Motor rachetă

Test de tragere (testare) a unei elice a SSME a navei spațiale americane .

Principiul de funcționare

În aviație , motorul rachetă ( motor rachetă mai puțin obișnuit ), sau endoreattore, este un motor cu reacție care folosește principiul acțiunii și reacției pentru a produce o tracțiune ; diferă de exoreactoare (motoare cu reacție) pentru caracteristica de a depozita comburentul în rezervoare speciale, sau deja amestecat cu combustibilul .
Cele mai multe rachete sunt motoare cu ardere internă .

În țările vorbitoare de limba anglo-saxonă, unii autori fac distincție între motorul rachetă („motor rachetă” cu combustibil lichid) și motorul rachetă (combustibil solid). ^{[ citat ]} ^[1]

Descriere

Clasificarea rachetelor

Reactoarele cu rachete pot fi clasificate în diferite moduri: în funcție de tipul de energie stocată, transformată și cinetică implicată, în funcție de viteza de propagare, în funcție de tipul de alimentare cu energie și multe altele.

În funcție de scopul misiunii, avem:

motoare cu acces spațial , vehicule de lansare obișnuite sau lansatoare , a căror caracteristică este plasarea pe orbită a unei sarcini utile : motoarele de lansare actuale sunt propulsie chimică (lichidă sau solidă) și multi-trepte (cel puțin două trepte).
motoare de navigație spațială care permit manevre orbitale ale navei spațiale, corecții de atitudine, corecție a factorului de putere pe orbită etc.

În funcție de posibila reutilizare a motorului, avem:

motoare de pierdut (consumabile), dacă motorul nu este recuperat pentru misiuni ulterioare. Acesta este cazul cu aproape toate lansatoarele moderne ale familiilor ariene .
propulsoare reutilizabile (reutilizabile), dacă pot fi refolosite pentru misiuni ulterioare: este cazul rapelului de accelerare a propulsorului solid naveta spațială , a cărei carcasă este recuperată pentru unele misiuni, aceeași navetă americană (numită orbiter) care este un adevărat și propriu lansator , deși nu este complet recuperabil, sau al primei etape a rachetelor Falcon 9 și Falcon Heavy ale companiei americane SpaceX

Tipuri de energie din rachete

Fenomenul propulsiv este practic împărțit în trei faze, fiecare caracterizată prin schimburi semnificative de energie și termice.

Energia primară a unui endoreactor este asociată cu rezervorul de combustibil, oricare ar fi acestea. Il poti avea
- Energie chimică primară, asociată cu conținutul de energie al învelișului de electroni care înconjoară atomul de propulsie: în esență, energia chimică este transformată în termică în camera de combustie. Există propulsor lichid (LP), propulsor solid (SP), propulsor hibrid (HP) sau propulsor gazos (GP).
- Energie primară de tip nuclear , asociată cu nucleul atomic: pot exista motoare de dezintegrare a izotopilor (utilizate în sondele spațiale pentru a genera energie electrică acolo unde panourile solare nu sunt utilizabile) sau motoare de fisiune nucleară (proiectul american NERVA , testat la sol), fuziunea nucleară (testată pentru scurt timp doar în laborator).
- Energia primară de tip electric : există motoare cu ion, plasmă sau arc / rezistență.
- Energia primară de tip radiant : sursa de energie este radiația solară (panouri solare), lasere (pânze solare) sau microunde.
Energia secundară sau transformată este de două tipuri: electrică sau termică.
- Rachetele cu energie transformată de tip electric sunt așa-numitele rachete electrice , în care energia este în esență de tip electric.
- Motoarele rachete transformate în energie termice sunt motoarele rachete clasice echipate cu o cameră de ardere în care au loc reacții chimice pentru producerea gazului care este apoi accelerat printr-o duză de Laval . Motoarele cu energie chimică primară sunt toate motoarele cu energie secundară termică.
Energia cinetică sau utilă asociată cu producerea impulsului:
- Energia cinetică se obține termic prin intermediul unei duze gazodinamice , care extinde un gaz obținut în camera de ardere sau încălzit de schimbătoare dacă camera de ardere nu există (motoare nucleare sau, eventual, cu arc / rezistență). Acesta este cazul motoarelor cu rachete cu energie chimică primară și energie termică secundară, la fel ca toate motoarele de lansare și majoritatea propulsoarelor pentru manevre orbitale.
- Energia cinetică se obține electric printr-un câmp electromagnetic cu expulzarea sarcinilor electrice la viteze mari, cu mecanisme de neutralizare la capătul duzei electromagnetice .

