Silnik rakietowy - Rocket engine

RS-68 testowany w NASA Stennis Space Center

A silnika rakiety na przechowywanie paliwa rakietowe jako mieszaniny reakcyjnej do formowania o dużej szybkości napędowej strumienia z gazem, zwykle wysokie temperatury płynu. Silniki rakietowe są silnikami reakcyjnymi , wytwarzającymi ciąg poprzez wyrzucanie masy do tyłu, zgodnie z trzecim prawem Newtona . Większość silników rakietowych wykorzystuje spalanie reaktywnych chemikaliów do dostarczania niezbędnej energii, ale istnieją również formy niepalne, takie jak silniki na zimny gaz i jądrowe rakiety cieplne . Pojazdy napędzane silnikami rakietowymi są potocznie nazywane rakietami . Pojazdy rakietowe mają własny utleniacz, w przeciwieństwie do większości silników spalinowych, więc silniki rakietowe mogą być używane w próżni do napędzania statków kosmicznych i pocisków balistycznych .

W porównaniu z innymi typami silników odrzutowych, silniki rakietowe są najlżejsze i mają największy ciąg, ale są najmniej wydajne (mają najniższy impuls właściwy ). Idealnym spalinem jest wodór , najlżejszy ze wszystkich pierwiastków, ale rakiety chemiczne wytwarzają mieszankę cięższych gatunków, zmniejszając prędkość spalin.

Silniki rakietowe stają się bardziej wydajne przy dużych prędkościach, dzięki efektowi Obertha .

Terminologia

Tutaj „rakieta” jest skrótem od „silnika rakietowego”.

Rakiety termiczne wykorzystują obojętne paliwo, ogrzewane elektrycznie ( napęd elektrotermiczny ) lub reaktor jądrowy ( jądrowa rakieta termiczna ).

Rakiety chemiczne są napędzane przez egzotermiczne reakcje chemiczne redukcyjno-utleniające paliwa:

Zasada działania

Uproszczony schemat rakiety na paliwo ciekłe.
  1. Płynne paliwo rakietowe
  2. Utleniacz
  3. Pompy przenoszą paliwo i utleniacz.
  4. Do komory spalania mieszanki i spala się te dwa płyny.
  5. Gorący wydech jest dławiony w gardle, co między innymi decyduje o wielkości wytwarzanego ciągu.
  6. Wydech opuszcza rakietę.
Uproszczony schemat rakiety na paliwo stałe.
  1. W rakiecie umieszcza się mieszankę paliwa stałego i utleniacza (propelent), z cylindrycznym otworem pośrodku.
  2. Zapalnik spala powierzchnię pędny.
  3. Cylindryczny otwór w paliwie pełni funkcję komory spalania .
  4. Gorący wydech jest dławiony w gardle, co między innymi decyduje o wielkości wytwarzanego ciągu.
  5. Wydech opuszcza rakietę.

Silniki rakietowe wytwarzają ciąg poprzez wyrzucanie płynu wydechowego , który został przyspieszony do dużej prędkości przez dyszę napędową . Płyn jest zwykle gazem wytwarzanym przez spalanie pod wysokim ciśnieniem (od 150 do 4350 funtów na cal kwadratowy (10 do 300 bar)) stałych lub ciekłych paliw pędnych , składających się z komponentów paliwa i utleniacza , w komorze spalania . Gdy gazy rozszerzają się przez dyszę, są przyspieszane do bardzo dużej ( naddźwiękowej ) prędkości, a reakcja na to popycha silnik w przeciwnym kierunku. Spalanie jest najczęściej stosowane w praktycznych rakietach, ponieważ dla uzyskania najlepszych osiągów pożądane są wysokie temperatury i ciśnienia.

Modelu rakiet alternatywny spalania jest rakieta wody , który stosuje się wodę pod ciśnieniem, za pomocą sprężonego powietrza, dwutlenku węgla , azotu , lub inne łatwo dostępne, gazu obojętnego.

Gaz pędny

Paliwo rakietowe to masa, która jest przechowywana, zwykle w jakiejś postaci zbiornika paliwa lub w samej komorze spalania, przed wyrzuceniem z silnika rakietowego w postaci strumienia płynu w celu wytworzenia ciągu.

Najczęściej stosowane są chemiczne paliwa rakietowe. Przechodzą one egzotermiczne reakcje chemiczne, wytwarzając gorący gaz, który jest wykorzystywany przez rakietę do celów napędowych. Alternatywnie, chemicznie obojętna masa reakcyjna może być ogrzewana przy użyciu wysokoenergetycznego źródła energii za pośrednictwem wymiennika ciepła, a wtedy nie stosuje się komory spalania.

Stałe paliwo rakietowe jest przygotowywane jako mieszanina paliwa i składników utleniających zwanych „ziarnem”, a obudowa zasobnika paliwa skutecznie staje się komorą spalania.

Zastrzyk

Rakiety napędzane paliwem płynnym wtłaczają oddzielne składniki paliwa i utleniacza do komory spalania, gdzie mieszają się i spalają. Hybrydowe silniki rakietowe wykorzystują kombinację paliw stałych i ciekłych lub gazowych. Zarówno rakiety płynne, jak i hybrydowe wykorzystują wtryskiwacze do wprowadzania paliwa do komory. Są to często szereg prostych dysz – otworów, przez które propelent ucieka pod ciśnieniem; ale czasami mogą być bardziej złożone dysze natryskowe. Kiedy wstrzykiwane są dwa lub więcej propelentów, strumienie zwykle celowo powodują ich zderzenie, ponieważ to rozbija strumień na mniejsze kropelki, które łatwiej się palą.

Komora spalania

W przypadku rakiet chemicznych komora spalania jest zwykle cylindryczna, a uchwyty płomienia , używane do utrzymywania części spalania w wolniej płynącej części komory spalania, nie są potrzebne. Wymiary butli są takie, że propelent jest w stanie dokładnie się spalić; aby mogło to nastąpić, różne paliwa rakietowe wymagają różnych rozmiarów komory spalania.

Prowadzi to do numeru o nazwie :

gdzie:

  • jest objętość komory
  • to obszar gardzieli dyszy.

L * jest zwykle w zakresie 64-152 centymetrów (25-60 cali).

Kombinacja temperatur i ciśnień zwykle osiąganych w komorze spalania jest zazwyczaj ekstremalna w każdym standardzie. W przeciwieństwie do silników odrzutowych oddychających powietrzem , nie występuje azot atmosferyczny, który rozcieńcza i chłodzi spalanie, a mieszanka paliwa może osiągnąć prawdziwe stosunki stechiometryczne . To, w połączeniu z wysokimi ciśnieniami, oznacza, że ​​szybkość przewodzenia ciepła przez ściany jest bardzo wysoka.

Aby paliwo i utleniacz mogły wpłynąć do komory, ciśnienie płynów pędnych wchodzących do komory spalania musi przekraczać ciśnienie wewnątrz samej komory spalania. Można to osiągnąć za pomocą różnych podejść projektowych, w tym turbopomp lub, w prostszych silnikach, poprzez odpowiednie ciśnienie w zbiorniku, aby przyspieszyć przepływ płynu. Ciśnienie w zbiorniku może być utrzymywane na kilka sposobów, w tym przez wysokociśnieniowy system zwiększania ciśnienia helu , wspólny dla wielu dużych silników rakietowych lub, w niektórych nowszych systemach rakietowych, przez spuszczanie wysokociśnieniowego gazu z obiegu silnika w celu samoczynnego zwiększenia ciśnienia paliwa Na przykład samociśnieniowy system gazowy statku kosmicznego SpaceX jest krytyczną częścią strategii SpaceX, która ma na celu zmniejszenie ilości płynów w rakietach nośnych z pięciu w starszej rodzinie pojazdów Falcon 9 do zaledwie dwóch w statku kosmicznym, eliminując nie tylko ciśnienie w zbiorniku helu, ale wszystkie propelenty hipergoliczne oraz azot do silników sterujących reakcją zimnego gazu .

Dysza

Ciąg rakiety jest spowodowany ciśnieniem działającym w komorze spalania i dyszy. Zgodnie z trzecim prawem Newtona na wydech działają równe i przeciwne ciśnienia, co przyspiesza go do dużych prędkości.

Gorący gaz wytworzony w komorze spalania może uchodzić przez otwór ("gardło"), a następnie przez rozbieżną sekcję rozprężną. Gdy do dyszy zostanie dostarczone wystarczające ciśnienie (około 2,5–3 razy większe od ciśnienia otoczenia), dysza dławi się i powstaje strumień naddźwiękowy, znacznie przyspieszając gaz, przekształcając większość energii cieplnej w energię kinetyczną. Prędkości wydechu różnią się w zależności od stopnia rozprężenia, dla którego zaprojektowano dyszę, ale prędkości wydechu nawet dziesięciokrotnie wyższe niż prędkość dźwięku w powietrzu na poziomie morza nie są rzadkością. Około połowa ciągu silnika rakietowego pochodzi z niezrównoważonych ciśnień wewnątrz komory spalania, a reszta pochodzi z ciśnień działających na wnętrze dyszy (patrz wykres). W miarę rozszerzania się gazu ( adiabatycznego ) ciśnienie na ściankach dyszy wymusza ruch silnika rakiety w jednym kierunku, podczas gdy gaz przyspiesza w drugim.

Cztery reżimy rozprężania dyszy de Lavala: • niedostatecznie poszerzony • doskonale poszerzony • nadmiernie poszerzony • rażąco nadmiernie poszerzony

Najczęściej stosowaną dyszą jest dysza de Lavala, dysza o stałej geometrii i wysokim współczynniku rozszerzalności. Duże wysunięcie dyszy w kształcie dzwonu lub stożka poza gardziel nadaje silnikowi rakietowemu charakterystyczny kształt.

