Kosmické pohony I

Kosmické pohony I
Lubor LEJČEK
Obsah přednášky:
1) Typy pohonů
2) Chemické raketové
motory:
Teorie, typy konstrukce
motorů
Rozdělení typů kosmických pohonů:
- Chemické pohony :
a) raketové motory na kapalné pohonné látky
(KPL),
b) raketové motory na tuhé pohonné látky (TPL),
c) hybridní raketové motory
- Fyzikální pohony
• Základní parametry chemických raketových motorů:
• Tah raketového motoru (v jednotkách N):
P  Gv a  S a  pa  p H 
• Měrný tah (specifický impuls) (v jednotkách Ns/kg =m/s) :
I sp  P / G  va  Sa  pa  pH  / G  vef
• Výtoková rychlost (m/s):
va 

2k RoTo   pa 
1   

k  1    po 

k 1
k





• Rakety na KPL: skládají se z nádrží na okysličovadlo a palivo, raketového
motoru a systému dopravy pohonných látek do motoru.
• Transport paliva se může dít buď stlačeným plynem (k tomu je třeba mít
silné nádrže, v tom případě roste hmotnost konstrukce a ve spalovací
komoře je nízký tlak, nižší než v nádržích), nebo čerpadly (v plynovém
generátoru se spalováním pohonných látek rakety vytváří generátorový
plyn pro pohon turbíny, ke které jsou připojena čerpadla. Nádrže
tenkostěnné s malým přetlakem. Čerpadlový systém umožňuje vyšší tlak ve
spalovací komoře).
• Raketový motor (RM) je pak tvořen 1) vstřikovací hlavicí, 2) spalovací
komorou a 3) výtokovou tryskou. Vstřikovací hlavice zajišťuje rozptýlení a
smíšení pohonných látek ve spalovací komoře. Tam pohonné látky hoří a
vzniklé plynné spaliny dále postupují k výtokové trysce motoru, kde
expandují. Komora a tryska jsou tepelně namáhány, proto se musí chladit.
Stěna je buď dvojitá, nebo svařovaná z trubiček, kudy protéká palivo jako
chladící médium (toto palivo pak postupuje ke vstřikovací hlavici). Tryska
se může chladit vrstvičkou generátorového plynu, proudícího podél stěny.
• Výhody KPM: palivo a okysličovadlo jsou odděleny, snadné dávkování
paliva v komoře. Možnost regulace tahu a restartu. Pomocí KPL lze chladit
komoru i trysku.
•
•
•
•
•
•
•
•
•
•
•
•
•
•
•
•
•
•
•
•
•
•
•
Kapalné pohonné látky (KPL):
- jednosložkové (monergoly) – rozkládají se ve spalovací komoře pomocí katalyzátoru
- dvousložkové (diergoly)
Z fyzikálního hlediska: kryogenní (zkapalnělé plyny)
dlouhodobě skladovatelné (kapalné při pokojové teplotě)
smíšené
Z chemického hlediska: samozápalné (hypergolické)
nesamozápalné (speciální zapalovač nutný)
Požadavky na KPL z konstrukčního hlediska: - maximální specifický impuls.
- maximum energie v 1 l,
- co nejnižší molekulová váha
zplodin hoření
- vysoký bod varu
- nekorozivní
- nejedovaté
- ekonomicky dosažitelné
a vyrobitelné
Splnění těchto požadavků umožní:
1) Maximální výkon s nejmenší hmotností KPL,
2) Co nejmenší nádrže a tím i aerodynamický odpor,
3) Vysoká výtoková rychlost plynů,
4) Není třeba silné izolace nádrže
5) Nádrž z lehkých materiálů
6) Není nebezpečí při manipulaci
Příklady KPL:
Kapalný O2+H2:
Kapalný O2+kerosín:
N2O4+dimetylhydrazin:
Isp~3910 Ns/kg
Isp~3100 Ns/kg
Isp~2910 Ns/kg
•
•
•
•
• Proudění tryskou raketového motoru
Přehled základních rovnic:
v   k  p
   
