پیشران راکت

مدیران انجمن: javad123javad, parse

ارسال پست
نمایه کاربر
rohamjpl

نام: roham hesami

محل اقامت: Tehran -Qeytariyeh, Ketabi Street, 8 meters from Saba

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 647

سپاس: 395

جنسیت:

تماس:

پیشران راکت

پست توسط rohamjpl »

پیشرانه موشکی
پیشرانه است که به وسیله آن نیرویی برای تغییر سرعت یک وسیله نقلیه اعمال می شود و هم سرعت آن و هم جهت آن را تحت تأثیر قرار می ده. رانش وارد شده به یک موشک به دلیل واکنش ناشی از حرکت یک جت پرسرعت است که در خلاف جهت شتاب گیری و البته.توجه کنید رانش متناسب با محصول دبی جریان جرم است ،، و سرعت ، V جت (یعنی) این نیروهای پیشرانه برای غلبه بر جاذبه و کشیدن و هدایت وسیله نقلیه استفاده می شود.و در ضمن ببینید هر دو موتور موشک و جت از پیشرانه جت برای توسعه رانش استفاده می کنند. پیشرانه موشکی با هواپیمای جت متفاوت است که تنفس هوا هست زیرا موشک ها دارای پیشرانه های خودگردان هستند. اساس منبع انرژی طبقه بندی می شوند که برای تسریع سیال کار استفاده می شود. .
پیشرانه گاز سرد شامل یک منبع کنترل شده گاز تحت فشار و یک نازل ساده ترین شکل موتور موشک است.
تکانه ویژه به عنوان معیار سنجش عملکرد پیشرانه ها استفاده می شود. بر اساس قانون سوم نیوتن $\Large { { p _ 1 } } = { \left ( { m – d m } \right ) \left ( { v + d v } \right ) } $ومومنتوم گاز خارج شده $ \Large { p _ 2 } = d m \left ( { v – u } \right )$ قانون پایستگی مومنتوم و اینکه جرم موشک نسبت به زمان متغییر هست $ \Large { p = { p _ 1 } + { p _ 2 }\;\;}\Rightarrow { m v = \left( { m – d m } \right) \left( { v + d v } \right ) }+{ d m \left ( { v – u } \right)}$ به صورت $\Large m \frac { { d v } }{ { d t } } = u \frac { { d m } } {{ d t } } $که u برابر با سرعت گاز خروجی نسبت به موشک حالا شد حل معادله دیفرانسیل $\Large {dv = u\frac{{dm}}{m} \;\;}\Rightarrow { \int \limits _ { { v _ 0 } } ^ { {v _ 1 } } { d v } = \int \limits _ { { m _ 0 } } ^ { { m _ 1 } } { u \frac { { d m } } { m} } } $که بدست میاد $\Large \boxed {{{ v = u \ln \frac { { { m _ 0 } } } { m } } }} $ اگه من بگم جرم موشک با گذشت زمان به طور خطی تغییر می‌کند.$\Large m \left ( t \right ) = { m _ 0 } – \mu t $میشه بگم $ \Large { v \left ( t \right ) } = { u\ln \frac { { {m _0 } } }{ { { m _ 0 } – \mu t} } }$ حالا شتاب اون هم $\Large \require{cancel} {\frac{{dv}}{{dt}} = a\left( t \right) }
= {{u\frac{1}{{\frac{{{m_0}}}{{{m_0} – \mu t}}}} \cdot}\kern0pt { \frac { { \left( { – {m_0}} \right)\left( { – \mu } \right)}}{{{{\left( {{m_0} – \mu t} \right ) } ^ 2 } }} }} = { \frac { { u \mu } } { { { m _0 } – \mu t}}} $
عکس ببینید
تصویر