Wyjście ciśnienie statyczne spalin strumienia zależy od ciśnienia w komorze, a stosunek wyjściem gardła obszarze dyszy. Ponieważ ciśnienie wyjściowe różni się od ciśnienia otoczenia (atmosferycznego), mówi się, że zatkana dysza

  • niedostatecznie rozprężony (ciśnienie wyjściowe większe od otoczenia),
  • doskonale rozszerzona (ciśnienie wyjściowe równe temperaturze otoczenia),
  • nadmiernie rozszerzony (ciśnienie wyjściowe mniejsze niż ciśnienie otoczenia; diamenty uderzeniowe tworzą się na zewnątrz dyszy), lub
  • rażąco nadmiernie rozciągnięty ( wewnątrz przedłużenia dyszy tworzy się fala uderzeniowa ).

W praktyce idealna ekspansja jest możliwa do osiągnięcia tylko z dyszą o zmiennym obszarze wylotu (ponieważ ciśnienie otoczenia spada wraz ze wzrostem wysokości) i nie jest możliwe powyżej pewnej wysokości, gdy ciśnienie otoczenia zbliża się do zera. Jeśli dysza nie jest idealnie rozciągnięta, następuje utrata wydajności. Zasadniczo nadmiernie rozciągnięte dysze tracą wydajność, ale mogą powodować problemy mechaniczne z dyszą. Dysze o stałym obszarze stają się coraz bardziej niedostatecznie rozprężone wraz ze wzrostem wysokości. Prawie wszystkie dysze de Lavala będą chwilowo nadmiernie rozprężane podczas rozruchu w atmosferze.

Wydajność dyszy zależy od pracy w atmosferze, ponieważ ciśnienie atmosferyczne zmienia się wraz z wysokością; ale ze względu na naddźwiękowe prędkości gazu wychodzącego z silnika rakietowego, ciśnienie odrzutowca może być niższe lub wyższe od otoczenia, a równowaga między nimi nie jest osiągana na wszystkich wysokościach (patrz wykres).

Ciśnienie wsteczne i optymalna ekspansja

Aby uzyskać optymalną wydajność, ciśnienie gazu na końcu dyszy powinno być równe ciśnieniu otoczenia: jeśli ciśnienie spalin jest niższe niż ciśnienie otoczenia, pojazd zostanie spowolniony przez różnicę ciśnień między górną częścią silnika i wyjście; z drugiej strony, jeśli ciśnienie spalin jest wyższe, to ciśnienie spalin, które można było przekształcić w ciąg, nie jest przekształcane, a energia jest marnowana.

Aby utrzymać ten ideał równości między ciśnieniem wylotowym spalin a ciśnieniem otoczenia, średnica dyszy musiałaby wzrastać wraz z wysokością, dając ciśnieniu dłuższą dyszę do działania (i zmniejszając ciśnienie wylotowe i temperaturę). Ten wzrost jest trudny do zaaranżowania w sposób lekki, chociaż rutynowo robi się to w przypadku innych rodzajów silników odrzutowych. W rakietach generalnie stosuje się lekką, kompromisową dyszę, a pewne zmniejszenie wydajności atmosferycznej występuje, gdy jest używana na innej niż „wysokość projektowa” lub gdy jest dławiona. Aby to poprawić, zaproponowano różne egzotyczne konstrukcje dysz, takie jak dysza korkowa , dysze stopniowane , dysza rozprężna i aerospike , z których każda zapewnia pewien sposób dostosowania do zmieniającego się ciśnienia powietrza w otoczeniu i każda umożliwia dalsze rozszerzanie się gazu w stosunku do dyszy , dając dodatkowy ciąg na większych wysokościach.

Podczas wydechu do wystarczająco niskiego ciśnienia otoczenia (podciśnienia) pojawia się kilka problemów. Jednym z nich jest sama waga dyszy — poza pewnym punktem, w przypadku konkretnego pojazdu, dodatkowa waga dyszy przewyższa jakąkolwiek uzyskaną wydajność. Po drugie, gdy gazy wydechowe adiabatycznie rozszerzają się w dyszy, ochładzają się iw końcu niektóre chemikalia mogą zamarznąć, wytwarzając „śnieg” w strumieniu. Powoduje to niestabilność odrzutowca i należy tego unikać.

W dyszy de Lavala oderwanie przepływu spalin nastąpi w rażąco rozciągniętej dyszy. Ponieważ punkt oderwania nie będzie równomierny wokół osi silnika, na silnik może zostać przyłożona siła boczna. Ta siła boczna może się zmieniać z czasem i powodować problemy z kontrolą wyrzutni.

Zaawansowane konstrukcje kompensujące wysokość , takie jak aerospike lub dysza korkowa , próbują zminimalizować straty wydajności, dostosowując się do zmieniającego się współczynnika rozszerzalności spowodowanego zmianą wysokości.

Wydajność paliwa

Typowe profile temperatury (T), ciśnienia (p) i prędkości (v) w dyszy de Laval

Aby silnik rakietowy był wydajny jak paliwo, ważne jest, aby przez określoną ilość paliwa wytworzyć maksymalne możliwe ciśnienia na ściankach komory i dyszy; ponieważ to jest źródło ciągu. Można to osiągnąć za pomocą wszystkich:

  • podgrzanie gazu pędnego do jak najwyższej temperatury (stosując paliwo wysokoenergetyczne, zawierające wodór i węgiel, a czasami metale takie jak aluminium , a nawet wykorzystując energię jądrową)
  • przy użyciu gazu o niskiej gęstości właściwej (jak najbardziej bogatego w wodór)
  • przy użyciu propelentów, które są lub rozkładają się na proste cząsteczki o kilku stopniach swobody, aby zmaksymalizować prędkość translacyjną

Ponieważ wszystkie te rzeczy minimalizują masę użytego paliwa, a ciśnienie jest proporcjonalne do masy gazu, który ma być przyspieszany, gdy pcha on na silnik, i ponieważ z trzeciego prawa Newtona ciśnienie, które działa na silnik, również działa odwrotnie. na paliwie okazuje się, że dla dowolnego silnika prędkość, z jaką paliwo opuszcza komorę, nie ma wpływu na ciśnienie w komorze (chociaż ciąg jest proporcjonalny). Jednak na prędkość mają znaczny wpływ wszystkie trzy powyższe czynniki, a prędkość spalin jest doskonałą miarą wydajności paliwa silnika. Nazywa się to prędkością spalin , a po uwzględnieniu czynników, które mogą ją zmniejszyć, efektywna prędkość spalin jest jednym z najważniejszych parametrów silnika rakietowego (chociaż waga, koszt, łatwość wykonania itp. są zwykle bardzo ważne). .

Ze względów aerodynamicznych przepływ staje się dźwiękowy („ dławiki ”) w najwęższej części dyszy, „gardle”. Ponieważ prędkość dźwięku w gazach wzrasta wraz z pierwiastkiem kwadratowym temperatury, zastosowanie gorących spalin znacznie poprawia wydajność. Dla porównania, w temperaturze pokojowej prędkość dźwięku w powietrzu wynosi około 340 m/s, podczas gdy prędkość dźwięku w gorącym gazie silnika rakietowego może przekraczać 1700 m/s; duża część tych osiągów wynika z wyższej temperatury, ale dodatkowo paliwa rakietowe są wybierane tak, aby miały niską masę cząsteczkową, co również daje większą prędkość w porównaniu z powietrzem.

Ekspansja w dyszy rakiety następnie dodatkowo zwielokrotnia prędkość, zwykle od 1,5 do 2 razy, dając wysoce skolimowany hipersoniczny strumień wydechowy. Przyrost prędkości dyszy rakietowej determinowany jest głównie przez jej współczynnik rozszerzalności powierzchniowej – stosunek powierzchni wylotu do powierzchni gardzieli, ale ważne są również szczegółowe właściwości gazu. Dysze o większym współczynniku są bardziej masywne, ale są w stanie wydobyć więcej ciepła ze spalin, zwiększając prędkość spalin.

Wektorowanie naporu

Pojazdy zazwyczaj wymagają całkowitego ciągu, aby zmienić kierunek na całej długości spalania. Opracowano kilka różnych sposobów, aby to osiągnąć:

  • Cały silnik jest zamontowany na zawiasie lub przegubie, a wszelkie doprowadzenia paliwa docierają do silnika za pomocą niskociśnieniowych elastycznych rur lub złączy obrotowych.
  • Tylko komora spalania i dysza są przegubowe, pompy są nieruchome, a do silnika mocuje się wysokociśnieniowe źródła zasilania.
  • Wiele silników (często pochylonych pod niewielkimi kątami) jest rozmieszczonych, ale dławionych, aby uzyskać ogólny wymagany wektor, co daje tylko bardzo małą karę.
  • Łopatki wysokotemperaturowe wystają do wylotu i można je przechylić, aby odchylić strumień.

Całkowita wydajność

Technologia rakiety można łączyć bardzo wysokiego ciśnienia ( meganewtons ), bardzo wysokie prędkości spalin (około 10 razy większa od prędkości dźwięku w powietrzu na poziomie morza) i bardzo wysokiego ciśnienia / stosunki wagowe (> 100) równolegle oraz są zdolne do działania na zewnątrz atmosfery, a jednocześnie pozwalając na stosowanie niskociśnieniowych, a co za tym idzie lekkich zbiorników i konstrukcji.

Rakiety mogą być dalej optymalizowane w celu uzyskania jeszcze bardziej ekstremalnych osiągów wzdłuż jednej lub więcej z tych osi kosztem pozostałych.

Specyficzny impuls

I sp w próżni różnych rakiet
Rakieta Propelenty ja sp , próżnia (y)

Silniki płynne promu kosmicznego
LOX / lewy 2 453

Silniki stałe promu kosmicznego
APPP 268
Prom kosmiczny
OMS
NTO / MMH 313
Saturn V
etap 1
LOX / RP-1 304

Najważniejszą miarą wydajności silnika rakietowego jest impuls na jednostkę paliwa , który nazywa się impulsem właściwym (zazwyczaj zapisywanym ). Jest to mierzone jako prędkość ( efektywna prędkość spalin w metrach/sekundę lub stopach/s) lub jako czas (sekundy). Na przykład, jeśli silnik wytwarzający 100 funtów ciągu działa przez 320 sekund i spala 100 funtów paliwa, wtedy impuls właściwy wynosi 320 sekund. Im wyższy impuls właściwy, tym mniej paliwa jest potrzebne do dostarczenia pożądanego impulsu.

