Rakettmotor

Innen luftfart er rakettmotoren (mindre vanlig rakettpropell ), eller rakettmotor , en jetmotor som bruker prinsippet om handling og reaksjon for å produsere skyvekraft ; det skiller seg fra eksoreaktorer (jetmotorer) for egenskapen til å lagre forbrenningsmidlet i spesielle tanker, eller allerede blandet med drivstoffet .
De fleste raketter er forbrenningsmotorer .

I angelsaksisktalende land skiller noen forfattere mellom rakettmotor (flytende drivstoff "rakettmotor") og rakettmotor (fast brensel). [1]

Beskrivelse

Klassifisering av raketter

Rakettreaktorene kan klassifiseres på ulike måter: etter type lagret, transformert og kinetisk energi som er involvert, etter forplantningshastighet, etter type strømforsyning, med mer.

Avhengig av formålet med oppdraget har vi:

romtilgangsmotorer , vanligvis utskytningskjøretøyer eller bæreraketter , hvis karakteristikk er å plassere en nyttelast i bane : nåværende utskytningsmotorer er kjemisk fremdrift (flytende eller fast) og flertrinns (minst to trinn).
romnavigasjonsmotorer som tillater banemanøvrer av romfartøyet, holdningskorreksjoner, effektfaktorkorreksjon på bane, etc.

Avhengig av mulig gjenbruk av motoren, har vi:

forbrukbare thrustere , hvis motoren ikke gjenvinnes for påfølgende oppdrag. Dette er tilfellet med nesten alle moderne ariske familiebærere .
gjenbrukbare thrustere , hvis de kan gjenbrukes for påfølgende oppdrag: dette er tilfellet med de solide drivstoffakselerasjonsforsterkerne til romfergen , hvis kabinett gjenvinnes for noen oppdrag, av den samme amerikanske skyttelen (kalt orbiter) som er en ekte egen bærerakett , selv om den ikke er fullstendig utvinnbar, eller av den første fasen av Falcon 9 og Falcon Heavy -rakettene til det amerikanske selskapet SpaceX

Typer energi i raketter

Fremdriftsfenomenet er i hovedsak delt inn i tre faser, hver karakterisert av betydelige energi- og termiske utvekslinger.

Den primære energien til en endoreaktor er assosiert med drivmiddeltanken, uansett hva de er. Du kan få det
- Primær kjemisk energi, assosiert med energiinnholdet i elektronskallet som omgir drivstoffatomet: hovedsakelig kjemisk energi omdannes til termisk i forbrenningskammeret. Det finnes flytende drivgass (LP), fast drivgas (SP), hybrid drivgas (HP) eller gassformig drivgas (GP).
- Primærenergi av kjernefysisk type , assosiert med atomkjernen: det kan være isotopforfallsmotorer (brukes i romsonder for å generere elektrisk kraft der solcellepaneler ikke er brukbare), eller kjernefysiske fisjonsmotorer (amerikansk prosjekt NERVA , testet på bakken), kjernefysisk fusjon (testet i kort tid kun i laboratoriet).
- Primærenergi av elektrisk type : det er ion-, plasma- eller lysbue-/motstandsmotorer.
- Primærenergi av strålingstypen : energikilden er solstråling (solcellepaneler), lasere (solseil) eller mikrobølger.
Sekundær eller transformert energi er av to typer: elektrisk eller termisk.
- Transformerte energiraketter av den elektriske typen er de såkalte elektriske rakettene , der energien i hovedsak er av den elektriske typen.
- De termiske energitransformerte rakettmotorene er de klassiske rakettmotorene utstyrt med et forbrenningskammer der kjemiske reaksjoner finner sted for produksjon av gassen som deretter akselereres gjennom en de Laval-dyse . Primære kjemiske energimotorer er alle sekundær termisk energi.
Den kinetiske eller nyttige energien knyttet til produksjonen av skyvekraft:
- Den kinetiske energien oppnås termisk ved hjelp av en gassdynamisk dyse , som utvider en gass som oppnås i forbrenningskammeret eller varmes opp av vekslere dersom forbrenningskammeret ikke eksisterer (atom- eller muligens lysbue-/motstandsmotorer). Dette er tilfellet med rakettmotorer med primær kjemisk energi og sekundær termisk energi, som alle utskytningsmotorer og de fleste thrustere for orbitale manøvrer.
- Den kinetiske energien oppnås elektrisk gjennom et elektromagnetisk felt med utstøting av elektriske ladninger ved høye hastigheter, med nøytraliseringsmekanismer i enden av den elektromagnetiske dysen .