Performanța motoarelor rachete

Performanța unui endoreactor sau a unui motor rachetă este exprimată în termeni de:

Parametrii dependenți de dimensiunea lansatorului, cum ar fi thrust;
Parametrii legați de misiunea propulsivă, cum ar fi raportul de împingere / greutate;
Parametrii legați de performanța motorului, cum ar fi impulsul specific de greutate;
Alți parametri: viteza de curgere echivalentă, viteza caracteristică, coeficientul de împingere.

Împingere

Din punct de vedere elementar, principiul fizic care explică funcționarea motorului rachetă este al treilea principiu al dinamicii .

O formulare mai rafinată a principiului duce la legea conservării impulsului .

Având în vedere ecuația conservării impulsului sistemului compus din rachetă și fluidul expulzat într-un interval Δ t , se poate observa cum sistemul trece dintr-o stare cu masa M și viteza V la momentul t , la un compus sistem dintr-o rachetă cu masa M - Δ m (Δ m este masa evacuată în timp Δ t ) cu viteza V + Δ V și dintr-un gaz cu masa Δ m care se deplasează cu viteza V - u _e ( u _e este viteza jetul relativ la rachetă, presupus a fi constant; semnul minus indică faptul că gazul este evacuat în direcția opusă celei a rachetei).

Folosind legea conservării impulsului , obținem că derivata în raport cu timpul impulsului sistemului nostru (rachetă + gaz evacuat) trebuie să fie egală cu suma forțelor care acționează asupra sistemului.

Indicând cu F _e (forțe externe) această sumă și trecând la limita pentru Δ t tindând la 0 avem că:

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

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

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

adică rezultă împingerea motorului rachetei (determinată de o duză gazo-dinamică), prin explicarea forțelor externe în funcție de presiuni

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

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

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

unde este

p _e este presiunea pe secțiunea de ieșire a duzei de evacuare ;
p _a este presiunea ambientală, care depinde de altitudine ( p _a = p _a ( z )). În cazul motorului spațial p _a = 0.
A _e este zona secțiunii de evacuare a duzei.
${\dot {m}}_{p}$ ${\ displaystyle {\ dot {m}} _ {p}}$ ${\ displaystyle {\ dot {m}} _ {p}}$ este debitul masic al combustibilului care iese din duză.

Termenul $\left(p_{e}-p_{a}\right)A_{e}$ ${\ displaystyle \ left (p_ {e} -p_ {a} \ right) A_ {e}}$ ${\ displaystyle \ left (p_ {e} -p_ {a} \ right) A_ {e}}$ este numit termenul static al forței și contribuie cu maximum 25% din același, în timp ce termenul ${\dot {m}}_{p}u_{e}$ ${\ displaystyle {\ dot {m}} _ {p} u_ {e}}$ ${\ displaystyle {\ dot {m}} _ {p} u_ {e}}$ este termenul dinamic.

În cazul în care duza este într-o configurație adaptată, adică $p_{a}=p_{e}$ ${\ displaystyle p_ {a} = p_ {e}}$ ${\ displaystyle p_ {a} = p_ {e}}$ , se pare

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

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

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

Tracțiunea, fiind o forță , se măsoară în Newton. Motoarele de lansare au acțiuni de ordinul MN, în timp ce motoarele de navigație spațială au acțiuni de câțiva Newtoni, chiar și milliNewtoni.