Impuls właściwy, który można osiągnąć, jest przede wszystkim funkcją mieszanki propelentu (i ostatecznie ograniczałby impuls właściwy), ale praktyczne ograniczenia ciśnień w komorze i współczynników rozszerzalności dysz zmniejszają osiągane osiągi.

Ciąg netto

Poniżej znajduje się przybliżone równanie do obliczania ciągu netto silnika rakietowego:

gdzie:  
= przepływ masowy spalin
= efektywna prędkość spalin (czasami oznaczana inaczej jako c w publikacjach)
= efektywna prędkość strumienia, gdy Pamb = Pe
= powierzchnia przepływu w płaszczyźnie wylotu dyszy (lub płaszczyźnie, w której strumień opuszcza dyszę, jeśli przepływ jest rozdzielony)
= ciśnienie statyczne w płaszczyźnie wylotowej dyszy
= ciśnienie otoczenia (lub atmosferyczne)

Ponieważ, w przeciwieństwie do silnika odrzutowego, konwencjonalny silnik rakietowy nie ma wlotu powietrza, nie ma „oporu tłoka”, który można by odjąć od całkowitego ciągu. W konsekwencji, ciąg netto silnika rakietowego jest równy ciągowi brutto (oprócz statycznego przeciwciśnienia).

Termin oznacza ciąg pędu, który pozostaje na stałym poziomie w danym ustawieniu przepustnicy, podczas gdy termin oznacza określenie oporową ciśnienia. Przy pełnym otwarciu przepustnicy ciąg netto silnika rakietowego poprawia się nieznacznie wraz ze wzrostem wysokości, ponieważ wraz ze spadkiem ciśnienia atmosferycznego wraz z wysokością wzrasta wartość ciągu. Na powierzchni Ziemi napór ciśnienia może być zmniejszony nawet o 30%, w zależności od konstrukcji silnika. Ta redukcja spada w przybliżeniu wykładniczo do zera wraz ze wzrostem wysokości.

Maksymalną wydajność silnika rakietowego osiąga się poprzez maksymalizację udziału pędu w równaniu bez ponoszenia kar z powodu nadmiernego rozszerzania się wydechu. Dzieje się tak, gdy . Ponieważ ciśnienie otoczenia zmienia się wraz z wysokością, większość silników rakietowych spędza bardzo mało czasu na pracy z maksymalną wydajnością.

Ponieważ impuls właściwy to siła podzielona przez natężenie przepływu masy, równanie to oznacza, że ​​impuls właściwy zmienia się wraz z wysokością.

Impuls właściwy próżni, ja sp

Ze względu na specyficzny impuls zmieniający się wraz z ciśnieniem, użyteczna jest wielkość, którą można łatwo porównać i obliczyć. Ponieważ rakiety dławią się w gardzieli, a naddźwiękowy wydech zapobiega przemieszczaniu się zewnętrznych wpływów ciśnienia w górę strumienia, okazuje się, że ciśnienie na wylocie jest idealnie dokładnie proporcjonalne do przepływu paliwa , pod warunkiem zachowania proporcji mieszanki i wydajności spalania. Jest więc dość normalne, aby nieco zmienić powyższe równanie:

i tak zdefiniuj Isp podciśnienia jako:

gdzie:

 = prędkość charakterystyczna komory spalania (zależna od materiałów pędnych i wydajności spalania)
 = stała współczynnika ciągu dyszy (w zależności od geometrii dyszy, zwykle około 2)

I stąd:

dławienie

Rakiety można dławić, kontrolując szybkość spalania paliwa (zwykle mierzoną w kg/s lub lb/s). W rakietach płynnych i hybrydowych przepływ paliwa wchodzącego do komory jest kontrolowany za pomocą zaworów, w rakietach na paliwo stałe jest kontrolowany poprzez zmianę obszaru płonącego paliwa i można to zaprojektować w ziarno paliwa (a zatem nie można nim sterować w rzeczywistych warunkach). czas).

Rakiety można zwykle zdławić do ciśnienia wyjściowego około jednej trzeciej ciśnienia otoczenia (często ograniczonego przez separację przepływu w dyszach) i do maksymalnego limitu określonego tylko przez wytrzymałość mechaniczną silnika.

W praktyce stopień, w jakim można dławić rakiety, jest bardzo zróżnicowany, ale większość rakiet można zdławić ze współczynnikiem 2 bez większych trudności; typowym ograniczeniem jest stabilność spalania, ponieważ na przykład wtryskiwacze potrzebują minimalnego ciśnienia, aby uniknąć wywoływania szkodliwych oscylacji (tłuczenia lub niestabilności spalania); ale wtryskiwacze można zoptymalizować i przetestować dla szerszych zakresów. Na przykład niektóre nowsze konstrukcje silników na paliwo ciekłe, które zostały zoptymalizowane pod kątem większej zdolności dławienia ( BE-3 , Raptor ), mogą być dławione do zaledwie 18–20 procent ciągu znamionowego. Rakiety na paliwo stałe można dławić za pomocą ukształtowanych ziaren, które zmieniają swoją powierzchnię w trakcie spalania.

Efektywności energetycznej

Sprawność mechaniczna pojazdu rakietowego jako funkcja chwilowej prędkości pojazdu podzielona przez efektywną prędkość spalin. Te wartości procentowe należy pomnożyć przez wewnętrzną sprawność silnika, aby uzyskać ogólną sprawność.

Dysze silników rakietowych są zaskakująco wydajnymi silnikami cieplnymi wytwarzającymi strumień o dużej prędkości, co jest konsekwencją wysokiej temperatury spalania i wysokiego stopnia sprężania . Dysze rakietowe dają doskonałe przybliżenie ekspansji adiabatycznej, która jest procesem odwracalnym, a zatem dają wydajność bardzo zbliżoną do cyklu Carnota . Biorąc pod uwagę osiągnięte temperatury, ponad 60% wydajności można osiągnąć za pomocą rakiet chemicznych.

W przypadku pojazdu z silnikiem rakietowym sprawność energetyczna jest bardzo dobra, jeśli prędkość pojazdu zbliża się lub nieco przekracza prędkość spalin (w stosunku do startu); ale przy niskich prędkościach sprawność energetyczna spada do 0% przy zerowej prędkości (jak w przypadku wszystkich napędów odrzutowych ). Zobacz efektywność energetyczną rakiet, aby uzyskać więcej informacji.

Stosunek ciągu do masy

Rakiety ze wszystkich silników odrzutowych, a właściwie wszystkich silników, mają najwyższy stosunek ciągu do masy. Dotyczy to zwłaszcza silników rakietowych na ciecz.

Ta wysoka wydajność wynika z małej objętości zbiorników ciśnieniowych, z których składa się silnik — związanych z nimi pomp, rur i komór spalania. Brak kanału wlotowego i zastosowanie gęstego ciekłego paliwa sprawia, że ​​układ ciśnieniowy jest mały i lekki, podczas gdy silniki kanałowe muszą radzić sobie z powietrzem o około trzy rzędy wielkości mniejszej gęstości.

Silnik odrzutowy lub rakietowy Masa Pchnięcie, próżnia
Stosunek ciągu do masy
(kg) (funt) (kN) (funty siłowe)
Rakietowy silnik jądrowy RD-0410 2000 4400 35,2 7900 1,8
Silnik odrzutowy J58 ( SR-71 Blackbird ) 2722 6 001 150 34 000 5.2
Rolls-Royce/Snecma Olympus 593
turboodrzutowy z dogrzewaniem ( Concorde )
3175 7000 169,2 38 000 5.4
Pratt & Whitney F119 1800 3900 91 20 500 7,95
Silnik rakietowy RD-0750 , tryb na trzy paliwo 4621 10,188 1413 318 000 31,2
Silnik rakietowy RD-0146 260 570 98 22 000 38,4
Silnik rakietowy Rocketdyne RS-25 3177 7,004 2278 512 000 73,1
Silnik rakietowy RD-180 5,393 11 890 4152 933 000 78,5
Silnik rakietowy RD-170 9750 21 500 7887 1 773 000 82,5
F-1 ( pierwszy stopień Saturn V ) 8391 18 499 7740,5 1 740 100 94,1
Silnik rakietowy NK-33 1222 2694 1,638 368 000 136,7
Silnik rakietowy Merlin 1D , wersja z pełnym ciągiem 467 1030 825 185 000 180,1

Spośród użytych ciekłych propelentów gęstość jest najniższa dla ciekłego wodoru . Chociaż to paliwo ma najwyższy impuls właściwy , jego bardzo niska gęstość (około jedna czternasta gęstości wody) wymaga większych i cięższych turbopomp i rurociągów, co zmniejsza stosunek ciągu do masy silnika (np. RS-25) w porównaniu do tych które nie (NK-33).

Chłodzenie

Ze względu na wydajność pożądane są wyższe temperatury, ale materiały tracą swoją wytrzymałość, jeśli temperatura staje się zbyt wysoka. Rakiety działają z temperaturami spalania, które mogą osiągnąć 3500 K (3200 ° C; 5800 ° F).

Większość innych silników odrzutowych ma turbiny gazowe w gorących spalinach. Ze względu na większą powierzchnię są trudniejsze do schłodzenia, stąd konieczność prowadzenia procesów spalania w znacznie niższych temperaturach, tracąc sprawność. Ponadto silniki kanałowe wykorzystują jako utleniacz powietrze, które zawiera 78% w dużej mierze niereaktywnego azotu, który rozcieńcza reakcję i obniża temperaturę. Rakiety nie mają żadnego z tych nieodłącznych ograniczników temperatury spalania.

Temperatury osiągane podczas spalania w silnikach rakietowych często znacznie przekraczają temperatury topnienia materiałów dyszy i komory spalania (około 1200 K dla miedzi). Większość materiałów budowlanych również będzie się paliła, jeśli zostanie wystawiona na działanie utleniacza o wysokiej temperaturze, co prowadzi do szeregu wyzwań projektowych. Dysza i ściany komory spalania nie mogą się spalać, topić ani odparowywać (czasami żartobliwie określane jako „wylot bogaty w silnik”).

