Сопло ракетного двигателя

Тип насадки

Рисунок 1: Сопло Лаваля, показывающее примерную скорость потока, увеличивающуюся от зеленого к красному в направлении потока.

Плотность потока в сопле

Сопло ракетного двигателя — реактивное сопло (обычно типа Лаваля ), используемое в ракетном двигателе для расширения и ускорения продуктов сгорания до высоких сверхзвуковых скоростей.

Проще говоря: топливо, сжатое насосами или газом высокого давления до давления от двух до нескольких сотен атмосфер, впрыскивается в камеру сгорания для сгорания, а камера сгорания соединяется с соплом, которое преобразует энергию, содержащуюся в продуктах сгорания под высоким давлением и высокой температурой, в кинетическую энергию за счет ускорения газа до высокой скорости и давления, близкого к атмосферному.

История

Простые сопла в форме колокола были разработаны в 1500-х годах. Сопло Лаваля было первоначально разработано в 19 веке Густавом де Лавалем для использования в паровых турбинах . Впервые оно было использовано в раннем ракетном двигателе, разработанном Робертом Годдардом , одним из отцов современной ракетной техники. С тех пор оно использовалось почти во всех ракетных двигателях, включая реализацию Вальтера Тиля , которая сделала возможной немецкую ракету V-2 .

Использование в атмосфере

Оптимальный размер сопла ракетного двигателя достигается, когда выходное давление равно давлению окружающей среды (атмосферному), которое уменьшается с увеличением высоты. Причина этого в следующем: используя квазиодномерное приближение потока, если внешнее давление выше выходного давления, это уменьшает чистую тягу, создаваемую ракетой, что можно увидеть с помощью анализа баланса сил. Если внешнее давление ниже, в то время как баланс сил указывает на то, что тяга увеличится, изоэнтропические соотношения Маха показывают, что отношение площадей сопла могло бы быть больше, что привело бы к более высокой скорости истечения топлива, увеличивая тягу. Для ракет, летящих с Земли на орбиту, простая конструкция сопла оптимальна только на одной высоте, теряя эффективность и расходуя топливо на других высотах.

Сразу за горловиной давление газа выше, чем давление окружающей среды, и его необходимо понизить между горловиной и выходом сопла путем расширения. Если давление выхлопа, выходящего из выхода сопла, все еще выше давления окружающей среды, то сопло считается недорасширенным ; если давление выхлопа ниже давления окружающей среды, то оно перерасширенное . ^[1]

Небольшое перерасширение вызывает небольшое снижение эффективности, но в остальном не наносит большого вреда. Однако, если выходное давление меньше, чем примерно 40% от окружающего, то происходит «разделение потока». Это может вызвать нестабильность выхлопа, которая может привести к повреждению сопла, трудностям управления транспортным средством или двигателем, а в более экстремальных случаях — к разрушению двигателя.

В некоторых случаях желательно по соображениям надежности и безопасности запускать ракетный двигатель на земле, который будет использоваться на всем пути к орбите. Для оптимальной производительности взлета давление газов, выходящих из сопла, должно быть на уровне давления на уровне моря, когда ракета находится вблизи уровня моря (при взлете). Однако сопло, предназначенное для работы на уровне моря, быстро потеряет эффективность на больших высотах. В многоступенчатой ​​конструкции ракетный двигатель второй ступени в первую очередь предназначен для использования на больших высотах, обеспечивая дополнительную тягу только после того, как двигатель первой ступени выполнит начальный взлет. В этом случае конструкторы обычно выбирают конструкцию сопла с избыточным расширением (на уровне моря) для второй ступени, что делает ее более эффективной на больших высотах, где давление окружающей среды ниже. Эта техника использовалась в главных двигателях (SSME) космического челнока с избыточным расширением (на уровне моря) , которые проводили большую часть своей траектории полета в условиях, близких к вакууму, в то время как два эффективных на уровне моря твердотопливных ракетных ускорителя шаттла обеспечивали большую часть начальной тяги взлета. В вакууме космоса практически все сопла недорасширены, поскольку для полного расширения газа сопло должно быть бесконечно длинным, в результате чего инженерам приходится выбирать конструкцию, которая будет использовать дополнительное расширение (тягу и эффективность), но при этом не добавлять избыточный вес и не ухудшать эксплуатационные характеристики транспортного средства.