zákon zachování energie:
  const
2
k

1

  
zákon zachování hmoty:
vS  const
rovnice adiabaty:
p  const  k ( k  C / C
stavová rovnice ideálního plynu: p  RT
2
p
V
 1  R / CV
)
• Máme tedy čtyři rovnice pro neznámé p ,  , T , S
a v.
• Všechny parametry můžeme vyjádřit pomocí rychlosti v ,
o které předpokládáme, že se spojitě mění podél kanálu
trysky. Konstanty v rovnicích určíme z okrajových
podmínek.
Závislost parametrů plynu na místní rychlosti proudění:
v
2kR
To  T 
k 1

v 
   o 1  2 
 v max 
2
1
k 1
Kritická rychlost:
v max 
2kRTo
2
 ao
k 1
k 1

v2 
p  po 1  2 
 v max 
a  v kr 
Tvar nadzvukové trysky:
k
k 1
k 1 2
v max  v kr2
2

ao  kRTo

v2 
T  To 1  2 
v max 


v kr2 
S  const / v

v2 
v   o v1  2 
 v max 
1
k 1
k 1 2
2 2
v max 
ao
k 1
k 1
Závislost v /  o vmax jako funkce v pro k  5/3.
Sa

S kr
 pa 
G   o S a  
 po 
va 
1
k
k 1 2 


2  k 1
2
k
k 1
k 1
 pa 
 pa 
    
 po 
 po 
k 1
k
k 1


k
2kRTo   pa  
1    

k  1   po  


k 1


k
2kRTo   pa  
1    

k  1   po  


Chlazení kapalinového raketového motoru
• Tepelný tok stěnou RM:
q   p (To  Tsk )
Závislost koeficientu tepelné vodivosti za jednotku času
  
 F  ac p 

 4 G
1 m
p
na rychlosti proudění:
v
Pr1n
(výše uvedenou závislost lze obdržet z empirického vztahu: Nu  a Re m Pr n , kde
a Pr  c p / 
Nu   F L /  , Re  vL / 
q   p (To  Tsk )
•
Tepelný tok
je třeba odvést pomocí chladícího média.
•
Ochlazujeme-li část raketového motoru o ploše A , je celkové teplo, které je
nutné odvést chladícím médiem, dáno vztahem:
Tout  Tin A
Q   qdA  wc cool
p
A
•
kde w je hmotnost chladícího média, protékajícího kolem plochy A za sekundu,
tj. v jednotkách [kg/s]. Tout je teplota odtékajícího chladícího média, Tin je
cool
teplota přitékajícího média k ploše A . Konečně c p je specifické teplo
chladícího média při stálém tlaku. Teplota Tout musí být zvolena tak, aby se
chladící médium nezačalo přecházet do plynného stavu.
•
Jelikož v různých částech raketového motoru je různý tepelný tok, je nutné
podle toho určovat rychlost průtoku chladícího média. Proto se zejména u
motorů s velkým tahem chladí oddělenými okruhy spalovací komora, okolí
kritického průřezu trysky a expanzní část trysky.
Numerické řešení problému regenerativního chlazení spalovací komory a
výtokové trysky raketového motoru je popsáno v manuálu, který lze nalézt na
internetové adrese:
http://home.manhattan.edu/~mohammad.naraghi/rte/rte.pdf .
•
Schéma typické konfigurace regenerativně chlazené spalovací komory a trysky
raketového motoru
•
Schéma stěny typické regenerativně chlazené spalovací komory či trysky
•
Rozdělení výtokové trysky na elementy, ve kterých se numericky simuluje vedení
tepla ke stěně a jeho odvádění chladícím médiem
Chování klasické Lavalovy trysky (trysky zvonového
tvaru) za letu v atmosféře: a) p  p b) p  p c) p  p
a
• Tah:
H
P  Gv a  S a  pa  p H 
a
H
a
H
Raketa Delta 2 (7920-H)
na startovním komplexu 17B
Scheme of aerospike engine
Motor s centrálním tělesem a vnější expanzí
(Aerospike engine)
Aerospike engines
Motor F 1
J – 2: LOX+LH2
Vulcain 2
RD-180
Vibrační hoření v raketových motorech
Obecně tři základní typy vibračního hoření dle frekvencí:
(i) Nízkofrekvenční vibrace (chugging): Vznikají při změnách tlaku
v přívodu potrubí při dopravě pohonných látek čerpadlovým
systémem (mohou vést až ke vzniku kavitace). Dosáhnou-li
oscilace v čerpadlovém systému vlastní frekvence struktury
rakety, vzniká zesílení amplitudy oscilací. Vznikají tak podélné
vibrace konstrukce rakety („pogo“ efekt), případně podélné
nestability hoření ve spalovací komoře.
Protiopatření: vložení amortizátorů do přívodních potrubí
pohonných látek.
(ii) Akustické vibrace: jejich frekvence jsou v relaci s rozměry
spalovací komory a místní rychlostí zvuku ve spalovaných
pohonných látkách. Podle zvuku se tyto vibrace nazývají
„chrčením“ (buzzing). Oscilace ve vstřiku pohonných látek ve
vstřikovači způsobují oscilace hoření (nebezpečné zejména pro
jednosložkové pohonné látky, kdy chemický proces rozkladu
pohonné látky může proniknout do potrubí za vstřikovač).
Vibrační hoření v raketových motorech - pokračování
(iii) Vysokofrekvenční vibrace (jinak nazvané jako screeching
nebo screaming): kombinovaný efekt vlivu vstřikovače
(oscilace při hoření pohonných látek), akustiky spalovací
komory a nestabilitami průběhu chemické reakce hoření
pohonné látky.
Jsou jak podélné tak příčné:
Podélné postupují od vstřikovače ke kritickému průřezu trysky.
Příčné kmity vznikají mezi stěnami spalovací komory, zejména
v blízkosti vstřikovače. Často vznikají ve velkých raketových
motorech v důsledku fluktuací ve tvaru kapek paliva a
okysličovadla a při jejich míšení v blízkosti vstřikovače.
Další možností vzniku vysokofrekvenčního módu vibračního
hoření je náhodná tlaková porucha o vysoké amplitudě
(detonační hoření) v délce několika mikrosekund, tzv. tlakové
oscilace (popping). Vzniku takových náhodných tlakových
oscilací lze zabránit překonstruováním vstřikovače.
Scheme of solid rocket engine
Tlak v komoře motoru na TPL :
Tlak určíme z rovnováhy vzniku plynů hořením
zrna a výtokem plynů tryskou:
GK
dGz
G K  Gkr 
d
- váhové množství plynu, vzniklé za
vteřinu hořením TPL,
G kr
- vteřinové množství plynu, vytékající
tryskou
dGz
d
- vteřinový přírůstek plynu ve spalovací
komoře, který zůstává v komoře a zaplňuje
objem, který vznikl vyhořením TPL.
GK  FU TPL
p o S kr  2 
G kr 