Rakiety, w których wykorzystuje się typowe materiały konstrukcyjne, takie jak aluminium, stal, nikiel lub stopy miedzi, muszą wykorzystywać układy chłodzenia, aby ograniczyć temperatury, jakich doświadczają konstrukcje silnika. Chłodzenie regeneracyjne , w którym propelent jest przepuszczany przez rury wokół komory spalania lub dyszy, oraz inne techniki, takie jak chłodzenie kurtynowe lub chłodzenie filmowe, są stosowane w celu wydłużenia żywotności dyszy i komory. Techniki te zapewniają, że gazowa termiczna warstwa graniczna stykająca się z materiałem jest utrzymywana poniżej temperatury, która spowodowałaby katastrofalne uszkodzenie materiału.

Dwa wyjątki, które mogą bezpośrednio podtrzymywać temperaturę spalania rakiet, to grafit i wolfram , chociaż oba podlegają utlenianiu, jeśli nie są chronione. Technologia materiałowa w połączeniu z konstrukcją silnika jest czynnikiem ograniczającym w rakietach chemicznych.

W rakietach strumienie ciepła, które mogą przechodzić przez ścianę, należą do najwyższych w inżynierii; strumienie zazwyczaj mieszczą się w zakresie 100–200 MW/m 2 . Najsilniejsze strumienie ciepła znajdują się w gardzieli, która często jest dwukrotnie wyższa niż w powiązanej komorze i dyszy. Wynika to z połączenia dużych prędkości (co daje bardzo cienką warstwę graniczną) i chociaż niższych niż w komorze, obserwowanych tam wysokich temperatur. (Patrz § Dysza powyżej, aby uzyskać informacje na temat temperatur w dyszy).

W rakietach metody chłodzenia obejmują:

  1. niechłodzony (używany do krótkich serii, głównie podczas testów)
  2. ściany ablacyjne (ściany wyłożone są materiałem, który jest stale odparowywany i odprowadzany)
  3. chłodzenie radiacyjne (komora rozgrzewa się prawie do białości i oddaje ciepło)
  4. chłodzenie zrzutu (propelent, zwykle wodór , jest przepuszczany przez komorę i zrzucany)
  5. chłodzenie regeneracyjne ( rakiety płynne wykorzystują paliwo lub czasami utleniacz do chłodzenia komory przez płaszcz chłodzący przed wtryskiem)
  6. chłodzenie kurtynowe (wtrysk paliwa jest rozmieszczony tak, aby temperatura gazów na ścianach była niższa)
  7. chłodzenie filmowe (powierzchnie są zwilżane ciekłym propelentem, który schładza się wraz z parowaniem)

We wszystkich przypadkach efekt chłodzenia, który zapobiega zniszczeniu ścianki, jest powodowany przez cienką warstwę płynu izolującego ( warstwa graniczna ) stykająca się ze ściankami, która jest znacznie niższa niż temperatura spalania. Pod warunkiem, że ta warstwa graniczna jest nienaruszona, ściana nie zostanie uszkodzona.

Przerwanie warstwy granicznej może wystąpić podczas awarii chłodzenia lub niestabilności spalania, a uszkodzenie ściany zwykle pojawia się wkrótce po.

W przypadku chłodzenia regeneracyjnego druga warstwa graniczna znajduje się w kanałach chłodzących wokół komory. Ta grubość warstwy granicznej musi być jak najmniejsza, ponieważ warstwa graniczna działa jak izolator między ścianą a chłodziwem. Można to osiągnąć przez maksymalne zwiększenie prędkości chłodziwa w kanałach.

W praktyce chłodzenie regeneracyjne prawie zawsze stosuje się w połączeniu z chłodzeniem kurtynowym i/lub chłodzeniem foliowym.

Silniki zasilane paliwem płynnym są często napędzane paliwem bogatym , co obniża temperaturę spalania. Zmniejsza to obciążenie cieplne silnika i pozwala na tańsze materiały i uproszczony system chłodzenia. Może to również zwiększyć wydajność poprzez obniżenie średniej masy cząsteczkowej spalin i zwiększenie wydajności, z jaką ciepło spalania jest przekształcane w energię kinetyczną spalin.

Problemy mechaniczne

Komory spalania rakiet są zwykle obsługiwane pod dość wysokim ciśnieniem, zwykle 10-200  barów (1-20  MPa, 150-3000  psi). Podczas pracy przy znacznym ciśnieniu atmosferycznym wyższe ciśnienie w komorze spalania zapewnia lepszą wydajność, umożliwiając zamontowanie większej i bardziej wydajnej dyszy bez jej nadmiernego rozprężenia.

Jednak te wysokie ciśnienia powodują, że najbardziej zewnętrzna część komory jest poddawana bardzo dużym naprężeniom obwodowym – silniki rakietowe to zbiorniki ciśnieniowe .

Co gorsza, ze względu na wysokie temperatury powstające w silnikach rakietowych stosowane materiały mają zwykle znacznie obniżoną wytrzymałość na rozciąganie.

Ponadto w ściankach komory i dyszy tworzą się znaczne gradienty temperatury, które powodują zróżnicowane rozszerzanie się wkładki wewnętrznej, co powoduje powstawanie naprężeń wewnętrznych .

Problemy akustyczne

Ekstremalne wibracje i środowisko akustyczne wewnątrz silnika rakietowego często powodują naprężenia szczytowe znacznie powyżej średnich wartości, zwłaszcza w obecności rezonansów przypominających piszczałki organowe i turbulencji gazowych.

Niestabilności spalania

Spalanie może wykazywać niepożądane niestabilności o charakterze nagłym lub okresowym. Ciśnienie w komorze wtryskowej może wzrastać aż do zmniejszenia przepływu gazu pędnego przez płytkę wtryskiwacza; chwilę później ciśnienie spada i przepływ wzrasta, wstrzykując więcej paliwa do komory spalania, która chwilę później spala się i ponownie zwiększa ciśnienie w komorze, powtarzając cykl. Może to prowadzić do oscylacji ciśnienia o dużej amplitudzie, często w zakresie ultradźwiękowym, co może spowodować uszkodzenie silnika. Oscylacje ±200 psi przy 25 kHz były przyczyną awarii wczesnych wersji silników drugiego stopnia rakiet Titan II . Innym rodzajem awarii jest przejście od deflagracji do detonacji ; naddźwiękowa fala ciśnienia powstająca w komorze spalania może zniszczyć silnik.

Niestabilność spalania była również problemem podczas rozwoju Atlasa . Stwierdzono, że silniki Rocketdyne stosowane w rodzinie Atlas cierpią z powodu tego efektu w kilku statycznych testach strzelania, a trzy wystrzelenia pocisków eksplodowały na podkładce z powodu gwałtownego spalania w silnikach wspomagających. W większości przypadków miało to miejsce podczas próby uruchomienia silników metodą „suchego startu”, w której mechanizm zapłonowy byłby uruchamiany przed wtryskiem paliwa. Podczas procesu oceniania Atlasa dla Projektu Merkury , rozwiązanie problemu niestabilności spalania miało wysoki priorytet, a ostatnie dwa loty Merkurego miały zmodernizowany układ napędowy z przesterowanymi wtryskiwaczami i hipergolicznym zapłonnikiem.

Problemem dotykającym pojazdy Atlas było głównie zjawisko tak zwanego „toru wyścigowego”, w którym płonące paliwo wirowało w kółko z coraz większą prędkością, wytwarzając w końcu wibracje wystarczająco silne, aby rozerwać silnik, prowadząc do całkowitego zniszczenia rakiety. W końcu rozwiązano to, dodając kilka przegród wokół czoła wtryskiwacza, aby rozbić wirujący materiał pędny.

Co ważniejsze, niestabilność spalania była problemem z silnikami Saturn F-1. Niektóre z pierwszych testowanych egzemplarzy eksplodowały podczas statycznego strzelania, co doprowadziło do dodania przegród wtryskiwaczy.

W radzieckim programie kosmicznym niestabilność spalania okazała się również problemem w niektórych silnikach rakietowych, w tym w silniku RD-107 używanym w rodzinie R-7 i RD-216 używanym w rodzinie R-14, i wystąpiło kilka awarii tych pojazdów zanim problem został rozwiązany. Radzieckie procesy inżynieryjne i produkcyjne nigdy w zadowalający sposób nie rozwiązały problemu niestabilności spalania w większych silnikach RP-1/LOX, więc silnik RD-171 używany do zasilania rodziny Zenit nadal wykorzystywał cztery mniejsze komory oporowe zasilane przez wspólny mechanizm silnika.

Niestabilność spalania może być spowodowana pozostałościami rozpuszczalników czyszczących w silniku (np. pierwsza próba startu Titana II w 1962 roku), odbita fala uderzeniowa, początkowa niestabilność po zapłonie, eksplozja w pobliżu dyszy odbijającej się w komorze spalania oraz wiele więcej czynników. W stabilnych konstrukcjach silników oscylacje są szybko tłumione; w niestabilnych projektach utrzymują się przez dłuższy czas. Powszechnie stosowane są tłumiki drgań.

Okresowe zmiany ciągu, spowodowane niestabilnością spalania lub podłużnymi drganiami konstrukcji między zbiornikami a silnikami, które modulują przepływ paliwa, są znane jako „ oscylacje pogo ” lub „pogo”, od nazwy drążka pogo .

Występują trzy różne rodzaje niestabilności spalania:

Chugging

Jest to oscylacja o niskiej częstotliwości przy kilku hercach w ciśnieniu w komorze, zwykle spowodowana zmianami ciśnienia w przewodach zasilających spowodowanymi zmianami przyspieszenia pojazdu. Może to powodować cykliczne zmiany ciągu, a skutki mogą być różne, od denerwującego do faktycznego uszkodzenia ładunku lub pojazdu. Chugging można zminimalizować, stosując wypełnione gazem rurki tłumiące na liniach zasilających materiały pędne o dużej gęstości.

Brzęczenie

Może to być spowodowane niewystarczającym spadkiem ciśnienia na wtryskiwaczach. Generalnie jest to w większości irytujące, a nie szkodliwe. Jednak w skrajnych przypadkach spalanie może zostać cofnięte przez wtryskiwacze – może to spowodować wybuchy z jednopędnikami.

