Rachetă cu combustibil lichid

De la Wikipedia, enciclopedia liberă.
Salt la navigare Salt la căutare
Fără surse!
Această intrare sau secțiune despre rachete și motoare de aeronave nu menționează sursele necesare sau cei prezenți sunt insuficienți .
Puteți îmbunătăți această intrare adăugând citări din surse de încredere în conformitate cu liniile directoare privind utilizarea surselor . Urmați sfaturile din desenele de referință 1 , 2 .
Diagrama unei rachete cu combustibil lichid

O rachetă cu propulsie lichidă este un chimist endoreator care folosește propulsori sub formă lichidă . În funcție de numărul de propulsori folosiți, este posibil să se distingă rachete monopropelente, bipropelente sau chiar tripropelente. Rachetele bipropelente folosesc în general un combustibil lichid și un oxidant . Combustibilii lichizi sunt utilizați și în rachetele hibride , unde sunt combinați cu combustibili solizi sau gazoși pentru a exploata avantajele respective ale diferitelor sisteme.

Istorie

Robert Goddard , în iarna rece din New England din 16 martie 1926 , alături de sprijinul pentru lansarea celei mai faimoase invenții sale - prima rachetă lichidă

Ideea unei rachete cu combustibil lichid, așa cum este conceput în contextul modernă, apare pentru prima dată în cartea intitulată „Explorarea spațiului cosmic prin dispozitive cu jet“, (în limba rusă : Исследование мировых пространств реактивными, прибор) ? Konstantin Ėduardovič Ciolkovskij , publicat în 1903 .

Singurul experiment cunoscut cu motoare cu combustibil lichid în secolul al XIX-lea a fost realizat de omul de știință peruvian Pedro Paulet [1] . Cu toate acestea, el nu și-a publicat imediat rezultatele, ci a scris doar o scrisoare unui ziar din Lima în 1927 , susținând că a experimentat un motor cu combustibil lichid în timp ce era student la Paris cu trei decenii mai devreme. Istoricii rachetelor, inclusiv Max Valier și Willy Ley , au dat mai multe interpretări scrisorii lui Paulet. Oamenii de știință au descris teste de laborator cu propulsoare cu combustibil lichid, dar nu au pretins că ar fi zburat cu o rachetă cu un astfel de motor.

Primul zbor al unei rachete de acest tip a avut loc pe 16 martie 1926 la Auburn (Massachusetts) , când profesorul american Robert Goddard a lansat o rachetă folosind oxigen lichid și benzină [2] . Racheta, numită „Nell”, a atins o înălțime de 12 metri în 2,5 secunde, ajungând într-o plantație de varză. Cu toate acestea, a fost o demonstrație importantă a posibilității de a utiliza propulsori lichizi. După Goddard, rachetele cu combustibil lichid au fost lansate de Hermann Oberth în 1929 și Sergej Pavlovič Korolëv în 1933 ; aceste rachete au folosit etanol și oxigen lichid, respectiv gel de motorină și respectiv oxigen lichid. În timpul celui de- al doilea război mondial , Wernher von Braun a proiectat racheta V2 , din care au fost dezvoltate primele rachete militare și spațiale în anii 1950 .

Principiul de funcționare

Rachetele cu combustibil lichid oferă impulsuri specifice mai mari decât rachetele solide sau hibride și, spre deosebire de acestea din urmă, permit modularea în timp real a tracțiunii, un control bun al raportului amestecului și pot fi oprite și repornite chiar de mai multe ori în cursul aceleiași misiuni. De asemenea, pot fi testate înainte de utilizarea operațională, permițând evidențierea și corectarea oricăror defecțiuni. O singură rachetă cu combustibil lichid poate fi utilizată pentru misiuni multiple, ca în cazul Navetei Spațiale sau Falcon 9 .

Spre deosebire de gaze, combustibilii lichizi tipici au în general o densitate de 0,7 - 1,4 g / cm³ (cu excepția hidrogenului lichid, care are o densitate mult mai mică de 0,071 g / cm³) și necesită o presiune modestă în interiorul rezervorului (în general 10-50 psi, sau 0,69–3,45 bari) pentru a evita vaporizarea și pentru a reduce posibilitatea cavitației în turbopompe [3] . Este de preferat o densitate mare, deoarece permite conținerea volumului rezervoarelor în care sunt depozitați combustibilii, în timp ce presiunea redusă din interior permite reducerea grosimii pereților acestor rezervoare. Utilizarea rezervoarelor ușoare este esențială într-un transportator spațial; de exemplu, într-o lansare tipică pe orbita Pământului, fracția din masa propulsorului față de masa la decolare poate ajunge până la 80%, prin urmare rezervoarele pot atinge dimensiuni considerabile și pot deveni o fracțiune considerabilă din masa structurală a rachetă întreagă. În prezent, rezervoarele sunt utilizate cu o masă egală cu 1% din conținutul pentru propulsorii cei mai densi și aproximativ 15% pentru hidrogenul lichid (datorită atât densității reduse a hidrogenului, cât și masei izolatorului cu care rezervorul trebuie acoperit). [4]

