napędy kosmicznedoktorat.połok.pl/kosmonautyka/13z/9-napędy kosmiczne.pdf · wykład jest...
TRANSCRIPT
Wykład jest współfinansowany przez Unię Europejską w
ramach Europejskiego Funduszu Społecznego
Napędy KosmiczneKOSMONAUTYKA
Piotr Wolański
Rodzaje silników rakietowych
• Silniki rakietowe na chemiczne materiały pędne – historia – współczesność – przyszłość;
• Elektryczne silniki rakietowe – jonowe, plazmowe, inne;
• Hybrydowe silniki rakietowe;
• Inne rodzaje napędów kosmicznych;
• Kierunki rozwoju napędów kosmicznych.
Silniki rakietowe
Historia
• Pierwsze silniki rakietowe (rakiety) zostały zastosowane w Chinach do wspomagania napędu tzw.„Strzał ognistych”
• Pierwsza rakieta na ciekły materiał pędny została wypróbowana w 1926r.
• Pierwsza rakieta balistyczna „V-2” – 1942 r.
• Pierwsza rakieta kosmiczna – R-7 - 1958 r.
Silniki rakietowe
Jako pierwszy zaproponował:- stabilizacje rakiet za pomocą stateczników aerodynamicznych- rakiety wielostopniowe,- wiązki rakiety;opublikował to w książce: "Artis Magnae Artilleriae pars prima" („Wielka sztuka artylerii, część pierwsza"), wydanej w Amsterdamie w 1650, a następnie przetłumaczonej na język Francuski w 1651, Niemiecki w 1676 Holenderski w 1729 i Polski w 1963 r.
Silniki rakietowe
Rakietowe Materiały Pędne
• Ignacy Łukasiewicz w 1853 r. jako pierwszy otrzymał naftę z ropy naftowej;
• Karol Stanisław Olszewski i Zygmunt Wróblewski –w 1883 r. jako pierwsi otrzymali ciekły tlen;
• Pierwsza rakieta kosmiczna R-7 wykorzystywała we wszystkich stopniach materiał pędny złożony z nafty i ciekłego tlenu;
• Nafta z ciekłym tlenem jest w dalszym ciągu powszechnie wykorzystywanym rakietowym materiałem pędnym.
Silniki rakietowe
Pierwsze rakiety kosmiczne: R7-Sputnik-1 (ZSSR) i Redstone -Explorer-1 (USA)(Rakiety korzystające z ideii K. Siemienowicza: wielostopniowe, z wiązkami rakiet i ze
stabilizatorami aerodynamicznymi)
Silniki rakietowe
Historia –pierwsza rakieta na ciekły materiał pędny
zbudowana i wystrzelona przez Roberta Goddarda w 1926 r.
Silniki rakietowe
w – prędkość gazów na wylocie z dyszy (impuls właściwy) [m/s]
m – wydatek masowy [kg/s]
AE – powierzchnia przekroju wylotowego dyszy [m2]
pE – ciśnienie na wylocie z dyszy [Pa]
po – ciśnienie otoczenia [Pa]
Ciąg silnika rakietowego
mwF w
Ciągiem nazywamy wypadkową wewnętrznych i zewnętrznych sił ciśnieniadziałających na silnik rakietowy. Ciśnienie wewnętrzne warunkują procesy zachodzącew komorze spalania i dyszy silnika.