Pisk

Jest to najbardziej szkodliwe i najtrudniejsze do kontrolowania. Wynika to z akustyki w komorze spalania, która często łączy się z chemicznymi procesami spalania, które są głównymi motorami uwalniania energii i mogą prowadzić do niestabilnego „pisku” rezonansowego, który często prowadzi do katastrofalnej awarii z powodu ścieńczenia izolacyjnej granicy termicznej warstwa. Drgania akustyczne mogą być wzbudzane przez procesy termiczne, takie jak przepływ gorącego powietrza przez rurę lub spalanie w komorze. W szczególności stojące fale akustyczne wewnątrz komory mogą zostać wzmocnione, jeśli spalanie zachodzi intensywniej w obszarach, w których ciśnienie fali akustycznej jest maksymalne. Takie efekty są bardzo trudne do przewidzenia analitycznego podczas procesu projektowania i zwykle rozwiązywane są za pomocą drogich, czasochłonnych i obszernych testów w połączeniu z próbami i błędami naprawczymi.

Pisk jest często rozwiązywany przez szczegółowe zmiany w wtryskiwaczach, zmiany w składzie chemicznym propelentu, odparowanie propelentu przed wtryskiem lub zastosowanie tłumików Helmholtza w komorach spalania w celu zmiany trybów rezonansowych komory.

Badania pod kątem możliwości pisków są czasami wykonywane przez wysadzanie małych ładunków wybuchowych poza komorą spalania za pomocą rurki ustawionej stycznie do komory spalania w pobliżu wtryskiwaczy w celu określenia odpowiedzi impulsowej silnika, a następnie oceny odpowiedzi czasowej ciśnienia w komorze – szybki powrót do zdrowia wskazuje na stabilny system.

Hałas wydechowy

Dla wszystkich, z wyjątkiem najmniejszych rozmiarów, wydech rakietowy w porównaniu z innymi silnikami jest ogólnie bardzo głośny. Gdy naddźwiękowy wydech miesza się z otaczającym powietrzem, powstają fale uderzeniowe . Przestrzeni transfer generowany 200 dB (A) hałasu wokół swej podstawy. Aby zmniejszyć to, a także ryzyko uszkodzenia ładunku lub obrażeń załogi na szczycie stosu, mobilną platformę wyrzutni wyposażono w system tłumienia dźwięku, który rozpylił 1,1 miliona litrów (290 000 galonów amerykańskich) wody wokół podstawy rakiety w 41 roku. sekund w momencie uruchomienia. Korzystanie z tego systemu utrzymywało poziom hałasu w przestrzeni ładunkowej na poziomie 142 dB.

Natężenie dźwięku generowanego przez fale uderzeniowe zależy od wielkości rakiety i prędkości spalin. Takie fale uderzeniowe wydają się odpowiadać za charakterystyczne trzaski i trzaski wydawane przez duże silniki rakietowe, gdy słyszy się je na żywo. Te szczyty szumów zwykle przeciążają mikrofony i elektronikę audio, a więc są ogólnie osłabione lub całkowicie nieobecne w nagranych lub nadawanych reprodukcjach audio. W przypadku dużych rakiet z bliskiej odległości efekty akustyczne mogą rzeczywiście zabić.

Co bardziej niepokojące dla agencji kosmicznych, takie poziomy dźwięku mogą również uszkodzić konstrukcję startową lub, co gorsza, zostać odbite od stosunkowo delikatnej rakiety powyżej. To dlatego podczas startów zwykle zużywa się tak dużo wody. Strumień wody zmienia właściwości akustyczne powietrza i zmniejsza lub odchyla energię dźwięku z dala od rakiety.

Ogólnie rzecz biorąc, hałas jest najbardziej intensywny, gdy rakieta znajduje się blisko ziemi, ponieważ hałas silników promieniuje z dala od odrzutowca i odbija się od ziemi. Ponadto, gdy pojazd porusza się powoli, niewielka ilość energii chemicznej wprowadzanej do silnika może zostać wykorzystana na zwiększenie energii kinetycznej rakiety (ponieważ użyteczna moc P przekazywana do pojazdu jest przeznaczona dla ciągu F i prędkości V ). Wtedy największa część energii jest rozpraszana w interakcji spalin z otaczającym powietrzem, wytwarzając hałas. Hałas ten można nieco zredukować za pomocą rowów ogniowych z dachami, wtrysku wody wokół strumienia i odchylania strumienia pod pewnym kątem.

Testowanie

Silniki rakietowe są zwykle testowane statycznie w ośrodku testowym przed wprowadzeniem do produkcji. W przypadku silników na dużych wysokościach należy użyć krótszej dyszy lub przetestować rakietę w dużej komorze próżniowej.

Bezpieczeństwo

Pojazdy rakietowe mają reputację niewiarygodnych i niebezpiecznych; szczególnie katastrofalne awarie. Wbrew tej reputacji, starannie zaprojektowane rakiety mogą być dowolnie niezawodne. W zastosowaniach wojskowych rakiety nie są zawodne. Jednak jednym z głównych pozawojskowych zastosowań rakiet jest wystrzeliwanie na orbitę. W tym zastosowaniu, premia była zazwyczaj kładziona na minimalną wagę i trudno jest osiągnąć jednocześnie wysoką niezawodność i niską wagę. Dodatkowo, jeśli liczba startowanych lotów jest niewielka, istnieje bardzo duże prawdopodobieństwo, że błąd konstrukcyjny, eksploatacyjny lub produkcyjny spowoduje zniszczenie pojazdu.

Rodzina Saturna (1961-1975)

Silnik Rocketdyne H-1 , używany w grupie ośmiu w pierwszym etapie rakiet nośnych Saturn I i Saturn IB , nie doznał katastrofalnych awarii w 152 lotach. Silnik Pratt and Whitney RL10 , użyty w grupie sześciu w drugim stopniu Saturn I, nie miał żadnych katastrofalnych awarii w 36 lotach. Silnik Rocketdyne F-1 , użyty w grupie pięciu w pierwszym etapie Saturn V , nie uległ awarii w 65 lotach. Silnik Rocketdyne J-2 , używany w grupie pięciu w drugim stopniu Saturn V i pojedynczo w drugim stopniu Saturn IB i trzecim stopniu Saturn V, nie miał żadnych katastrofalnych awarii w 86 lotach.

Wahadłowiec kosmiczny (1981-2011)

Space Shuttle stałe Rocket Booster , stosowany w parach, spowodowane jednym istotnym katastrof w 270 maszynowni lotów.

W RS-25 stosowane w klastrze trzech przyleciał w 46 odnowionych jednostek silnikowych. Wykonano w sumie 405 lotów silnikami bez katastrofalnych awarii podczas lotu. Jeden w locie RS-25 awaria silnika wystąpił podczas Space Shuttle Challenger „s STS-51-F misji. Ta porażka nie miała wpływu na cele misji ani czas jej trwania.

Chemia

Propelenty rakietowe wymagają wysokiej energii na jednostkę masy ( energia właściwa ), którą należy zrównoważyć z tendencją wysokoenergetycznych paliw do spontanicznego wybuchu. Zakładając, że chemiczna energia potencjalna materiałów pędnych może być bezpiecznie magazynowana, proces spalania powoduje uwolnienie dużej ilości ciepła. Znaczna część tego ciepła jest przekazywana energii kinetycznej w dyszy silnika, napędzając rakietę do przodu w połączeniu z masą uwolnionych produktów spalania.

Idealnie, cała energia reakcji pojawia się jako energia kinetyczna spalin, ponieważ prędkość spalin jest najważniejszym parametrem wydajności silnika. Jednak prawdziwymi gatunkami spalin są cząsteczki , które zazwyczaj mają tryby translacyjny, wibracyjny i rotacyjny, za pomocą których rozpraszają energię. Spośród nich tylko translacja może wykonać użyteczną pracę w pojeździe i chociaż energia przenosi się między trybami, proces ten zachodzi w skali czasowej znacznie przekraczającej czas wymagany do opuszczenia dyszy przez spaliny.

Im więcej wiązań chemicznych ma cząsteczka spalin, tym więcej będzie miała trybów obrotowych i wibracyjnych. W związku z tym, jest na ogół pożądane gatunki spalinowych być tak proste, jak to możliwe, z dwuatomowy cząsteczki składającej się z lekkiego, bogate węgla, takie jak H 2 ideału w praktyce. Jednak w przypadku rakiety chemicznej wodór jest reagentem i reduktorem , a nie produktem. Do procesu spalania należy wprowadzić środek utleniający , najczęściej tlen lub substancję bogatą w tlen, dodając masę i wiązania chemiczne do składników spalin.

Dodatkową zaletą molekuł światła jest to, że mogą być przyspieszane do dużych prędkości w temperaturach, które mogą być zawarte w obecnie dostępnych materiałach – wysokie temperatury gazów w silnikach rakietowych stwarzają poważne problemy dla inżynierii przetrwałych silników.

Ciekły wodór (LH2) i tlen (LOX lub LO2) są najskuteczniejszymi paliwami pod względem prędkości spalin, które były powszechnie stosowane do tej pory, chociaż kilka egzotycznych kombinacji obejmujących bor lub ciekły ozon jest potencjalnie nieco lepszych w teorii, jeśli różne praktyczne problemy mogą zostać rozwiązane.

Należy zauważyć, że przy obliczaniu specyficznej energii reakcji danej kombinacji materiałów miotających należy uwzględnić całą masę materiałów miotających (zarówno paliwa, jak i utleniacza). Wyjątkiem są silniki oddychające powietrzem, które wykorzystują tlen atmosferyczny i w konsekwencji muszą przenosić mniejszą masę dla danej mocy wyjściowej. Paliwa do silników samochodowych lub turboodrzutowych mają znacznie lepszą efektywną wydajność energetyczną na jednostkę masy paliwa, które muszą być przewożone, ale są podobne na jednostkę masy paliwa.

Dostępne są programy komputerowe, które przewidują wydajność materiałów miotających w silnikach rakietowych.

Zapłon

W przypadku rakiet płynnych i hybrydowych, natychmiastowy zapłon materiałów miotających, gdy po raz pierwszy wejdą do komory spalania, jest niezbędny.