Rakettmotorytelse

Ytelsen til en endoreaktor eller rakettmotor uttrykkes i form av:

Parametre som avhenger av størrelsen på utskyteren, for eksempel skyvekraft;
Parametere relatert til fremdriftsoppdraget, for eksempel skyvekraft/vektforholdet;
Parametre relatert til ytelsen til motoren, for eksempel spesifikk vektimpuls ;
Andre parametere: ekvivalent strømningshastighet, karakteristisk hastighet, skyvekraftskoeffisient.

Thrust

Fra et elementært synspunkt er det fysiske prinsippet som forklarer driften av rakettmotoren det tredje prinsippet for dynamikk .

En mer raffinert formulering av prinsippet fører til loven om bevaring av momentum .

Tatt i betraktning ligningen for bevaring av momentumet til systemet som består av raketten og den utstøpte væsken i et intervall Δ t , kan det observeres hvordan systemet går fra en tilstand med masse M og hastighet V i øyeblikket t , til en forbindelse system fra en rakett med masse M - Δ m (Δ m er massen som kastes ut over tid Δ t ) med hastighet V + Δ V og fra en gass med masse Δ m som beveger seg med hastighet V - u e ( u e er hastigheten til strålen i forhold til raketten, antatt konstant; minustegnet indikerer at gassen skytes ut i motsatt retning av rakettens).

Ved å bruke loven om bevaring av momentum får vi at den deriverte med hensyn til tid av momentumet til systemet vårt (rakett + utkastet gass) må være lik summen av kreftene som virker på systemet.

Ved å indikere med F e (ytre krefter) denne summen og passerer til grensen for Δ t som har en tendens til 0, har vi at:

{\ displaystyle S = m {\ frac {dV} {dt}} = F_ {e} + {\ dot {m}} _ {p} u_ {e}}

d.v.s. rakettmotorens skyvekraft (bestemt av en gassdynamisk dyse) resulterer ved å tydeliggjøre de ytre kreftene som en funksjon av trykkene

{\ displaystyle S = (p_ {e} -p_ {a}) A_ {e} + {\ dot {m}} _ {p} u_ {e}}

hvor er det

p e er trykket på utløpsdelen av eksosdysen ;
p a er omgivelsestrykket, som avhenger av høyden ( p a = p a ( z )). I tilfellet med rommotoren er p a = 0.
A e er arealet av dyseutløpsseksjonen.
${\ displaystyle {\ prikk {m}} _ {p}}$ er massestrømningshastigheten til drivmiddelet som kommer ut av dysen.

Begrepet kalles det statiske leddet for skyvekraften, og bidrar med maksimalt 25 % av skyvekraften, mens leddet er det dynamiske leddet. ${\ displaystyle \ venstre (p_ {e} -p_ {a} \ høyre) A_ {e}}$ ${\ displaystyle {\ dot {m}} _ {p} u_ {e}}$

I tilfelle munnstykket er i en tilpasset konfigurasjon, det vil si, resulterer det ${\ displaystyle p_ {a} = p_ {e}}$

{\ displaystyle S = {\ dot {m}} _ {p} u_ {e}}

Skyvekraft, som er en kraft , måles i Newton. Utskytningsmotorer har skyvekraft i størrelsesorden MN, mens romnavigasjonsmotorer har skyvekraft på noen få Newton, til og med milliNewton.

Skyv til vekt-forhold, S / W

Skyvekraft /vekt-forholdet , ofte referert til som S/W eller T/W, er en viktig parameter (riktignok en grov og ikke-kvalitativ parameter) for de forskjellige motortypene. Forholdet er per definisjon dimensjonsløst.

Startmotorer er preget av , en nødvendig betingelse for å reise seg fra bakken. Ved slutten av forbrenningen når de kjemiske motorene også forhold i størrelsesorden ti (til og med opptil 30 for visse motorer med fast drivstoff). ${\ displaystyle S/W> 1}$

Romnavigasjonsmotorer er preget av , siden endringen i bevegelsestilstanden ikke trenger å motvirke vektkraften. ${\ displaystyle S/W << 1}$

Spesifikk vektimpuls

Den spesifikke vektimpulsen er en grunnleggende parameter for å identifisere ytelsen til en motor. Det er definert som forholdet mellom den totale impulsen og vektkraften til massen av drivmiddel som forbrukes, det vil si:

{\ displaystyle I_ {sp} = {\ frac {I_ {tot}} {mg_ {0}}}}

Den totale impulsen kan sees på som skyvekraften S (modulen til skyvevektoren) for den totale forbrenningstiden, hvorfra den spesifikke vektimpulsen er skyvekraften på vektstrømmen til det forbrukte drivmidlet (vektkapasitet)

{\ displaystyle I_ {sp} = {\ frac {S} {\ dot {w}}} = {\ frac {S} {g_ {0} {\ dot {m}}}}}

hvor den representerer vektstrømningshastigheten til det forbrukte drivmidlet, mens massestrømningshastigheten til det forbrukte drivmidlet. Ved å tydeliggjøre den drivkraften vi har ${\ displaystyle {\ prikk {w}}}$ ${\ prikk m}$