Использование вакуума

Для сопел, которые используются в вакууме или на очень большой высоте, невозможно соответствовать давлению окружающей среды; скорее, сопла с большим отношением площади обычно более эффективны. Однако очень длинное сопло имеет значительную массу, что само по себе является недостатком. Обычно необходимо найти длину, которая оптимизирует общие характеристики транспортного средства. Кроме того, по мере снижения температуры газа в сопле некоторые компоненты выхлопных газов (например, водяной пар из процесса сгорания) могут конденсироваться или даже замерзать. Это крайне нежелательно и этого следует избегать.

Магнитные сопла были предложены для некоторых типов движителей (например, Variable Specific Impulse Magnetoplasma Rocket , VASIMR), в которых поток плазмы или ионов направляется магнитными полями вместо стенок из твердых материалов. Это может быть выгодно, поскольку само магнитное поле не может расплавиться, а температура плазмы может достигать миллионов кельвинов . Однако часто возникают проблемы с тепловым проектированием, связанные с самими катушками, особенно если для формирования полей горловины и расширения используются сверхпроводящие катушки.

Сопло де Лаваля в 1 измерении

Схема сопла Лаваля, показывающая, что скорость потока (v) увеличивается в направлении потока, с уменьшением температуры (t) и давления (p). Число Маха (M) увеличивается от дозвукового, к звуковому в горле, к сверхзвуковому.

Анализ течения газа через сопла Лаваля включает ряд концепций и упрощающих предположений:

• Предполагается, что газ, образующийся при сгорании, является идеальным газом .
• Поток газа является изоэнтропическим , т. е. при постоянной энтропии , как результат предположения о невязкой жидкости и адиабатическом процессе.
• Расход газа постоянен (т.е. стабилен) в течение всего периода сгорания топлива .
• Поток газа нетурбулентный и осесимметричный от входа газа до выхода выхлопного газа (т.е. вдоль оси симметрии сопла).
• Поток сжимаем, поскольку жидкость представляет собой газ.

Когда газ сгорания попадает в сопло ракеты, он движется с дозвуковой скоростью. По мере сужения горловины газ вынужден ускоряться до тех пор, пока в горловине сопла, где площадь поперечного сечения наименьшая, линейная скорость не станет звуковой . От горловины площадь поперечного сечения затем увеличивается, газ расширяется, и линейная скорость становится все более сверхзвуковой .

Линейную скорость выходящих выхлопных газов можно рассчитать с помощью следующего уравнения ^{[2] [3] [4]}

${\displaystyle v_{\text{e}}={\sqrt {{\frac {TR}{M}}\,{\frac {2\gamma }{\gamma -1}}\left[1-\left({\frac {p_{\text{e}}}{p}}\right)^{\frac {\gamma -1}{\gamma }}\right]}}}$

где:

Некоторые типичные значения скорости истечения газов v _e для ракетных двигателей, работающих на различных видах топлива, следующие:

• 1,7–2,9 км/с (3800–6500 миль/ч) для жидких монотоплив
• от 2,9 до 4,5 км/с (от 6500 до 10100 миль/ч) для жидкого двухкомпонентного топлива
• 2,1–3,2 км/с (4700–7200 миль/ч) для твердого топлива

Интересно отметить, что v _e иногда называют идеальной скоростью выхлопных газов , поскольку она основана на предположении, что выхлопные газы ведут себя как идеальный газ.

В качестве примера расчета с использованием приведенного выше уравнения предположим, что газы сгорания топлива находятся: при абсолютном давлении на входе в сопло p  = 7,0  МПа и выходят из выхлопной трубы ракеты при абсолютном давлении p _e = 0,1  МПа; при абсолютной температуре T = 3500  К; с изоэнтропическим коэффициентом расширения γ = 1,22 и молярной массой M  = 22 кг/кмоль. Использование этих значений в приведенном выше уравнении дает скорость выхлопа v _e = 2802 м/с или 2,80 км/с, что соответствует приведенным выше типичным значениям.

Техническая литература может быть очень запутанной, поскольку многие авторы не объясняют, используют ли они универсальную газовую постоянную R , которая применима к любому идеальному газу , или они используют газовую постоянную R _s , которая применима только к определенному индивидуальному газу. Соотношение между двумя константами следующее: R _s = R / M , где R — универсальная газовая постоянная, а M — молярная масса газа.