W przypadku paliw ciekłych (ale nie gazowych), brak zapłonu w ciągu milisekund zwykle powoduje, że wewnątrz komory znajduje się zbyt dużo ciekłego paliwa, a jeśli/kiedy nastąpi zapłon, ilość wytworzonego gorącego gazu może przekroczyć maksymalne ciśnienie projektowe w komorze, powodując katastrofalna awaria zbiornika ciśnieniowego. Jest to czasami nazywane twardym startem lub szybkim nieplanowanym demontażem (RUD).

Zapłon można osiągnąć wieloma różnymi metodami; można zastosować ładunek pirotechniczny, można zastosować palnik plazmowy lub można zastosować zapłon iskrą elektryczną. Niektóre kombinacje paliwo/utleniacz zapalają się w kontakcie ( hipergoliczne ), a paliwa niehipergoliczne można „zapalić chemicznie” poprzez zalanie przewodów paliwowych gazami pędnymi hipergolicznymi (popularnymi w rosyjskich silnikach).

Gazowe propelenty generalnie nie powodują trudnych startów , w przypadku rakiet całkowita powierzchnia wtryskiwacza jest mniejsza niż gardziel, dlatego ciśnienie w komorze ma tendencję do zbliżania się do otoczenia przed zapłonem i wysokie ciśnienie nie może powstać, nawet jeśli cała komora jest pełna palnego gazu podczas zapłonu.

Propelenty stałe są zwykle zapalane za pomocą jednorazowych urządzeń pirotechnicznych, a spalanie zwykle następuje poprzez całkowite zużycie paliwa.

Po zapaleniu komory rakietowe są samowystarczalne i zapalniki nie są potrzebne, a spalanie zwykle odbywa się poprzez całkowite zużycie paliwa. Rzeczywiście, komory często samoczynnie zapalają się ponownie, jeśli zostaną ponownie uruchomione po wyłączeniu na kilka sekund. O ile nie są zaprojektowane do ponownego zapłonu, po schłodzeniu, wiele rakiet nie może zostać ponownie uruchomionych bez przynajmniej drobnej konserwacji, takiej jak wymiana zapalnika pirotechnicznego lub nawet uzupełnienie paliwa.

Fizyka odrzutowa

Czteroosobowy pojazd Armadillo Aerospace z widocznymi paskami (szokowymi diamentami) w strumieniu wydechowym

Odrzutowce rakietowe różnią się w zależności od silnika rakiety, wysokości konstrukcyjnej, wysokości, ciągu i innych czynników.

Bogate w węgiel spaliny z paliw naftowych są często koloru pomarańczowego z powodu promieniowania ciała doskonale czarnego niespalonych cząstek, oprócz niebieskich pasm łabędzia . Rakiety oparte na utleniaczu nadtlenkowym i odrzutowce wodorowe zawierają głównie parę wodną i są prawie niewidoczne gołym okiem, ale świecą jasno w ultrafiolecie i podczerwieni . Strumienie z rakiet na paliwo stałe mogą być bardzo widoczne, ponieważ propelent często zawiera metale, takie jak pierwiastkowe aluminium, które płonie pomarańczowo-białym płomieniem i dodaje energii do procesu spalania.

Niektóre układy wydechowe, zwłaszcza rakiety napędzane alkoholem , mogą pokazywać widoczne diamenty uderzeniowe . Wynika to z cyklicznych zmian ciśnienia strumienia w stosunku do otoczenia, tworzących fale uderzeniowe, które tworzą "dyski Macha".

Silniki rakietowe, które spalają ciekły wodór i tlen, będą wykazywać prawie przezroczyste spaliny, ponieważ będą to głównie para przegrzana (para wodna) oraz trochę niespalonego wodoru.

Kształt odrzutowca różni się w zależności od projektowanej wysokości: na dużej wysokości wszystkie rakiety są rażąco niedostatecznie rozprężone, a całkiem mały procent spalin faktycznie rozszerza się do przodu.

Rodzaje silników rakietowych

Zasilany fizycznie

Rodzaj Opis Zalety Niedogodności
Rakieta wodna Częściowo wypełniony ciśnieniowy pojemnik na napoje gazowane z wagą ogona i nosa Bardzo prosty w budowie Wysokość zazwyczaj ograniczona do kilkuset stóp (rekord świata wynosi 830 metrów lub 2723 stóp)
Ster strumieniowy na zimny gaz Forma niepalna, stosowana w noniuszowych sterach strumieniowych Niezanieczyszczający spalin Niezwykle niska wydajność

Zasilany chemicznie

Rodzaj Opis Zalety Niedogodności
Solidna rakieta Zapalana, samopodtrzymująca się mieszanka paliwa stałego z utleniaczem („ziarno”) z centralnym otworem i dyszą Proste, często bez ruchomych części , w miarę dobry ułamek masowy, rozsądny I sp . Harmonogram ciągu można zaprojektować w ziarnie. Dławienie, zakończenie spalania i ponowne zajarzenie wymagają specjalnych konstrukcji. Postępowanie z problemami z palną mieszaniną. Niższa wydajność niż rakiety na ciecz. Jeśli ziarno pęka, może zablokować dyszę z katastrofalnymi skutkami. Pęknięcia ziaren palą się i rozszerzają podczas spalania. Tankowanie trudniejsze niż zwykłe napełnianie zbiorników.
Hybrydowa rakieta Oddzielny utleniacz/paliwo; zazwyczaj utleniacz jest ciekły i przechowywany w zbiorniku, a paliwo jest stałe. Całkiem proste, paliwo stałe jest zasadniczo obojętne bez utleniacza, bezpieczniejsze; pęknięcia nie eskalują, są dławione i łatwe do wyłączenia. Niektóre utleniacze są monopropelentami i mogą same eksplodować; awaria mechaniczna paliwa stałego może zablokować dyszę (bardzo rzadko w przypadku propelentu gumowanego), centralny otwór rozszerza się nad spalaniem i niekorzystnie wpływa na proporcje mieszanki.
Rakieta z jednym paliwem Propelent (taki jak hydrazyna, nadtlenek wodoru lub podtlenek azotu) przepływa przez katalizator i ulega egzotermicznemu rozkładowi; gorące gazy są emitowane przez dyszę. Prosty w koncepcji, dławiony, niskie temperatury w komorze spalania Katalizatory mogą być łatwo zanieczyszczone, monopropelenty mogą detonować, jeśli są skażone lub sprowokowane, I sp to prawdopodobnie 1/3 najlepszych cieczy
Rakieta dwupaliwowa Dwa płynne (zwykle płynne) propelenty są wprowadzane przez wtryskiwacze do komory spalania i spalane Do ~99% wydajne spalanie z doskonałą kontrolą mieszanki, możliwość dławienia, może być używany z turbopompami, które pozwalają na niewiarygodnie lekkie zbiorniki, mogą być bezpieczne z wyjątkową ostrożnością Pompy potrzebne do wysokiej wydajności są drogie w projektowaniu, ogromne strumienie cieplne przez ścianę komory spalania mogą mieć wpływ na ponowne wykorzystanie, tryby awarii obejmują poważne wybuchy, potrzeba dużo instalacji wodociągowych.
Rakieta gazowo-gazowa Dwupaliwowy ster strumieniowy wykorzystujący gaz pędny zarówno do utleniacza, jak i paliwa Wyższa wydajność niż stery strumieniowe na zimny gaz Niższa wydajność niż silniki na bazie cieczy
Rakieta z napędem dwutrybowym Rakieta startuje jako rakieta dwupaliwowa, a następnie używa tylko jednego paliwa jako jednopędnika Prostota i łatwość sterowania Niższa wydajność niż bipropelentów
Rakieta miotająca Trzy różne propelenty (zwykle wodór, węglowodór i ciekły tlen) są wprowadzane do komory spalania w zmiennych proporcjach mieszanki lub stosuje się wiele silników ze stałymi proporcjami mieszanki paliwa i dławione lub wyłączane Zmniejsza masę startową, ponieważ wodór jest lżejszy; łączy dobry ciąg do masy z wysoką średnią I sp , poprawia ładowność do startu z Ziemi o znaczny procent Podobne problemy do dwupropelenta, ale z większą ilością instalacji wodociągowych, więcej badań i rozwoju
Rakieta wspomagana powietrzem Zasadniczo silnik strumieniowy, w którym powietrze wlotowe jest sprężane i spalane wraz z wydechem rakiety Mach 0 do Mach 4,5+ (może również działać w warunkach egzoatmosferycznych), dobra wydajność przy Mach 2 do 4 Podobna sprawność do rakiet przy niskiej prędkości lub poza atmosferą, trudności wlotowe, stosunkowo nierozwinięty i niezbadany typ, trudności z chłodzeniem, bardzo głośny, stosunek ciągu do masy jest podobny do silników strumieniowych.
Turborakieta Turboodrzutowiec/rakieta w cyklu kombinowanym, w którym dodatkowy utleniacz, taki jak tlen, jest dodawany do strumienia powietrza w celu zwiększenia maksymalnej wysokości Bardzo zbliżony do istniejących konstrukcji, działa na bardzo dużej wysokości, w szerokim zakresie wysokości i prędkości Atmosferyczna prędkość powietrza ograniczona do tego samego zakresu co silnik turboodrzutowy, przewożenie utleniacza takiego jak LOX może być niebezpieczne. Dużo cięższe niż zwykłe rakiety.
Wstępnie schłodzony silnik odrzutowy / LACE (cykl łączony z rakietą) Powietrze wlotowe jest schładzane do bardzo niskich temperatur na wlocie przed przejściem przez silnik strumieniowy lub turboodrzutowy. Może być łączony z silnikiem rakietowym w celu wprowadzenia na orbitę. Łatwe testowanie na ziemi. Możliwy jest wysoki stosunek ciągu do masy (~14) wraz z dobrą efektywnością paliwową w szerokim zakresie prędkości, od 0 do 5,5+; ta kombinacja wydajności może pozwolić na wystrzelenie na orbitę, jednoetapową lub bardzo szybką podróż międzykontynentalną. Istnieje tylko na etapie prototypowania w laboratorium. Przykłady obejmują RB545 , SABRE , ATREX