Raportul presiune / greutate, S / W

Raportul forță / greutate , denumit în mod obișnuit S / W sau T / W este un parametru important (deși un parametru brut și necalitativ) al diferitelor tipuri de motoare. Relația este, prin definiție, adimensională.

Motoarele de lansare se caracterizează prin $S/W>1$ ${\ displaystyle S / W> 1}$ ${\ displaystyle S / W> 1}$ , o condiție necesară pentru a se ridica de la sol. La sfârșitul arderii, motoarele chimice ating, de asemenea, rapoarte de ordinul zecilor (chiar și până la 30 pentru anumite motoare cu combustibil solid).

Motoarele de navigație spațială se caracterizează prin $S/W<<1$ ${\ displaystyle S / W << 1}$ ${\ displaystyle S / W << 1}$ , deoarece schimbarea stării de mișcare nu trebuie să contracareze forța de greutate.

Impuls de greutate specific

Impulsul specific de greutate este un parametru fundamental pentru identificarea performanțelor unui motor. Este definit ca raportul dintre impulsul total și forța de greutate a masei de propulsor consumate, adică:

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

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

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

Impulsul total poate fi văzut ca impulsul S (modulul vectorului de împingere) pentru timpul total de ardere, din care impulsul de greutate specific este impulsul asupra fluxului de greutate al propulsorului consumat (capacitatea de greutate)

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

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

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

unde este ${\dot {w}}$ ${\ displaystyle {\ dot {w}}}$ ${\ displaystyle {\ dot {w}}}$ reprezintă fluxul de greutate al combustibilului consumat, în timp ce ${\dot {m}}$ ${\ displaystyle {\ dot {m}}}$ ${\ dot m}$ debitul masic al combustibilului consumat. Explicând împingerea pe care o avem

I_{sp}={\frac {{\dot {m}}u_{e}+(p_{e}-p_{a})A_{e}}{\dot {w}}}={\frac {1}{g_{0}}}\left(u_{e}+{\frac {(p_{e}-p_{a})A_{e}}{\dot {m}}}\right)

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

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

În cazul unei duze adaptate, partea statică a expresiei impulsului S devine zero ( $p_{e}=p_{a}$ ${\ displaystyle p_ {e} = p_ {a}}$ ${\ displaystyle p_ {e} = p_ {a}}$ ), de la care

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

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

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

unde este $u_{e}$ ${\ displaystyle u_ {e}}$ ${\ displaystyle u_ {e}}$ reprezintă viteza de eflux a gazelor arse în raport cu lansatorul.

Viteza de ieșire echivalentă

Este introdus pentru simplificarea calculului performanței unui motor termic (caracterizat printr-o duză gazo-dinamică) în condiții nepotrivite.

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

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

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

Viteza caracteristică

Viteza caracteristică este un parametru de merit al camerei de ardere a unui motor rachetă: valori ridicate indică procese de conversie a energiei termochimice foarte eficiente.

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

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

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

unde este

$p_{c}$ ${\ displaystyle p_ {c}}$ ${\ displaystyle p_ {c}}$ este presiunea din camera de ardere, de ordinul a sute de atmosfere.
$A_{t}$ ${\ displaystyle A_ {t}}$ ${\ displaystyle A_ {t}}$ este zona gâtului duzei.

Reciprocitatea vitezei caracteristice se numește coeficient de eflux. Valorile vitezei caracteristice sunt de obicei între 1500 și 3000 m / s.

Coeficientul de împingere

Coeficientul de împingere este definit ca

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

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

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

și exprimă cât de mult crește forța datorită prezenței divergentului supersonic în raport cu valoarea statică dată de presiunea camerei de ardere pentru zona gâtului duzei. Valorile $c_{s}$ ${\ displaystyle c_ {s}}$ ${\ displaystyle c_ {s}}$ acestea sunt de obicei între 1 și 2.