توضیح نازل هایی که با کاهش سرعت جریان کار می کنند غلط و اشتباه انگیز هست . نازل ها همیشه جریان عبوری از آنها را تسریع می کنند. ابتدا باید درک کرد که چه نوع جریانی از نازل عبور می کند. . . اما .معادله کارایی یک راکت $ \eta_p= \frac {2\, (\frac {v} {v_e})} {1 + ( \frac {v} {v_e} )^2 }$که در آن v سرعت موشک است و ve سرعت خروجی است.
من هنوز عمیقاً متحیر هستم ، چگونه می تواند باشد که کارآیی موشک به سرعت بستگی دارد؟ همانطور که در مورد موشک ها می فهمم ، انتظار دارم همان مقدار سوخت بدون توجه به سرعت فعلی ، به همان افزایش سرعت تبدیل شود. .
پاسخ این است که سوخت در یک موشک در حال حرکت مقداری انرژی جنبشی دارد . بالاخره با سرعت زیادی نسبتاً به سمت زمین در حرکت است. مقدار این انرژی به سرعت حرکت موشک بستگی دارد و تا حدودی جای تعجب دارد که موتور موشک می تواند این انرژی را استخراج کرده و به کار مفید تبدیل کند. ممکن است مشاهده کنید که فرمولی که نشان داده اید درصورتی که سرعت موشک برابر با سرعت خروجی موشک (v = ve) باشد ، به بازدهی 100٪ می رسد. این بدان دلیل است که در صورت v = سرعت خروجی نسبتاً به زمین صفر خواهد بود و تمام انرژی جنبشی ذخیره شده در سوخت به طور کامل توسط موتور موشک استخراج می شود و برای تسریع موشک استفاده می شود.تصویر3
در ارتفاع کم ، نازل موتور بیش از حد گسترش می یابد. فشار داخل لبه نازل کمتر از فشار محیط است ، بنابراین یک فشار فشاری روی نازل وجود دارد.
در ارتفاعات ، فشار محیط به جایی کاهش می یابد که از فشار داخل لبه نازل کمتر باشد: نازل در حال حاضر گسترش نیافته است و نیروی لبه به سمت خارج است.
تعریف جریان ایزنتروپیک این است که جریان هم آدیاباتیک است (هیچ گرمی به داخل یا خارج از آن منتقل نمی شود) و هم برگشت پذیر است (انرژی در آن صرفه جویی می شود). من تعجب می کنم که چرا جریان از طریق یک نازل موشک ایزنتروپیک است. آیا نباید انتقال گرما بین جریان و نازل و نیروی مقاومتی نازل را که هنگام عبور جریان تجربه می شود ، در نظر گرفت؟
علاوه بر این ، كتابی كه می خوانم می گوید كه سرعت جریان جرم ثابت است زیرا جریان ایزنتروپیك است ، كه كاملاً نمی فهمم: با عبور جریان از نازل ، منبسط و شتاب ، انرژی از فشار به سرعت می رسد. اما چگونه می توان از این نتیجه گرفت که سرعت جریان جرم ثابت است؟
نکته آخر اینکه مهم است که سرعت جریان جرم اگزوز هنگام عبور از نازل ثابت باشد. با این حال ، اگر ما در مورد توده اگزوز است که موشک را در یک واحد زمان ترک می کند ، آیا هنوز هم با تغییرات کمی بیشتر ثابت است؟ اگر چنین باشد ، آیا سرعت سرعت خروج اگزوز از موشک و رانش نیز با گذشت زمان ثابت است؟
جریان ایزنتروپیک
اول از همه: جریان در یک نازل موشک واقعی ایزنتروپیک نیست. این یک فرض ساده است که منطقی به مشاهدات اندازه گیری واقعی نزدیک هست خوب البته متغییر های زیادی هستند و من . همانطور که در مورد نظریه ایده آل موشک وجود دارد ، برسی میکنم