Zasilany elektrycznie

Rodzaj Opis Zalety Niedogodności
Rakieta oporowa (ogrzewanie elektryczne) Energia jest przekazywana do zwykle obojętnego płynu służącego jako masa reakcyjna poprzez ogrzewanie Joule'a elementu grzejnego. Może być również używany do nadania dodatkowej energii pędnikowi jednopędnemu. Wydajny tam, gdzie energia elektryczna jest tańsza niż masa. Wyższe I sp niż sam monopropelent, około 40% wyższe. Wymaga dużej mocy, stąd zazwyczaj daje niski ciąg.
Rakieta Arcjet (spalanie chemiczne wspomagane wyładowaniami elektrycznymi) Identyczny z opornikiem, z wyjątkiem zastąpienia elementu grzejnego łukiem elektrycznym, eliminując fizyczne wymagania elementu grzejnego. 1.600 sekund I sp Bardzo niski ciąg i duża moc, wydajność zbliżona do napędu jonowego .
Rakieta magnetoplazmowa o zmiennym impulsie właściwym Podgrzewana mikrofalowo plazma z magnetycznym gardzielą/dyszą Zmienna I sp od 1000 sekund do 10 000 sekund Podobny stosunek ciągu do masy w przypadku napędów jonowych (gorzej), problemy termiczne, jak w przypadku napędów jonowych, bardzo wysokie wymagania mocy dla znacznego ciągu, naprawdę wymagają zaawansowanych reaktorów jądrowych, nigdy nie latających, wymagają niskich temperatur do pracy nadprzewodników
Impulsowy ster strumieniowy plazmowy (elektryczne ogrzewanie łukowe; emituje plazmę) Plazma służy do erozji paliwa stałego Wysoki I sp , może być włączany i wyłączany pulsacyjnie w celu kontroli położenia Niska sprawność energetyczna
Jonowy system napędowy Wysokie napięcia na ziemi i po stronie dodatniej Zasilany baterią Niski ciąg, wymaga wysokiego napięcia

Termiczny

Przegrzany

Rodzaj Opis Zalety Niedogodności
Rakieta z gorącą wodą Gorąca woda jest przechowywana w zbiorniku w wysokiej temperaturze / ciśnieniu i zamienia się w parę w dyszy Prosty, dość bezpieczny Niska ogólna wydajność dzięki ciężkiemu czołgowi; Isp poniżej 200 sekund

Słoneczna termiczna

Rakiety solarnej że wykorzystanie energii słonecznej do bezpośredniego podgrzewania mieszaniny reakcyjnej , a zatem nie wymaga generator elektryczny, jak w większości innych form napędem zasilany energią słoneczną zrobić. Rakieta słoneczno-termalna musi jedynie przewozić środki do przechwytywania energii słonecznej, takie jak koncentratory i lustra . Ogrzany propelent jest podawany przez konwencjonalną dyszę rakietową w celu wytworzenia ciągu. Ciąg silnika jest bezpośrednio związany z powierzchnią kolektora słonecznego oraz z lokalnym natężeniem promieniowania słonecznego i odwrotnie proporcjonalny do I sp .

Rodzaj Opis Zalety Niedogodności
Słoneczna rakieta termiczna Propelent jest podgrzewany przez kolektor słoneczny Prosta konstrukcja. Używając paliwa wodorowego, 900 sekund I sp jest porównywalne z jądrową rakietą termiczną, bez problemów i złożoności kontrolowania reakcji rozszczepienia. Zdolność do produktywnego wykorzystania odpadowego gazowego wodoru — nieuniknionego produktu ubocznego długotrwałego przechowywania ciekłego wodoru w promieniującym cieple środowisku kosmicznym — zarówno do utrzymywania stacji orbitalnych, jak i kontroli położenia . Użyteczne tylko w przestrzeni, jako ciąg jest dość niski, ale wodór nie został tradycyjnie uważano być przechowywane w przestrzeni, w przeciwnym razie umiarkowane / niski I Sp jeśli są używane miotające wyższej masy cząsteczkowej.

Wiązka termiczna

Rodzaj Opis Zalety Niedogodności
Rakieta napędzana wiązką światła Propelent jest ogrzewany wiązką światła (często laserową) skierowaną na pojazd z pewnej odległości, bezpośrednio lub pośrednio poprzez wymiennik ciepła Proste w zasadzie, w zasadzie można osiągnąć bardzo wysokie prędkości wydechu Do osiągnięcia orbity potrzeba ~1 MW mocy na kg ładunku, stosunkowo duże przyspieszenia, lasery są blokowane przez chmury, mgłę, odbite światło lasera może być niebezpieczne, do uzyskania dobrych osiągów potrzebuje w dużej mierze monopaliw wodorowy, który wymaga ciężkiego tankowania, niektóre konstrukcje są ograniczone do ~600 sekund z powodu reemisji światła, ponieważ gaz pędny/wymiennik ciepła nagrzewa się do białości
Rakieta zasilana wiązką mikrofal Propelent jest ogrzewany przez wiązkę mikrofal wycelowaną w pojazd z daleka I sp jest porównywalna do rakiety Nuclear Thermal w połączeniu z T/W porównywalna do rakiety konwencjonalnej. Podczas gdypaliwoLH 2 oferuje najwyższą Isp i frakcję ładunku użytecznego rakiet, amoniak lub metan są ekonomicznie lepsze w przypadku rakiet ziemia-orbita ze względu na ich szczególną kombinację wysokiej gęstości i Isp . Operacja SSTO jest możliwa z tymi propelentami nawet w przypadku małych rakiet, więc nie ma ograniczeń dotyczących lokalizacji, trajektorii i wstrząsów dodawanych przez proces ustawiania rakiety. Mikrofale są 10-100 razy tańsze w dolarach za wat niż lasery i działają w każdych warunkach pogodowych przy częstotliwościach poniżej 10 GHz.  Aby osiągnąć orbitę w zależności od paliwa, potrzeba 0,3-3 MW mocy na kg ładunku, co pociąga za sobą koszty infrastruktury dla kierownika wiązki oraz powiązane koszty badań i rozwoju. Koncepcje działające w obszarze fal milimetrowych muszą zmagać się z dostępnością pogody i miejscami naprowadzania wiązki na dużej wysokości, a także efektywnymi średnicami nadajników mierzącymi 30–300 metrów, aby skierować pojazd do LEO. Koncepcje działające w paśmie X lub niższym muszą mieć efektywne średnice nadajników mierzone w kilometrach, aby uzyskać wystarczająco delikatną wiązkę, aby podążać za pojazdem do LEO. Nadajniki są zbyt duże, aby zmieścić się na ruchomych platformach, a więc rakiety zasilane mikrofalami są zmuszone do wystrzeliwania w pobliżu miejsc naprowadzania stałej wiązki.

Termiczne jądrowe

Rodzaj Opis Zalety Niedogodności
Rakieta radioizotopowa / „Sterownik pudla” (energia rozpadu promieniotwórczego) Ciepło z rozpadu promieniotwórczego jest wykorzystywane do ogrzewania wodoru Około 700-800 sekund, prawie bez ruchomych części Niski stosunek ciągu do masy.
Jądrowa rakieta termiczna (energia rozszczepienia jądrowego) Propelent (zazwyczaj wodór) przechodzi przez reaktor jądrowy w celu podgrzania do wysokiej temperatury I sp może być wysoki, może 900 sekund lub więcej, powyżej stosunku jedności ciągu do masy w niektórych projektach Maksymalna temperatura jest ograniczona technologią materiałową, niektóre cząstki radioaktywne mogą być obecne w spalinach w niektórych konstrukcjach, ekranowanie reaktora jądrowego jest ciężkie, jest mało prawdopodobne, aby było dozwolone z powierzchni Ziemi, stosunek ciągu do masy nie jest wysoki.

Jądrowy

Napęd jądrowy obejmuje szeroką gamę metod napędu , które wykorzystują pewną formę reakcji jądrowej jako główne źródło zasilania. Zaproponowano różne typy napędu jądrowego, a niektóre z nich przetestowano, do zastosowań w statkach kosmicznych:

Rodzaj Opis Zalety Niedogodności
Rakieta reaktora z rdzeniem gazowym (energia rozszczepienia jądrowego) Reakcja jądrowa z wykorzystaniem reaktora rozszczepienia w stanie gazowym w bliskim kontakcie z propelentem Bardzo gorący gaz pędny, nie ograniczając się reaktor utrzymując stały, I sp pomiędzy 1.500 a 3.000 sekund, ale z bardzo wysokim nacisku Trudności w podgrzewaniu paliwa bez utraty składników rozszczepialnych w spalinach, ogromne problemy termiczne, szczególnie w obszarze dyszy/gardła, spaliny prawie z natury wysoce radioaktywne. Warianty żarówka jądrowe mogą zawierać fissionables, ale cięcie I sp połowę.
Rakieta na rozszczepienie (energia rozszczepienia jądrowego) Produkty rozszczepienia są bezpośrednio wyczerpywane, aby uzyskać ciąg Teoretycznie tylko w tym momencie.
Żagiel rozszczepienia (energia rozszczepienia jądrowego) Materiał żagla jest pokryty z jednej strony materiałem rozszczepialnym Brak ruchomych części, działa w głębokiej przestrzeni Teoretycznie tylko w tym momencie.
Jądrowa rakieta słonowodna (energia rozszczepienia jądrowego) Sole jądrowe są utrzymywane w roztworze, powodując reakcję w dyszy Bardzo wysoki I sp , bardzo wysoki ciąg Problemy termiczne w dyszy, propelent może być niestabilny, silnie radioaktywny wydech. Teoretycznie tylko w tym momencie.
Napęd impulsów jądrowych (wybuchające bomby rozszczepialne/fuzyjne) Bomby atomowe w kształcie są detonowane za pojazdem, a wybuch jest przechwytywany przez „płytę popychającą” Bardzo wysoki I sp , bardzo wysoki stosunek ciągu do masy, nie są znane żadne korki pokazowe dla tej technologii Nigdy nie testowano, płyta popychająca może odrzucać fragmenty z powodu wstrząsu, minimalny rozmiar bomby nuklearnej jest nadal dość duży, drogi w małej skali, kwestie traktatu nuklearnego, opad, gdy jest używany poniżej magnetosfery Ziemi.
Jądrowy napęd impulsowy katalizowany antymaterią (energia rozszczepienia i/lub syntezy) Jądrowy napęd impulsowy ze wspomaganiem antymaterii dla mniejszych bomb Mniejszy pojazd może być możliwy Powstrzymywanie antymaterii, produkcja antymaterii w ilościach makroskopowych nie jest obecnie możliwa. Teoretycznie tylko w tym momencie.
Rakieta termojądrowa (energia syntezy jądrowej) Fuzja służy do podgrzewania paliwa Bardzo wysoka prędkość spalin W dużej mierze poza obecnym stanem techniki.
Rakieta na antymaterię (energia anihilacji) Anihilacja antymaterii podgrzewa paliwo Niezwykle energetyczna, bardzo wysoka teoretyczna prędkość spalin Problemy z produkcją i obsługą antymaterii; straty energii w neutrinach , promieniach gamma , mionach ; problemy termiczne. Teoretycznie tylko w tym momencie

Historia silników rakietowych

Według pism rzymskiego Aulusa Gelliusa , najwcześniejszy znany przykład napędu odrzutowego miał miejsce w ok. roku. 400 rpne, kiedy grecki pitagorejczyk o imieniu Archytas , napędzał drewnianego ptaka po drutach za pomocą pary. Jednak nie wydaje się, by był wystarczająco silny, by wystartować własnym pchnięciem.