Tipuri de motoare rachete

Motoare chimice cu combustibil lichid

Același subiect în detaliu: rachetă cu combustibil lichid .

Motorul rachetă cu combustibil lichid folosește două rezervoare separate care conțin combustibilul și combustibilul. Cele două componente sunt trimise, prin pompe , către o cameră de ardere ale cărei produse trec printr-o duză de evacuare . Puterea motoarelor cu rachete cu combustibil lichid poate fi reglată prin ajustarea vitezei de alimentare a amestecului de combustibil prin ajustarea presiunilor de ieșire. Combustibilul și combustibilul, care împreună alcătuiesc propulsorul, sunt reactanții chimici din camera de ardere unde au loc reacțiile redox care implică schimbări de stare în gaz și creșterea energiei termice a fluidului. Principalele componente ale unui sistem de propulsie cu propulsor lichid sunt:

Rezervoare sub presiune pentru izolare propulsorilor lichizi, stivuibile (la temperaturi apropiate de mediul ambiant) sau criogene (la temperaturi mult sub zero Celsius, cum ar fi perechea criogenică de hidrogen / oxigen lichid).
Sisteme de alimentare .
Cap de aprindere a combustibilului din camera de ardere.
Cameră de combustie în care au loc reacții chimice și se creează gaze arse. Temperaturile ajung chiar la 2000-3500 K și presează sute de atmosfere.
Duză de evacuare , de formă convergent-divergentă, care funcționează în configurația izentropică supersonică pentru a maximiza viteza de ieșire a gazului, cu viteză sonică în secțiunea minimă a duzei, numită secțiunea gâtului.
Sisteme de protecție termică , în special în camera de ardere și în prima parte a duzei.
Deflectoare de flacără pentru a preveni instabilitatea arderii.
Sisteme de control al vectorului de împingere care direcționează gazele de eșapament prin deplasarea întregii duze sau doar a părții finale sau conform altor configurații.

Propulsoarele cu combustibil lichid prezintă multe vehicule de lansare, cum ar fi motoarele principale SSME ale navei spațiale , hidrogenul lichid și oxigenul sau motorul principal al Ariane 5 .

Impulsurile specifice ale propulsoarelor lichide ajung până la 500 de secunde.

Motoare chimice cu combustibil solid

Același subiect în detaliu: rachetă cu combustibil solid .

Motorul rachetă cu combustibil solid este, din punct de vedere conceptual, foarte simplu: constă în esență dintr-o carcasă umplută cu propulsor și echipată cu o duză la secțiunea de ieșire a gazelor produse de combustia propulsorului.

Masa combustibilului conține atât combustibilul, cât și combustibilul, astfel încât să se determine o combustie completă auto-alimentată.

Puterea motorului rachetă cu combustibil solid nu poate fi ajustată: depinde de forma imprimată pe suprafața propulsorului solid și de rata de ardere.

Cu cât suprafața expusă (suprafața de ardere) și viteza de ardere sunt mai mari, cu atât forța motorului este mai mare. Viteza de ardere este strâns legată de tipul de combustibil utilizat și de presiunea de funcționare (presiunea de ardere). Principalele componente ale unei centrale electrice cu propulsor solid sunt:

Camera de combustie / rezervorul de combustibil, care, în acest tip de combustibil, este tocmai carcasa de combustibil: în timpul arderii bobul de combustibil se degradează cu câțiva mm / s și, prin urmare, variază dimensiunile camerei în sine.
O duză dinamică de gaz în configurație convergentă / divergentă, adesea cu o divergență conică datorită prezenței particulelor solide în faza de expansiune.
Sisteme de protecție termică .