بنابراین کاملاً درست می گویید ، در اثر جاری شدن گرما به محیط اطراف و تلفات اصطکاک در دیواره نازل تلفاتی وجود دارد. با این حال ، اینها به اندازه کافی کوچک هستند که وانمود می کنند که در آنجا نیستند ، تقریب های خوبی در دنیای واقعی ارائه می دهد. صرفه نظر کردم دیدید
توجه داشته باشید که این تنها در صورتی است که جریان به تدریج گسترش یافته و فشرده شود. هنگامی که امواج شوک به دلیل انبساط بیش از حد یا کم در جریان وجود داشته باشند ، فرضیات ایزنتروپیک جریان دیگر کار نمی کند.
جریان انبوه ثابت
معادله ای که سپس به این جریان جرم می دهد:
$ \dot{m}=\frac{A_t p_c}{\sqrt{R\cdot T_c}} \sqrt{\gamma}\bigg(\frac{\gamma+1}{2}\bigg)^{-\frac{\gamma+1}{2(\gamma-1)}}$
با At ناحیه گلو ، pc فشار محفظه ، R ثابت گاز ، Tc دمای اتاق و γ نسبت گرمای خاص.
آنها را با عملکرد vandenkerckhove جایگزین کنیم
با At ناحیه گلو ، pc فشار محفظه ، R ثابت گاز ، Tc دمای محیط و γ نسبت گرمای خاص.
حالا، بنابراین اجازه دهید آنها را با عملکرد vandenkerckhove جایگزین کنیم Γ، فقط برای اینکه بهتر به نظر برسد
$ \dot{m}=\frac{\Gamma A_t p_c}{\sqrt{R\cdot T_c}}$
اکنون Γ و R ثابت هستند ، At باید ثابت باشد (مگر اینکه در اثر حرارت گلوی نازل شما ذوب شود: P) و pc و Tcباید ثابت باشد هنگامی که موتور شما در حالت ثابت کار می کند ، بنابراین جریان جرم شما ثابت خواهد بود. و معادله جریان جرمی داده شده . بنابراین به همین دلیل برای جریان ایزنتروپی جریان جرم ثابت است.
شرایط اگزوز
با حفظ ساده جرم ، هنگامی که جریان توده در گلو ثابت شد ، باید جریان در خروج نازل نیز جریان داشته باشد. در غیر این صورت توده بین حلق نازل و خروج جمع می شود. در زندگی واقعی مطمئناً نوساناتی وجود دارد و جریان جرم ممکن است توسط طراحی به دلیل فشار گاز تغییر کند ، اما تحت ایده آل نظریه موشک ثابت است.
با فرض اینکه فشار و دما محفظه ای که قبلاً گفتم ، تغییر نکرده اند ، سرعت معادل آن نیز ثابت است و بنابراین رانش می کند. از آنجا که رانش برابر است با جریان جرم برابر سرعت مشخصه $ F=\dot{m}\cdot v_{eq}$
* (تا زمانی که فشار محیط تغییر نکند ، بنابراین برای موشکی که به آرامی در جو بالا می رود سرعت برابر و رانش نیز تغییر می کند)
جریان جرم مستقیماً به وزن مولکولی از طریق ثابت گاز منفرد وابسته است که ثابت جهانی گاز بر وزن مولکولی آن تقسیم می شود
$R = \frac{R_u}{M_gas} $
غیرمستقیم: تغییر پیشران / احتراق برای بدست آوردن وزن مولکولی متفاوت ، همه پارامترهای دیگر را نیز تغییر می دهد به جز به احتمال زیاد.
بله و خیر. $ F=\dot{m}v_e$را اغلب مشاهده خواهید کرد ، اما این فقط در صورتی درست است که نازل به طور مطلوب منبسط شود ، بنابراین فشار خروجی برابر با فشار محیط است. بنابراین بهتر است از سرعت معادل داده شده توسط فرمول زیر استفاده کنید: $veq = ve + pe − pam˙⋅Ae$