Injecția în camera de ardere necesită o presiune a propulsorului mai mare decât cea a camerei din apropierea injectoarelor. Această presiune este generată de obicei cu turbopompe , alese pentru puterea și ușurința lor, în timp ce în trecut au fost utilizate și pompe volumetrice [ fără sursă ] . Alimentarea cu energie a turbopompei poate fi gestionată cu diferite cicluri termodinamice .

Ca alternativă la utilizarea pompelor, este posibilă presurizarea rezervoarelor de combustibil la presiuni foarte mari și gestionarea fluxului acestora în camera de ardere prin reglarea supapelor. Acest lucru economisește greutatea și complexitatea turbopompelor, dar în detrimentul rezervoarelor mai grele, ai căror pereți trebuie să fie mai groși pentru a rezista presiunilor mai mari și a masei suplimentare datorită prezenței unui rezervor de gaz presurizat (în general heliu). Din aceste motive, un sistem presurizat este convenabil numai pentru motoarele care oferă o tracțiune redusă și un impuls total redus, cum ar fi motoarele utilizate pentru controlul atitudinii unei nave spațiale. [5]

În orice caz, combustibilii sunt introduși în camera de ardere prin injectoare speciale care trebuie să asigure vaporizarea și amestecarea combustibililor, posibil cu pierderi de presiune reduse. După amestecare, combustibilii participă la combustie, generând un amestec de gaze cu temperaturi foarte ridicate, care este accelerat de duza supersonică și expulzat, generând astfel împingerea.

Datorită temperaturilor ridicate atinse în timpul arderii (chiar și peste 3000 ° C), mult mai mari decât temperaturile de funcționare ale materialelor utilizate, este necesar să existe un sistem de protecție termică pentru pereții camerei de ardere și pentru duză.

Rachetele bipropelente lichide sunt conceptuale simple, dar complexe în practică datorită temperaturilor foarte scăzute și a pieselor mobile de mare viteză

Utilizarea combustibililor lichizi este asociată cu unele dezavantaje:

  • deoarece propulsorul reprezintă o parte foarte mare din masa vehiculului, centrul de masă se deplasează semnificativ spre partea din spate a aeronavei pe măsură ce propulsorul este consumat, cu riscul de a pierde controlul asupra aeronavei.
  • combustibilii lichizi sunt supuși stropirii în interiorul tancurilor, situație care complică și mai mult controlul aeronavei. [6]
  • atunci când aeronava se află în atmosferă, presiunea internă a tancurilor trebuie să fie suficientă pentru a evita prăbușirea tancurilor.
  • la pornirea motorului în condiții de microgravitație există riscul ca pompele de combustibil să aspire și gazele prezente în rezervor. Pentru a evita această situație, o rachetă mică cu combustibil solid este utilizată chiar înainte de aprindere, care accelerează aeronava și permite lichidelor să se așeze pe fundul rezervorului, bine separat de gaze. [7]
  • combustibilii lichizi (în special hidrogenul) pot scăpa, formând amestecuri explozive.
  • turbopompele sunt complexe de proiectat și pot suferi defecțiuni grave.
  • Combustibilii criogeni, cum ar fi oxigenul lichid, răcesc vaporii de apă atmosferici în cristale de gheață foarte dure, care pot deteriora sau bloca etanșările și supapele, provocând scurgeri și alte inconveniente. Pentru a evita această problemă, sunt necesare proceduri de eliminare lentă a aburului din sistem. Gheața care se așează pe exteriorul rachetei sau spuma izolatoare pot provoca, de asemenea, daune, cum ar fi dezastrul Columbia Space Shuttle . Combustibilii necriogeni nu cauzează aceste probleme.
  • Rachetele care utilizează propulsori care nu pot fi depozitați necesită multă pregătire înainte de lansare, ceea ce le face impracticabile în comparație cu propulsorii solizi , în special în armată.
  • unii propulsori, cum ar fi derivații de hidrazină și tetroxidul de dinitrogen , sunt toxici sau cancerigeni.