{\ displaystyle I_ {sp} = {\ frac {{\ dot {m}} u_ {e} + (p_ {e} -p_ {a}) A_ {e}} {\ dot {w}}} = { \ frac {1} {g_ {0}}} \ venstre (u_ {e} + {\ frac {(p_ {e} -p_ {a}) A_ {e}} {\ prikk {m}}} \ høyre )}

Ved en tilpasset dyse blir den statiske delen av skyveuttrykket S null ( ), derfor ${\ displaystyle p_ {e} = p_ {a}}$

{\ displaystyle I_ {sp} = {\ frac {u_ {e}} {g_ {0}}}}

der den representerer utstrømningshastigheten til røykgassene i forhold til utskytningsanordningen. ${\ displaystyle u_ {e}}$

Ekvivalent utstrømningshastighet

Den er introdusert for enkelhets skyld ved å beregne ytelsen til en termisk motor (karakterisert av en gassdynamisk dyse) under uegnede forhold.

{\ displaystyle c = u_ {e} + {\ frac {(p_ {e} -p_ {a}) A_ {e}} {\ prikk {m}}}}

Karakteristisk hastighet

Den karakteristiske hastigheten er en verdien av forbrenningskammeret til en rakettmotor: høye verdier indikerer svært effektive termokjemiske energikonverteringsprosesser.

{\ displaystyle c ^ {*} = {\ frac {p_ {c} A_ {t}} {\ prikk {m}}}}

hvor er det

${\ displaystyle p_ {c}}$ er trykket i forbrenningskammeret, i størrelsesorden hundrevis av atmosfærer.
${\ displaystyle A_ {t}}$ er munnstykkets halsområde.

Den resiproke av den karakteristiske hastigheten kalles utstrømningskoeffisienten. De karakteristiske hastighetsverdiene er vanligvis mellom 1500 og 3000 m/s.

Thrust koeffisient

Skyvekraftskoeffisienten er definert som

{\ displaystyle c_ {s} = {\ frac {S} {p_ {c} A_ {t}}}}

og uttrykker hvor mye skyvekraften øker på grunn av tilstedeværelsen av den supersoniske divergenten i forhold til den statiske verdien gitt av forbrenningskammertrykket for munnstykkets halsområde. Verdiene av del er vanligvis mellom 1 og 2. ${\ displaystyle c_ {s}}$

Typer rakettmotorer

Kjemiske motorer for flytende drivstoff

Rakettmotoren for flytende drivstoff bruker to separate tanker som inneholder drivstoffet og forbrenningsstoffet. De to komponentene sendes gjennom pumper til et forbrenningskammer hvis produkter passerer gjennom en eksosdyse . Skyvekraften til rakettmotorer med flytende brensel kan justeres ved å justere matehastigheten til drivmiddelblandingen ved å justere utstrømningstrykket. Drivstoff og forbrenningsmiddel, som til sammen utgjør drivstoffet, er de kjemiske reaktantene i forbrenningskammeret der redoksreaksjonene finner sted som involverer tilstandsendringer i gassen og økningen i væskens termiske energi. Hovedkomponentene i et fremdriftssystem for flytende drivstoff er:

Trykktanker for inneslutning av flytende drivmidler, oppbevarbare (ved temperaturer nær omgivelsestemperatur) eller kryogene (ved temperaturer godt under null Celsius, for eksempel det kryogene paret flytende hydrogen/oksygen).
Kraftsystemer . _
Tennhode for drivstoffet i forbrenningskammeret.
Brennkammer der kjemiske reaksjoner finner sted og det dannes brent gass. Temperaturene når til og med 2000-3500 K og presser hundrevis av atmosfærer.
Eksosdyse , med konvergent-divergerende form, som fungerer i den supersoniske isentropiske konfigurasjonen for å maksimere gassutgangshastigheten, med sonisk hastighet i minimumsseksjonen av dysen, kalt halsseksjonen.
Termiske beskyttelsessystemer , spesielt i forbrenningskammeret og i den første delen av dysen.
Flammeavledere for å forhindre ustabilitet ved forbrenning.
Skyvevektorkontrollsystemer som styrer eksosgassene ved å flytte hele dysen eller bare den siste delen, eller i henhold til andre konfigurasjoner.

Flytende drivstoff-thrustere har mange bæreraketter, for eksempel romfergens SSME-hovedmotorer , flytende hydrogen og oksygen, eller Ariane 5 -hovedmotoren .

De spesifikke pulsene til flytende thrustere når opptil 500 sekunder.

