن است که در دمای پایین رخ می‌دهد. تنفس مثالی از این‌ گونه سوختن است.احتراق کامل
در سوختن کامل (complete combustion) واکنش‌ دهنده (ماده سوختنی) به همراه اکسیژن می‌سوزد و تعداد محدودی محصول تولید می‌کند. زمانی که هیدروکربنی در قالب این احتراق قرار می‌گیرد، فقط دی‌اکسید کربن و آب تولید می‌شود.احتراق متلاطم
(turbulent combustion) نوعی از سوختن است که با ویژگی جریان متلاطم شناخته می‌شود. مهم‌ترین استفاده از این نوع احتراق برای استفاده‌های صنعتی در توربین‌های گازی، موتورهای دیزلی و … است
احتراق ناقص
(incomplete combustion) زمانی رخ می‌دهد که اکسیژن کافی برای واکنش با سوخت (معمولا هیدروکربن) و تولید دی‌ اکسید کربن و آب وجود ندارد
سوختن بدون شعله
نوعی از سوختن را که هیچ‌گونه شعله‌ای ایجاد نمی‌کند و معمولا در سطح سوخت جامد در مجاورت اکسنده طی واکنشی ناهمگون رخ می‌دهد «سوختن بدون شعله» (Smoldering) می‌نامند.
مهم‌ترین تفاوت بین سوختن بدون شعله و احتراق در این است که واکنش‌دهنده‌ها در سطح روی جامد به‌جای فاز گاز با یکدیگر واکنش می‌دهند. میزان گرمای آزاد شده و دمای سوختن در سوختن بدون شعله در مقایسه با انواع دیگر احتراق کمتر است.رد.
معادله احتراق $CxHy+(x+y4)O2→xCO2+y2H2O$ مثال $\ce{(CH2)_{\it n} + \frac{3 }{2}{\it n}~O2 -> {\it n}~ CO2 + {\it n}~ H2O}$
.تصویر
موتورهای گاما-8 فلش سیاه با این حال، با نسبت جرم اکسیدکننده 8:1، کمتر از اکثر موتورهای نفت سفید کار می کردند. اکسید کننده با غلظت 85 درصد پراکسید هیدروژن (یعنی 15 درصد آب) بود، بنابراین نسبت واقعی هنوز کمی غنی از سوخت است اما کربن نسوخته در اگزوز در مقایسه با اکثر موتورهای نفت سفید-LOX بسیار کمتر ه بنابراین احتراق خارجی کمی داره. فرمول احتراق نفت سفید و پراکسید هیدروژن است$\mathrm{CH_2+3H_2O_2}\to\mathrm{CO_2+4H_2O},$
و می بینید که اگزوز عمدتاً آب است که منجر به شعله تمیز و شفاف می شود و به دلیل جرم مولکولی کم عملکرد رانش را افزایش می دهد.از طرف دیگر، LOX و نفت سفید متفاوت است زیرا فرمول احتراق است
$\mathrm{CH_2 + 1.5O_2}\to\mathrm{CO_2 + H_2O}$
با آب بسیار کمتر به عنوان اگزوز.
موتور مرلین که توسط فالکون 9 استفاده می‌شود، مانند بسیاری از موتورهای موشک دیگر، یک مخلوط غنی از سوخت RP-1/LOX را می‌سوزانه. این بدان معناست که اگزوز خروجی از موتور حاوی سوخت نسوخته است که بیشتر به شکل دوده است.
در سطح دریا، سوخت/دوده اضافی با اکسیژن اتمسفر می سوزد و یک دنباله شعله در پشت موشک باقی می گذارد که پس از بلند شدن می توانید آن را به خوبی مشاهده کنید. اما هر چه موشک بالاتر پرواز کند، اکسیژن کمتری وجود داشته باشد، شعله کمتر قابل مشاهده است.اکنون، مرحله دوم در خلاء (نزدیک) عمل می کند، جایی که اکسیژن وجود ندارد، بنابراین دوده اصلا نمی تواند بسوزد، بنابراین شعله ای وجود ندارد.اگر شعله ای را در خلاء فضا مشاهده کردید، به این معنی است که تمام سوخت/اکسیژن در داخل موتور نمی سوزه به این معنی که موتور به اندازه ای که می تواند کارآمد نیست، زیرا سوختن سوخت در پشت موشک هیچ چیزی را تامین نمی کند.
تشکیل دوده:
در شرایط غنی از سوخت، نفت سفید/RP-1 به راحتی دوده تشکیل می دهد. این به این دلیل است که نفتن و هیدروکربن‌های آروماتیک با متراکم شدن مستقیم خود به هیدروکربن‌های آروماتیک چند حلقه‌ای (PAH) به سرعت دوده تشکیل می‌دهند (پلیمریزاسیون-تراکم). از طرفی پارافین ها به آرامی دوده تشکیل می دهند. این به این دلیل است که پارافین ها ابتدا باید به قطعات کوچکتر تجزیه شوند، که از ذوب شدن قطعات برای تشکیل نفتن ها و آروماتیک ها، و PAH در نهایت و به طور غیرمستقیم (تجزیه-پلیمریزاسیون) شکل می گیرد. احتراق نفت سفید با پراکسید هیدروژن با فرمول ارائه می شود
$CH2 + 3H2O2 → CO2 + 4H2O$
که در آن CH2 فرمول تقریبی نفت سفید است این با احتراق نفت سفید و اکسیژن مایع (LOX) مقایسه می شود.