با veq و ve به ترتیب و سرعت خروجی ، به ترتیب فشار خروج نازل ، فشار محیط ، متر مکعب سرعت جریان جرم و Ae منطقه خروج نازل همانطور که می بینید ve و veq برابر هستند اگر pe = pa ، اگر شتاب مداومی برای موشک خود داشته باشید ، این بدان معناست که شما باید دائماً گاز را پایین بکشید ، زیرا موشک شما با بیرون راندن همه پیشرانه سبک و سبک می شود. یا شاید شما بخواهید با سرعت کمتری از جو پایین عبور کنید تا کشش آنچنانی نداشته باشد بلکه از دست دادن نیروی جاذبه بیشتری داشته باشید. اما چگونگی و چرا گاز دادن بیشتر مربوط به موضوع Rocket Motion است که به خودی خوداندازه یک کتاب است. و بحث سنگینی هست من فقط مطلب ساده را میگم
بگویید موشک من می تواند F نیوتون رانش تولید کند در حالی که M1 کیلوگرم سوخت در ثانیه مصرف می کند. جرم آن در آغاز M0 است و تا زمانی که به سرعت V نرسد ، می سوزد.
چگونه می توانم زمان سوختن لازم برای رسیدن موشک به سرعت V را دریابم؟$\Delta T = \frac {M_L E_V} {F} (1 - e ^ {-\frac {\Delta V } {E_V}}) $ΔT: طول سوختگی در چند ثانیه
ML: جرم کل موشک در ابتدای سوختگی (که اغلب m0 نوشته می شود)
EV = سرعت اگزوز بر حسب متر / ثانیه (اغلب به صورت ve نوشته می شود).
F: رانش موشک در نیوتون.
ΔV = Delta-V سوختگی در متر بر ثانیه.
M0 شما این معادله ML است. سرعت اگزوز EV برابر با رانش تقسیم بر سرعت جریان جرم است (این F و M1 شما است).
سرعت اگزوز یکی از دو فرم استاندارد برای نشان دادن تکانه خاص جرم است. اما توجه کنید در محاسبات واقعی از نیروی ثانیه در هر پوند از جرم است استفاده میشود.
برای یک راکت من ، چگونه نیروی محرکه را محاسبه کنم
$F = \dot{m} V_e + (p_e - p_0) A_e $
محاسبه شتاب و فشار دینامیکی توجه کنید $q = \frac{1}{2} \rho v^2 $ و نیروی درگ $F_D = -\frac{1}{2} \rho C_D A v^2 $ خوی شتاب گرانشی هم $ a_{Grav} = -GM_E/(R_E+x)^2$حالا شتاب میدونید که $ a = \frac{F_{tot}}{m(t)} = \frac{F_{Thrust} + F_{Drag}}{m(t)} + a_{Grav}$
حالا در ضمن جرم متغییر داریم $m(t) = m_0 - \dot{m}t $
و نیروی تراست $F_{Thrust}=\dot{m} v_{ex} $بگذارید اینطور بگم $a = \frac{\dot{m} v_{ex} + F_{Drag}}{m_0 - \dot{m}t} + a_{Grav} $ که $a = \frac{\dot{m} v_{ex} - \frac{1}{2} \rho C_D A v^2}{m_0 - \dot{m}t} - \frac{GM_E}{(R_E+x)^2} $ نوشته میشه حالامن هنوز باید تراکم را برای تعریف q بدانم ، و ما می توانیم از یک تقریب ارتفاع مقیاس ساده استفاده کنیم که کمی شبیه نمودارهای فشار شما در برابر ارتفاع باشد. با فرض ثابت بودن دمای جو (که اینطور نیست) می توان گفت چگالی و فشار همیشه متناسب هستند. سپس$ \rho(x) = \rho_0 \exp(-x/h_{scale})$ خوب در معاددله بگذارم $ a(t) = \frac{\dot{m} v_{ex} - \frac{1}{2} \rho_0 \exp(-x(t)/h_{scale}) C_D A v^2(t)}{m_0 - \dot{m}t} - \frac{GM_E}{(R_E+x(t))^2}$این یک معادله است که هر سه این موارد را دارد: ارتفاع ، سرعت و شتاب (x ، v و a) و بنابراین حل کردن برای v (t) و x (t) برای بدست آوردن $q(t)=\frac{1}{2} \rho(t) v^2(t) = \frac{1}{2} \rho_0 \exp(-x(t)/h_{scale}) v^2(t) $
تصویر

ارسال پست