Удельный импульс

Тяга — это сила, которая перемещает ракету через воздух или пространство. Тяга создается двигательной системой ракеты посредством применения третьего закона движения Ньютона: «Для каждого действия есть равная и противоположная реакция». Газ или рабочее тело ускоряется из задней части сопла ракетного двигателя, а ракета ускоряется в противоположном направлении. Тягу сопла ракетного двигателя можно определить как: ^{[2] [3] [5] [6]}

${\displaystyle {\begin{aligned}F&={\dot {m}}v_{\text{e}}+\left(p_{\text{e}}-p_{\text{o}}\right)A_{\text{e}}\\[2pt]&={\dot {m}}\left[v_{\text{e}}+\left({\frac {p_{\text{e}}-p_{\text{o}}}{\dot {m}}}\right)A_{\text{e}}\right],\end{aligned}}}$

термин в скобках известен как эквивалентная скорость,

${\displaystyle F={\dot {m}}v_{\text{eq}}.}$

Удельный импульс — это отношение тяги, создаваемой к весовому расходу топлива . Это мера топливной эффективности ракетного двигателя. В английских инженерных единицах это можно получить как ^[7] ${\displaystyle I_{\text{sp}}}$

${\displaystyle I_{\text{sp}}={\frac {F}{{\dot {m}}g_{\text{o}}}}={\frac {{\dot {m}}v_{\text{eq}}}{{\dot {m}}g_{\text{o}}}}={\frac {v_{\text{eq}}}{g_{\text{o}}}},}$

где:

Для случая идеально расширенного сопла, где , формула становится ${\displaystyle p_{\text{e}}=p_{\text{o}}}$

${\displaystyle I_{\text{sp}}={\frac {F}{{\dot {m}}\,g_{\text{o}}}}={\frac {{\dot {m}}\,v_{\text{e}}}{{\dot {m}}\,g_{\text{o}}}}={\frac {v_{\text{e}}}{g_{\text{o}}}}}$

В случаях, когда это может быть не так, поскольку для сопла ракеты пропорционально , ​​можно определить постоянную величину, которая является вакуумом для любого данного двигателя, следующим образом: ${\displaystyle p_{\text{e}}}$ ${\displaystyle {\dot {m}}}$ ${\displaystyle I_{\text{sp,vac}}}$

${\displaystyle I_{\text{sp,vac}}={\frac {1}{g_{\text{o}}}}\left(v_{\text{e}}+{\frac {p_{\text{e}}A_{\text{e}}}{\dot {m}}}\right),}$

и отсюда:

${\displaystyle F=I_{\text{sp,vac}}\,g_{\text{o}}{\dot {m}}-A_{\text{e}}p_{\text{o}},}$

что представляет собой просто вакуумную тягу за вычетом силы окружающего атмосферного давления, действующей на выходную плоскость.

По сути, для ракетных сопел давление окружающей среды, действующее на двигатель, компенсируется, за исключением выходной плоскости ракетного двигателя в направлении назад, в то время как выхлопная струя создает прямую тягу.

Форсунки могут быть (сверху вниз):

• недорасширенный
• окружающий
• чрезмерно расширенный
• чрезвычайно раздуты.

Если сопло недо- или перерасширено, то происходит потеря эффективности относительно идеального сопла. Сильно перерасширенные сопла имеют улучшенную эффективность относительно недорасширенного сопла (хотя все еще менее эффективны, чем сопло с идеальным коэффициентом расширения), однако выхлопная струя нестабильна. ^[1]

Аэростатическое противодавление и оптимальное расширение

По мере того, как газ движется вниз по расширяющейся части сопла, давление и температура уменьшаются, а скорость газа увеличивается.

Сверхзвуковая природа выхлопной струи означает, что давление выхлопа может значительно отличаться от давления окружающей среды — наружный воздух не способен уравнять давление выше по потоку из-за очень высокой скорости струи. Поэтому для сверхзвуковых сопел на самом деле возможно, что давление газа, выходящего из сопла, будет значительно ниже или намного выше давления окружающей среды.

Если выходное давление слишком низкое, то струя может отделиться от сопла. Это часто нестабильно, и струя, как правило, вызывает большие внеосевые тяги и может механически повредить сопло.