Propulsori

A Soyuz TMA-13

În rachetele bipropelente, mii de combinații de combustibili și oxidanți au fost încercate în trecut. Unii dintre ei sunt:

Una dintre cele mai eficiente combinații, oxigenul și hidrogenul , are dezavantajul de a necesita temperaturi extrem de scăzute pentru a menține cele două elemente sub formă lichidă (în jur de 20 K, -253 ° C), iar hidrogenul are o densitate mică (70 kg / m³). ). Aceste caracteristici necesită utilizarea tancurilor mari și grele. Utilizarea spumei izolante a cauzat mai multe probleme Navetei Spațiale , culminând cu dezastrul Navetei Spațiale Columbia , unde un fragment de spumă izolantă s-a rupt în timpul lansării, deteriorând catastrofal scutul termic al orbitatorului.

Pentru rachetele ICBM și sondele interplanetare, stocarea combustibililor criogeni pentru perioade lungi de timp este costisitoare și problematică. În rachetele cu scop militar, în anii cincizeci s-a încercat remedierea problemei prin utilizarea acidului azotic ca oxidant în loc de oxigen lichid, dar acesta era instabil, a dezvoltat vapori toxici și a corodat recipientele, așa că a fost amestecat cu tetroxid de azot și o cantitate foarte mică de acid fluorhidric , făcându-l mai stabil. Începând cu anii 1960 , hidrazina și oxizii de azot au început să fie utilizați, dar hidrazina este un compus chimic foarte coroziv , volatil și toxic. Ca urmare, soluțiile hibride sunt utilizate la transportatorii privați cu buget redus. Combinația kerosen / oxigen este, de asemenea, o alegere fiabilă și rentabilă pentru aplicațiile aerospațiale comerciale.

Injectoare

Tipuri de injectoare

Injectoarele pot fi simple, chiar și sub formă de găuri cu diametru mic plasate conform unui anumit aranjament. Debitul este determinat de rădăcina pătrată a căderii de presiune peste injectoare, forma găurii și alți factori, cum ar fi densitatea combustibilului. Primele injectoare utilizate pe rachetele V-2 au creat jeturi paralele de combustibil și oxidant care ulterior au ars în cameră. Această soluție a fost ineficientă.

În zilele noastre, injectoarele constau dintr-un grup de găuri mici care direcționează jeturile de combustibil și oxidant, astfel încât să se ciocnească într-un punct din spațiu, la o distanță mică de injectorul însuși. În acest fel, fluxurile se despart în picături mici care ard mai ușor.

Propulsorii principali ai navetei spațiale utilizează injectoare de flaut, care utilizează „căldura” relativă a oxigenului lichid pentru a vaporiza hidrogenul și a îmbunătăți fluxul și stabilitatea procesului de ardere; propulsoarele anterioare, cum ar fi F-1 utilizat în programul Apollo, au avut probleme semnificative din cauza prezenței oscilațiilor care au provocat și distrugerea propulsoarelor. Soluția de proiectare din naveta spațială a făcut posibilă rezolvarea acestei probleme.

Valentin Glushko a inventat injectorul centrifugal la începutul anilor 1930 , care a fost folosit aproape universal în grupurile de propulsie rusești. O mișcare rotativă este aplicată lichidului (uneori chiar și celor două lichide amestecate împreună) și expulzată printr-o gaură mică unde formează un flux în formă de con care atomizează rapid lichidul.

Stabilitate la combustie

Pentru a evita instabilitatea, cum ar fi oscilațiile cu viteză redusă, propulsorul trebuie proiectat cu o diferență de presiune suficientă între injectoare pentru a face fluxul aproape independent de presiunea camerei. Acest lucru se realizează de obicei cu o diferență de cel puțin 20% în presiunea camerei.

Cu toate acestea, în propulsoarele mai mari, pot apărea fluctuații mari de viteză în combustie și nu sunt bine înțelese. Acestea tind să perturbe stratul vecin al gazului, provocând defecțiunile sistemului de răcire și distrugerea motorului. Aceste tipuri de oscilații sunt foarte frecvente la motoarele mai mari și au cauzat probleme în dezvoltarea modelului Saturn V.

Unele camere de ardere, cum ar fi cea din motoarele Space Shuttle, utilizează rezonatoare Helmholtz ca mecanisme pentru a diminua anumite frecvențe rezonante. De asemenea, pentru a preveni acest lucru, injectoarele au fost proiectate să vaporizeze combustibilul înainte de a fi injectate în camera de ardere. Deși au fost adoptate alte soluții pentru a asigura absența instabilității, unele cercetări mai recente au arătat că acestea nu sunt necesare și că arderea funcționează în mod fiabil.