Aeolipile opisano w pierwszym wieku pne (często zwanym silnikiem Bohatera ) zasadniczo składa się z rakietą parowej na łożysku . Powstał prawie dwa tysiące lat przed rewolucją przemysłową, ale jego zasady nie były dobrze rozumiane, a jego pełny potencjał nie był wykorzystywany przez tysiąclecie.

Dostępność czarnego prochu do napędzania pocisków była prekursorem rozwoju pierwszej rakiety na paliwo stałe. Chińscy taoistyczni alchemicy z IX wieku odkryli czarny proszek w poszukiwaniu eliksiru życia ; to przypadkowe odkrycie doprowadziło do wystrzelenia strzał, które były pierwszymi silnikami rakietowymi, które opuściły ziemię.

Stwierdzono, że „siły reakcji zapalających prawdopodobnie nie były stosowane do napędu pocisków przed XIII wiekiem”. Punktem zwrotnym w technologii rakietowej był krótki rękopis zatytułowany Liber Ignium ad Comburendos Hostes (w skrócie Księga Pożarów ). Rękopis składa się z przepisów na tworzenie broni zapalających od połowy ósmego do końca XIII wieku – z których dwie to rakiety. Pierwszy przepis wymaga dodania jednej części kolofonium i siarki do sześciu części saletry (azotanu potasu) rozpuszczonej w oleju laurowym , a następnie włożonej do pustego drewna i zapalonej, aby „nagle odlecieć w dowolne miejsce i spalić wszystko”. Drugi przepis łączy jeden funt siarki, dwa funty węgla drzewnego i sześć funtów saletry – wszystko to drobno sproszkowane na marmurowej płycie. Ta sproszkowana mieszanka jest mocno zapakowana w długą i wąską skrzynkę. Wprowadzenie saletry do mieszanek pirotechnicznych połączyło przejście od miotanego ognia greckiego do rakiety samobieżnej. .

Artykuły i książki na temat rakiety pojawiały się coraz częściej od XV do XVII wieku. W XVI wieku niemiecki inżynier wojskowy Konrad Haas (1509–1576) napisał rękopis wprowadzający konstrukcję do rakiet wielostopniowych.

Silniki rakietowe zostały również użyte przez Tippu Sultana , króla Mysore. Rakiety te mogły mieć różne rozmiary, ale zwykle składały się z rury z miękkiego kutego żelaza o długości około 20 cm i 1+1 / 2 -3 w (3.8-7.6 cm) średnicy, zamknięty na jednym końcu i przymocowaną do wału bambusa około 4 stopy (120 cm). Żelazna rura działała jak komora spalania i zawierała dobrze upakowany proch miotający. Rakieta niosąca około funta prochu mogła przebyć prawie 1000 jardów (910 m). Te „rakiety”, wyposażone w miecze, pokonywały duże odległości, kilka metrów w powietrzu, zanim opadły z ostrzami mieczy skierowanymi w stronę wroga. Te rakiety były bardzo skutecznie wykorzystywane przeciwko imperium brytyjskiemu.

Nowoczesna rakieta

Powolny rozwój tej technologii trwał do końca XIX wieku, kiedy to Rosjanin Konstantin Ciołkowski po raz pierwszy napisał o silnikach rakietowych na paliwo płynne . Był pierwszym, który opracował równanie rakietowe Ciołkowskiego , choć przez kilka lat nie było ono szeroko publikowane.

Nowoczesne silniki na paliwo stałe i płynne stały się rzeczywistością na początku XX wieku dzięki amerykańskiemu fizykowi Robertowi Goddardowi . Goddard jako pierwszy zastosował dyszę De Laval w silniku rakietowym na paliwo stałe (proch strzelniczy), podwajając ciąg i zwiększając wydajność około dwudziestopięciokrotnie. To były narodziny nowoczesnego silnika rakietowego. Obliczył na podstawie swojego niezależnego równania rakietowego, że rakieta o rozsądnych rozmiarach, wykorzystująca paliwo stałe, może umieścić na Księżycu jednofuntowy ładunek.

Opel RAK.1 — pierwszy na świecie publiczny lot załogowego samolotu o napędzie rakietowym 30 września 1929 r.

Fritz von Opel odegrał kluczową rolę w popularyzacji rakiet jako środka napędowego. W latach dwudziestych zainicjował wraz z Maxem Valierem , współzałożycielem „Verein für Raumschiffahrt”, pierwszego na świecie programu rakietowego, Opel-RAK , prowadzącego do rekordów prędkości samochodów, pojazdów szynowych i pierwszego załogowego lotu rakietowego w Wrzesień 1929. Kilka miesięcy wcześniej, w 1928 roku, jeden z jego prototypów napędzanych rakietami, Opel RAK2, pilotowany przez samego von Opla osiągnął na torze AVUS w Berlinie rekordową prędkość 238 km/h, obserwowaną przez 3000 widzów i światowe media. Rekord świata dla pojazdów szynowych został osiągnięty z RAK3 i prędkością maksymalną 256 km/h. Po tych sukcesach von Opel pilotował pierwszy na świecie publiczny lot rakietowy, używając Opla RAK.1 , samolotu rakietowego zaprojektowanego przez Juliusa Hatry . Światowe media donosiły o tych wysiłkach, w tym UNIVERSAL Newsreel z USA, wywołując jako "Raketen-Rummel" lub "Rocket Rumble" ogromne podniecenie opinii publicznej na całym świecie, w szczególności w Niemczech, gdzie między innymi Wernher von Braun był pod silnym wpływem. Wielki Kryzys doprowadził do końca Opel RAK programu, ale Max Valier kontynuowała wysiłki. Po przejściu z rakiet na paliwo stałe na paliwo ciekłe, zmarł podczas testów i jest uważany za pierwszą ofiarę śmiertelną nastającej ery kosmicznej.

Era silników rakietowych na paliwo płynne

Goddard zaczął używać paliw płynnych w 1921 roku, aw 1926 jako pierwszy wystrzelił rakietę na paliwo płynne. Goddard był pionierem w użyciu dyszy De Lavala, lekkich zbiorników na paliwo, małych lekkich turbopomp, wektorowania ciągu, płynnie dławionego silnika na paliwo ciekłe, chłodzenia regeneracyjnego i chłodzenia kurtynowego.

Pod koniec lat 30. niemieccy naukowcy, tacy jak Wernher von Braun i Hellmuth Walter , badali instalowanie rakiet na paliwo płynne w samolotach wojskowych ( Heinkel He 112 , He 111 , He 176 i Messerschmitt Me 163 ).

Turbopompa była wykorzystywana przez niemieckich naukowców podczas II wojny światowej. Do tej pory chłodzenie dyszy było problematyczne, a pocisk balistyczny A4 wykorzystywał jako paliwo rozcieńczony alkohol, który wystarczająco obniżał temperaturę spalania.

Spalanie etapowe ( Замкнутая схема ) zostało po raz pierwszy zaproponowane przez Aleksieja Isajewa w 1949 roku. Pierwszym silnikiem o spalaniu etapowym był S1.5400 używany w radzieckiej rakiecie planetarnej, zaprojektowanej przez Mielnikowa, byłego asystenta Isajewa. Mniej więcej w tym samym czasie (1959) Nikołaj Kuzniecow rozpoczął prace nad silnikiem obiegu zamkniętego NK-9 dla orbitalnego ICBM Korolowa GR-1. Kuzniecow przekształcił później ten projekt w silniki NK-15 i NK-33 dla nieudanej rakiety Lunar N1 .

Na Zachodzie w 1963 r. Ludwig Boelkow zbudował w Niemczech pierwszy laboratoryjny silnik do testów ze spalaniem etapowym .

Silniki napędzane nadtlenkiem wodoru / naftą, takie jak brytyjska Gamma z lat 50., wykorzystywały proces o obiegu zamkniętym (prawdopodobnie nie jest to spalanie etapowe , ale to głównie kwestia semantyki) poprzez katalityczny rozkład nadtlenku do napędzania turbin przed spalaniem wraz z naftą w procesie spalania właściwa komora. Dało to korzyści w zakresie wydajności spalania etapowego, przy jednoczesnym uniknięciu głównych problemów inżynieryjnych.

Silniki na ciekły wodór zostały po raz pierwszy pomyślnie opracowane w Ameryce, silnik RL-10 po raz pierwszy poleciał w 1962 roku. Silniki na wodór były używane w ramach programu Apollo ; płynne paliwo wodorowe daje raczej niższą masę etapową, a tym samym zmniejsza całkowity rozmiar i koszt pojazdu.

Większość silników w jednym locie rakietowym została ustawiona przez NASA w 2016 roku na Black Brant .

Zobacz też

Uwagi

Bibliografia

Zewnętrzne linki