Такое разделение обычно происходит, если выходное давление падает ниже примерно 30–45 % от окружающего давления, но разделение может быть отложено до гораздо более низких давлений, если сопло спроектировано так, чтобы увеличивать давление на ободе, как это достигается в главном двигателе космического челнока (SSME) (1–2 фунта на квадратный дюйм при давлении окружающего воздуха 15 фунтов на квадратный дюйм). ^[8]

Кроме того, когда ракетный двигатель запускается или дросселирует, давление в камере меняется, и это создает различные уровни эффективности. При низком давлении в камере двигатель почти неизбежно будет сильно перерасширен.

Оптимальная форма

Отношение площади самой узкой части сопла к площади выходной плоскости в основном определяет, насколько эффективно расширение выхлопных газов преобразуется в линейную скорость, скорость истечения и, следовательно, тягу ракетного двигателя. Свойства газа также оказывают влияние.

Форма сопла также скромно влияет на то, насколько эффективно расширение выхлопных газов преобразуется в линейное движение. Простейшая форма сопла имеет полуугол конуса ~15°, что составляет около 98% эффективности. Меньшие углы дают совсем немного более высокую эффективность, большие углы дают более низкую эффективность.

Часто используются более сложные формы вращения, такие как сопла колокола или параболические формы. Они дают, возможно, на 1% большую эффективность, чем коническое сопло, и могут быть короче и легче. Они широко используются на ракетах-носителях и других ракетах, где вес имеет решающее значение. Их, конечно, сложнее изготовить, поэтому они, как правило, более дорогие.

Существует также теоретически оптимальная форма сопла для максимальной скорости выхлопа. Однако обычно используется более короткая форма колокола, которая обеспечивает лучшую общую производительность из-за гораздо меньшего веса, меньшей длины, меньших потерь на сопротивление и лишь незначительно меньшей скорости выхлопа. ^[9]

Другие аспекты конструкции влияют на эффективность сопла ракеты. Горловина сопла должна иметь плавный радиус. Внутренний угол, который сужается к горловине, также влияет на общую эффективность, но он невелик. Угол выхода сопла должен быть как можно меньше (около 12°), чтобы свести к минимуму вероятность проблем с разделением при низком давлении на выходе.

Продвинутые разработки

Для компенсации высоты и других целей был предложен ряд более сложных конструкций .

К соплам с атмосферной границей относятся:

• сопло расширения-отклонения , ^[10]
• штекерное сопло ,
• аэроспайк , ^{[10] [11]}
• сопло с односторонним расширением (SERN), линейное сопло расширения, в котором передача давления газа осуществляется только с одной стороны и которое можно описать как одностороннее аэродинамическое сопло.

Каждый из них позволяет сверхзвуковому потоку адаптироваться к давлению окружающей среды, расширяясь или сжимаясь, тем самым изменяя выходное отношение так, чтобы оно было на оптимальном (или близком к нему) выходном давлении для соответствующей высоты. Сопла plug и aerospike очень похожи тем, что они представляют собой конструкции с радиальным входящим потоком, но сопла plug имеют сплошной центральный корпус (иногда усеченный), а сопла aerospike имеют «базовый выпуск» газов для имитации сплошного центрального корпуса. Сопла ED представляют собой радиальные выпускные сопла с потоком, отклоняемым центральным штырем.

Управляемые потокоразделительные сопла включают в себя:

• расширяющееся сопло ,
• насадки-колпачки со съемной вставкой,
• ступенчатые насадки или насадки с двойным колоколом. ^[12]

Они, как правило, очень похожи на колокольные сопла, но включают в себя вставку или механизм, с помощью которого можно увеличить соотношение выходной площади при снижении давления окружающей среды.

Двухрежимные насадки включают в себя:

• сопло с двойным расширителем,
• двухканальное сопло.

Они имеют либо два горла, либо две камеры тяги (с соответствующими горлами). Центральная горловина имеет стандартную конструкцию и окружена кольцевой горловиной, которая выпускает газы из той же (двухгорловой) или отдельной (двухрасширительной) камеры тяги. Оба горла в любом случае будут выпускаться в сопло колокола. На больших высотах, где давление окружающей среды ниже, центральное сопло будет перекрыто, что уменьшит площадь горла и тем самым увеличит отношение площади сопла. Эти конструкции требуют дополнительной сложности, но преимущество наличия двух камер тяги заключается в том, что они могут быть настроены на сжигание различных видов топлива или различных соотношений топливной смеси. Аналогичным образом, Aerojet также разработал сопло, называемое «сопло с увеличенной тягой» ^{[13] [14]} , которое впрыскивает топливо и окислитель непосредственно в секцию сопла для сгорания, что позволяет использовать сопла с большим отношением площади глубже в атмосфере, чем они бы использовали без увеличения из-за эффектов разделения потока. Они снова позволят использовать несколько видов топлива (например, RP-1), что еще больше увеличит тягу.