$CH2 + 1.5O2 → CO2 + H2O$
نشان می دهد که اگزوز از نفت سفید / پراکسید عمدتا آب است. این منجر به یک اگزوز بسیار تمیز (دومین پس از LO2/LH2 برودتی) و یک شعله شفاف متمایز می‌شود.جرم مولکولی کم آب نیز به افزایش عملکرد رانش موشک کمک می کند
اکسید کننده مورد استفاده با گاما 85% پراکسید با تست بالا (HTP)، H2O2 بود. گاما از یک کاتالیزور نقره اندود شده روی گاز نیکل استفاده کرد تا ابتدا پراکسید را تجزیه کند. برای غلظت های بالاتر H2O2 به کاتالیزور دیگری مانند پلاتین نیاز بود. هیچ منبع اشتعالی مورد نیاز نیست زیرا $H2O2 $بسیار داغ تجزیه شده، هایپرگولیک است (به طور خود به خود می سوزد) با نفت سفید. با توجه به نسبت بالای (8:1) جرم H2O2$ $مورد استفاده در مقایسه با نفت سفید، و همچنین ویژگی های حرارتی برتر آن، H2O2$ $همچنین ممکن است برای خنک کردن مجدد نازل موتور قبل از احتراق استفاده شود. هر محفظه پیش احتراق که برای تامین انرژی توربین های پمپ استفاده می شود فقط به تجزیه H2O2$ $برای تامین انرژی نیاز دارد. این مزیت های بهره وری عملیات سیکل بسته را بدون مشکلات مهندسی عمده معمولی آن می دهد.
دمای واکنش ترموشیمیایی بین پروپان و اکسید نیتروژن
$C_3H_8 + 10 N_2O => 3 CO_2 + 4 H_2O + 10 N_2 + \Delta_rH$
$\Delta_rH = \Delta_fH_p - \Delta_fH_r$
$\Delta_fH(C_3H_8) = -104.7 kJ/mol$
$\Delta_fH(CO_2) = -393.5 kJ/mol$
$\Delta_fH(H_2O) = -241.8 kJ/mol$
$\Delta_fH(N_2O) = +82.05 kJ/mol$
$\Delta_fH(N_2) = 0 kJ/mol$
$\Delta_rH = (3 * -393.5 kJ + 4 * -241.8 kJ) - (1 * -104.7 kJ + 10 * 82.05 kJ) = -2863.5 kJ$
$\Delta_rH = -2863.5 kJ / 0.484 kg = -5916.3223 kJ/kg$
فرمول $\Delta_rH = \sum_{i=1}^m n_i \int_{T_0}^{T_r}C_pdT$و$\int_{T_0}^{T_r}C_pdT$
بخش را می توان با این فرض ساده کرد که Cp با دما تغییر نمی کند. من به خوبی می‌دانم که این مورد دقیق نیست، و دریافته‌ام که برای مثال بخار آب از نظر ظرفیت گرمایی در یک فشار ثابت، نوسان زیادی روی دما دارد. $\int_{T_0}^{T_r}C_pdT = \Delta T * \sum_{i=1}^m n_iC_p$و$T * \sum_{i=1}^m n_iC_p = \Delta_rH$
$T = \frac{\Delta_rH} {\sum_{i=1}^m n_iC_p}$نتیجه $T = 2863500 J / (3 * 37.135 J/K + 4 * 53.1 J/K + 10 * 29.12 J/K) = 4656.06 K$
چگونه می توانم زمان سوختن موشک را از روی سرعت مورد نیاز محاسبه کنم؟فرض کنید موشک من می تواند F نیوتن رانش تولید کند در حالی که M1 کیلوگرم سوخت در ثانیه مصرف می کند. جرم آن در شروع M0 است و تا زمانی که به سرعت V برسد به سوختن ادامه می دهد.چگونه می توانم زمان سوختن لازم برای رسیدن موشک به سرعت V را بفهمم؟ این فرمول را برای محاسبه طول سوختن موشک نشون میده
$\Delta T = \frac {M_L E_V} {F} (1 - e ^ {-\frac {\Delta V } {E_V}})$
جایی که:ΔT
:زمان سوختگی در ثانیه
ML: جرم کل موشک در ابتدای سوختن (اغلب m0 نوشته می شود
)EV = سرعت اگزوز بر حسب متر/ثانیه (اغلب به صورت ve نوشته می شود
).f: رانش موشک بر حسب نیوتن.
ΔV سوختگی بر حسب متر/ثانیه.
M0 ML این معادله است
. سرعت اگزوز EV معادل رانش تقسیم بر دبی جرمی است (این F شما است
و M1).
سرعت اگزوز یکی از دو شکل استاندارد برای نمایش ضربه مخصوص جرم است. بیشتر اوقات، تکانه خاصی به نام Isp را می بینید
و در ثانیه اندازه گیری می شود (اما واقعاً به معنای پوند نیرو در ثانیه بر پوند جرم است). ISP
در ثانیه ضربدر گرانش در سطح زمین (≈9.81ms2) سرعت اگزوز را نشان می دهد.
تصویر

ارسال پست