Kjemiske motorer for fast drivstoff

Rakettmotoren med fast brensel er konseptuelt veldig enkel: den består i hovedsak av et skall fylt med drivmiddel og utstyrt med en dyse ved utløpsdelen av gassene som produseres ved forbrenning av drivstoffet.

Massen av drivmiddel inneholder både drivstoffet og forbrenningsmidlet for å bestemme en fullstendig selvdrevet forbrenning.

Skyvekraften til rakettmotoren med fast brensel kan ikke justeres: den avhenger av formen som er preget på overflaten av det faste drivstoffet og forbrenningshastigheten.

Jo større eksponert overflate (forbrenningsflate) og brennhastighet, desto større skyvkraft har motoren. Forbrenningshastigheten er nært knyttet til typen drivmiddel som brukes og driftstrykket (forbrenningstrykket). Hovedkomponentene i et kraftverk med fast drivstoff er:

Forbrenningskammeret / drivmiddeltanken , som i denne typen drivmiddel er drivmiddelhuset: under forbrenning brytes drivmiddelkornet ned med noen få mm/s og varierer derfor dimensjonene til selve kammeret.
En dynamisk gassdyse i konvergent/divergent konfigurasjon, ofte med en konisk divergent på grunn av tilstedeværelsen av faste partikler i ekspansjonsfasen.
Termiske beskyttelsessystemer .

Sammenlignet med flytende propeller, er faste stoffer preget av en meget høy driftsberedskap , siden drivmiddelkornet kan lagres uten problemer selv i årevis, og ikke krever mating av turbopumper . Av disse grunner brukes disse thrusterne også til de fleste missilene om bord. Andre applikasjoner er i akselerasjonsforsterkerne til hovedutskytningene, som gir et løft i de første flyøyeblikkene (Solid rakettforsterkere i romfergen , Ariane 5 boostere eller den nye italiensk-europeiske utskytningen Vega og Vega c).

Et kjennetegn ved drivmidlet er å inneholde metallpulver og nanopulver, spesielt aluminium , som øker den spesifikke impulsen til propellen.

De spesifikke pulsene til solide thrustere når opptil 280-300 sekunder.

Hybrid drivstoff kjemiske motorer

De er preget av en blandet væske / fast konfigurasjon. Ja de har

Hybridmotorer med fast forbrenning og flytende drivstoff.
Hybridmotorer med flytende forbrenning og fast brensel.

I motsetning til faste stoffer, kan forbrenningen, når den er startet, stoppes. For øyeblikket studeres denne typen thrustere, mens den bare har blitt brukt én gang i det suborbitale oppdraget til romskip en .

Et annet navn for hybride drivgassraketter er litergol-raketter .

Hybridspesifikke pulser går opp til 350 sekunder.

Kjøleteknikker

På grunn av de høye temperaturene i forbrenningskammeret og i den gassdynamiske dysen, spesielt i den konvergerende seksjonen, er termiske styringssystemer nødvendig for å beskytte veggene mot de høye varmestrømmene som gis av gassene i forbrennings- eller forbrenningsfasen. De viktigste termiske beskyttelsessystemene er:

Regenerative kjølesystemer , som inkluderer et komplekst system av kanaler der en kjølevæske (vanligvis drivstoffet, for eksempel hydrogen) strømmer som termisk kraft overføres til under passasjen. Det komplekse nettverket av kanaler kan kjøre med- eller motstrøm i forhold til retningen til forbrenningsgassene. Denne løsningen er tatt i bruk i hovedmotorene (SSME) til romfergen og også i Vulcain-motoren til Ariane 5 .

Flytende film eller transpirasjonskjølesystemer , der lag med kjølevæske, typisk det samme uforbrente drivstoffet, strømmer inne i den konvergerende og divergerende delen av dysen, og beskytter veggen. Ved transpirasjon lar en porøs vegg dråper av kjølemiddel passere som beskytter selve veggen og absorberer de høye termiske strømmene.

Ablative kjølesystemer , der det ablative materialet gjennomgår en sterk endoterm reaksjon i kontakt med høye termiske gradienter, som bryter ned seg selv og produserer en karbonrest. Denne teknikken er ikke stasjonær og involverer ikke gjenbruk av kjølesystemet. Noen ganger brukes den som en sikkerhetsanordning i spesielt termisk belastede områder.

Termiske brønnkjølesystemer : et materiale med høy varmeledningsevne transporterer den absorberte varmen til andre områder. Smeltetemperaturen til materialet må være høy. Det brukes metaller med høyt smeltepunkt .

Radiative kjølesystemer : Den høye termiske emissiviteten til noen materialer tillater kjøling gjennom bestråling av andre områder.

Merknader

^ Merk at Oxford Dictionary of English (under "rakett") ikke finner noen forskjell mellom de to begrepene.