În comparație cu elicele lichide, solidele se caracterizează printr-o pregătire operațională foarte mare, deoarece bobul de propulsor poate fi depozitat fără probleme chiar și de ani de zile și nu necesită alimentare cu turbopompe . Din aceste motive, aceste propulsoare sunt utilizate și pentru majoritatea rachetelor de la bord. Alte aplicații se află în boostere de accelerație ale lansatoarelor principale, care oferă un impuls în primele momente de zbor (boostere de rachete solide în naveta spațială , boostere Ariane 5 sau noile lansatoare italo-europene Vega și Vega c).

O caracteristică a propulsorului este de a conține pulberi și nanopulberi de metale, în special aluminiu , care măresc impulsul specific al elicei.

Impulsurile specifice ale propulsoarelor solide ajung până la 280-300 de secunde.

Motoare chimice cu combustibil hibrid

Același subiect în detaliu: rachetă cu propulsor hibrid .

Acestea se caracterizează printr-o configurație mixtă lichid / solid. da, ei au

Motoare hibride cu combustie solidă și combustibil lichid.
Motoare hibride cu combustie lichidă și combustibil solid.

Spre deosebire de solide, arderea, odată pornită, poate fi oprită. În acest moment, acest tip de propulsoare este studiat, în timp ce a fost aplicat o singură dată în misiunea suborbitală a navei spațiale .

Un alt nume pentru rachetele cu combustibil hibrid sunt rachetele litergol .

Impulsurile specifice hibridului cresc până la 350 de secunde.

Tehnici de răcire

Datorită temperaturilor ridicate din camera de ardere și din duza gaz-dinamică, în special în secțiunea convergentă, sunt necesare sisteme de control termic pentru a proteja pereții de fluxurile mari de căldură date de gazele din faza de ardere sau de ardere. Principalele sisteme de protecție termică sunt:

Sisteme regenerative de răcire, care includ un sistem complex de conducte în care curge un agent de răcire (de obicei combustibilul, de exemplu hidrogen) către care este transferată puterea termică în timpul trecerii. Rețeaua complexă de canale poate funcționa în curent sau contracurent în raport cu direcția gazelor de ardere. Această soluție este adoptată în principalele motoare (SSME) ale Space Shuttle și, de asemenea, în motorul Vulcain al Ariane 5 .

Filme lichide sau sisteme de răcire prin transpirație, în care straturi de lichid de răcire, de obicei același combustibil ne-ars, curg în interiorul părții convergente și divergente a duzei, protejând peretele. În cazul transpirației, un perete poros permite să treacă picături de agent frigorific care protejează peretele însuși și absorb fluxurile termice ridicate.

Sisteme de răcire ablative , în care materialul ablativ suferă o reacție endotermică puternică în contact cu gradienți termici mari, degradându-se și producând un reziduu de carbon. Această tehnică nu este staționară și nu implică reutilizarea sistemului de răcire. Este uneori folosit ca element de siguranță în zone deosebit de solicitate termic.

Sisteme de răcire a sondelor termice : un material cu conductivitate termică ridicată transportă căldura absorbită în alte zone. Temperatura de topire a materialului trebuie să fie ridicată. Se folosesc metale cu punct de topire ridicat.

Sisteme de răcire radiativă : emisivitatea termică ridicată a unor materiale permite răcirea prin iradiere în alte zone.

Notă

^ Rețineți că Oxford Dictionary of English (sub „rachetă”) nu găsește nicio diferență între cei doi termeni.

Elemente conexe

Alte proiecte

Wikimedia Commons conține imagini sau alte fișiere despre motoarele de rachetă

linkuri externe

( EN ) Motor de rachete , în Encyclopedia Britannica , Encyclopædia Britannica, Inc.

Controlul autorității	Tezaur BNCF 27626 · LCCN (EN) sh85114703 · GND (DE) 4176905-3 · NDL (EN, JA) 00.569.644

Portalul de astronautică

Portalul aviației

[1] Rețineți că Oxford Dictionary of English (sub „rachetă”) nu găsește nicio diferență între cei doi termeni.

[1]