RTo  k  1 
d p
dGz
dVK
p
 VK
d
d
d
po S kr

1
k 1
p o S kr
2k

k 1

dVK
 FU
d
U  B pn
d p
d

1 dpo
RTo d
VK dpo

 FU  TPH   p 
RTo d
po  K I B TPL 
1
1 n
K I  F / S kr
Analýza stability hoření
• Z rovnice
pSkr


VK dp
 FBp n TPL
RTo d
s p  po  p :
S kr

VK dp  S kr
n 1
1  n p
  
 FBnpo  TPL p  
RTo d

 

• řešení:
 S kr RTo


1  n  
p  cte Exp 
  VK

• Stabilní hoření:
n 1
• Nestabilní hoření:
n 1
n  0,2  0,8
Hoření degresivní – povrch TPL se při hoření snižuje
Hoření progresivní – povrch TPL se při hoření zvětšuje
Hoření čelní – povrch hoření konstantní
Hoření ve válcovém kanálu – povrch hoření se zvětšuje
Mixer pro přípravu TPL
Kontrola homogennosti zrna TPL pomocí RTG záření
Vlastnosti TPL:
1) co největší obsah energie v 1 kg TPL,
2) co nejmenší závislost rychlosti hoření na počáteční
teplotě a tlaku,
3) co největší odolnost proti tvorbě trhlin během skladování a
funkce,
4) nízká cena ,
5) snadná manipulace a zpracování
Důležitá je podmínka 3): vzniklá trhlina v zrnu TPL zvětšuje
povrch hoření, což vede ke vzrůstu tlaku ve spalovací
komoře.
Výhody RM na TPL: jednoduchost, spolehlivost,
stálá připravenost k práci.
Nevýhody RM na TPL: nižší specifický impuls,
obtížná regulovatelnost tahu, malá možnost restartu,
vysoká cena TPL.
Hybrid rocket engine: SS1