Testele de stabilitate implică adesea utilizarea unor mici încărcături explozive, care sunt detonate în cameră în timpul funcționării motorului pentru a crea o tensiune impulsivă. Examinând urmele de presiune ale camerei pentru a examina reacția la perturbare, se poate estima stabilitatea și eventuala reproiectare a camerei de ardere.

Răcire

Injectoarele sunt în general aranjate pentru a crea un strat bogat în combustibil lângă peretele camerei de ardere. Reduce local temperatura și împinge în jos prin duză. În acest fel, o cameră de ardere poate fi acționată cu o presiune mai mare și, prin urmare, o rată de expansiune mai mare în duză și un impuls specific mai mare [8] . Este adesea folosit un sistem de răcire regenerativă .

Aprinde

A traduce
Această intrare sau secțiune despre inginerie a fost parțial tradusă din limba engleză .
Puteți contribui terminând traducerea sau folosind alte surse. Nu utilizați programe de traducere automată. Folosiți {{ Tradus de }} când ați terminat. Dacă găsiți text ascuns pe pagina de editare , verificați dacă este actualizat utilizând linkurile „în alte limbi” din partea de jos a coloanei din stânga. Urmați sfaturile de proiectare de referință .

Aprinderea se poate face în mai multe moduri, dar este necesar un sistem de aprindere eficient și semnificativ: eșecul de aprindere, chiar și pentru o perioadă foarte scurtă (uneori doar câteva zeci de milisecunde), poate provoca suprapresiunea camerei din cauza excesului de propulsor. Acest fenomen, numit și „pornire dură” , poate provoca explozia motorului.

Încuietorile de siguranță sunt uneori folosite pentru a se asigura că este prezentă o sursă de aprindere înainte de deschiderea supapelor principale, dar fiabilitatea încuietorilor poate fi, în unele cazuri, mai mică decât cea a sistemului de aprindere. Aceste alegeri depind de gradul de fiabilitate necesar, datorită prezenței astronauților sau de importanța succesului misiunii. Blocurile sunt rareori utilizate pentru treptele superioare fără pilot, unde defecțiunile lor ar putea provoca eșecul misiunii. Sunt prezenți pe propulsoarele Navetei Spațiale, pentru a opri motoarele înainte de lansarea navetei. Mai mult, este surprinzător de dificil să se verifice prezența unei aprinderi reușite, iar unele sisteme folosesc fire subțiri care sunt tăiate de flăcări sau senzori de presiune.

Unele sisteme de aprindere includ mijloace pirotehnice, electrice sau chimice. Propulsorii hipergolici au avantajul de a se autoaprinde, în mod fiabil și cu șanse mai mici de fenomene precum „ porniri grele ”. În anii 1940 , rușii au început să pornească propulsoarele cu propulsor hipergolic și apoi să alimenteze motorul cu propulsorul primar după aprindere.

Notă

  1. ^ Presupuse contribuții ale lui Pedro E. Paulet la rachete cu combustibil lichid , la ntrs.nasa.gov .
  2. ^ Re-Creating History , la liftoff.msfc.nasa.gov , NASA (arhivat din original la 1 decembrie 2007) .
  3. ^ George P. Sutton și Oscar Biblarz, Rocket Propulsion Elements , ediția a IX-a, John Wiley & Sons, 2017, p. 199.
  4. ^ Relații de estimare a masei ( PDF ), la spacecraft.ssl.umd.edu .
  5. ^ George P. Sutton și Oscar Biblarz, 1.2, 6.3 , în Rocket Propulsion Elements , ediția a IX-a, John Wiley & Sons, 2017.
  6. ^ (RO) Agitat și agitat: în interiorul rezervorului de combustibil al unei rachete la decolare pe www.esa.int. Adus la 11 septembrie 2020 .
  7. ^ (EN) NASA - Centrul Marshall al NASA finalizează testul de succes cu motor Ullage pentru racheta Ares I de pe www.nasa.gov. Adus la 11 septembrie 2020 .
  8. ^ Elemente de propulsie pentru rachete - Sutton Biblarz, secțiunea 8.1.

Elemente conexe

Alte proiecte

linkuri externe

Controlul autorității LCCN (EN) sh85077389 · GND (DE) 4448628-5
Adus de la „ https://it.wikipedia.org/w/index.php?title=Razzo_a_propellente_liquido&oldid=120863046 ”