Сопла с вектором тяги с впрыском жидкости — еще одна усовершенствованная конструкция, которая позволяет управлять тангажем и рысканием с помощью некардановых сопел. Индийская ракета PSLV называет свою конструкцию «Системой управления вектором тяги вторичной инжекции»; перхлорат стронция впрыскивается через различные жидкостные пути в сопле для достижения желаемого управления. Некоторые МБР и ускорители, такие как Titan IIIC и Minuteman II , используют похожие конструкции.

Смотрите также

• Заторможенный поток – когда скорость газа достигает скорости звука в газе при его течении через ограничение.
• Сопло Лаваля – сходящееся-расходящееся сопло, предназначенное для создания сверхзвуковых скоростей.
• Ракетные двигатели двойной тяги
• Джованни Баттиста Вентури
• Глухарефф Струя давления
• Реактивный двигатель – двигатели, приводимые в движение реактивной струей (включая ракеты)
• Многоступенчатая ракета
• НК-33 – российский ракетный двигатель
• Пленум-камера
• Импульсный воздушно-реактивный двигатель
• Импульсный ракетный двигатель
• Reaction Engines Skylon – одноступенчатый орбитальный космический самолет, оснащенный гибридным воздушно-реактивным двигателем с внутренним кислородным питанием ( Reaction Engines SABRE )
• Ракета – ракетные транспортные средства
• Ракетные двигатели – используются для приведения в движение ракетных транспортных средств.
• SERN, сопло с одним расширением – неосесимметричный аэродинамический наконечник
• Ударные алмазы – видимые полосы, образующиеся в выхлопных газах ракетных двигателей.
• Ракета на твердом топливе
• Двигательная установка космического корабля
• Удельный импульс – мера скорости истечения
• Цикл ступенчатого сгорания (ракетный) — тип ракетного двигателя.
• эффект Вентури

Ссылки

1. Хузель, Д.К. и Хуанг, Д.Х. (1971). НАСА SP-125, Проектирование жидкостных ракетных двигателей (PDF) (2-е изд.). НАСА. Архивировано из оригинала (PDF) 20 сентября 2022 года . Проверено 17 сентября 2022 г.
2. Уравнение 12 Ричарда Накки
3. Уравнение Роберта Брейнинга 2.22
4. Саттон, Джордж П. (1992). Элементы ракетного движения: Введение в проектирование ракет (6-е изд.). Wiley-Interscience. стр. 636. ISBN 978-0-471-52938-5.
5. NASA: Тяга ракеты
6. NASA: Краткое описание тяги ракеты
7. NASA: Удельный импульс ракеты
8. "Nozzle Design". 16 марта 2009 г. Архивировано из оригинала 2 октября 2011 г. Получено 23 ноября 2011 г.
9. PWR Engineering: Конструкция сопла Архивировано 2008-03-16 на Wayback Machine
10. Sutton, George P. (2001). Элементы ракетного движения: Введение в проектирование ракет (7-е изд.). Wiley-Interscience. ISBN 978-0-471-32642-7.стр. 84
11. Журнал «Движение и энергетика» Том 14 № 5, «Усовершенствованные ракетные сопла», Хагеманн и др.
12. Журнал Propulsion and Power Vol.18 No.1, "Экспериментальная и аналитическая проверка конструкции концепции двойного колокола", Хагеманн и др. Архивировано 16 июня 2011 г. на Wayback Machine
13. Сопло с увеличенной тягой
14. СОПЛО С УВЕЛИЧЕННОЙ ТЯГОЙ (TAN) — новая парадигма для ракет-носителей

Внешние ссылки

• Калькулятор скорости выхлопных газов
• Критерии проектирования космических аппаратов НАСА, сопла жидкостных ракетных двигателей
• «Руководство по ракетам для начинающих» от NASA
• Двигатель Аэроспайк
• Веб-сайт Ричарда Накки по экспериментальной ракетной технике
• «Ракетное движение» на веб-сайте Роберта Брейнинга
• Бесплатный инструмент для проектирования термодинамического анализа жидкостных ракетных двигателей