oEEw ppAmwF
EEw pAmwF
Ciąg w warunkach obliczeniowych pE=po
Ciąg maksymalny rozprężanie do próżni po=0
Silniki rakietowe
Jest stosunek energii wykorzystanej na wytworzenie ciągu do energii całkowitej dostarczonej do silnika
12
22
2
1
TTcm
wwm
p
ow
i
Sprawność wewnętrzna
wo – prędkość lotu [m/s]
ww – prędkość gazów na wylocie z dyszy [m/s]
m– wydatek masowy czynnika roboczego [kg/s]
T – temperatura (1 – początkowa, 2- końca doprowadzania ciepła) [K]
Cp – ciepło właściwe przy stałym ciśnieniu,Silniki rakietowe
Sprawność napędowaJest to stosunek pracy napędu do energii zużytej na
wytworzenie ciągu
222222
2
1
2
1
2
1ow
ow
ow
ow
ow
op
ww
ww
wwm
wwm
wwm
wF
2
2
1
2
w
o
w
o
p
w
w
ww
wo – prędkość lotu [m/s]
ww – prędkość gazów na wylocie z dyszy [m/s]
Silniki rakietowe
Zależność sprawności napędowej od stosunku prędkości rakiety do
prędkości gazów wylotowych
Wo/WeSilniki rakietowe
Sprawność ogólna
Jest to stosunek pracy napędu do energii dostarczonej do silnika
pio
12
2
2
12
22
1
22
1
TTc
ww
w
w
ww
TTcm
wwm
p
ow
w
o
w
o
p
ow
o
Silniki rakietowe
Sprawność chemicznego napędu rakietowego
Sprawność wewnętrznai = 0.35 ÷ 0.80
Sprawność napędowap = 0.00 ÷ 1.00
Sprawność ogólnao = 0.00 ÷ 0.70
Silniki rakietowe
Bilans energetyczny dla rakiety na chemiczny materiał pędny
Wartość opałowa materiału pędnego
Energia użyteczna
Straty ciepła do ścianek
Energia dostępna w komorze spalania
Całkowita energia w dyszy wylotowej
Tracona energia cieplna gazów wylotowych
Energia kinetyczna gazów wylotowych
Straty spalania
Tracona energia kinetyczna gazów
wylotowych
do
do
Silniki rakietowe
Sprawność cieplna silnika rakietowego
1
11
1
1
1
3
2
2
1
3
2
2
k
k
k
kpo
p
p
TRk
k
p
p
TcL
d
o
cQ
L
212 TcTTcQ ppd
Ciepło dostarczone z materiału pędnego
Praca wykonana przez czynnik roboczy
Silniki rakietowe
Sprawność cieplna silnika rakietowego
k
k
cp
p
1
2
31
p3 – ciśnienie na wylocie z
dyszy
p2 – ciśnienie w komorze spalania
k – wykładnik adiabaty
d
o
cQ
L
Uwzględniając zależności na ciepło dostarczone oraz wykonaną pracęwyprowadzone wcześniej otrzymujemy zależność na sprawność cieplną
Silniki rakietowe
Sprawność cieplna w funkcji rodzaju materiału pędnego (k) oraz stosunku rozprężu gazów wylotowych w dyszy (p3/p2)
Silniki rakietowe
Prędkość wylotowa
2 2
1 22
owwo LwwL
1
11
2
1
3
2
2
k
kw
p
p
TRk
kw
Rk
k
1c p
Uwzględniając związek ciepła właściwego, stałej gazowej i wykładnika izentropy
Otrzymujemy zależność na prędkość wylotową gazów z dyszy silnika
Silniki rakietowe
Prędkość wypływu produktów spalaniaz dyszy silnika rakietowego
]s/m[p
p1
TR
1k
k2w
k
1k
k
wk
lub
s/mT
Kw k
Silniki rakietowe
gdzie: w- prędkość wylotowa z dyszy [m/s]
k – wykładnik adiabaty,
R – uniwersalna stała gazowa,
T – temperatura [K],
μ – masa cząsteczkowa spalin,
p – ciśnienie (w – na wylocie z dyszy, k- w komorze silnika) [N/m2]
Impuls właściwy
Iw = F/dm/dt [N/kg/s] ; [m/s]
• tzn. ciąg osiągalny z jednostkowego wydatku materiału pędnego w ciągujednej sekundy pracy silnika;
• dla przypadku gdy ciśnienie na wylocie z dyszy silnika rakietowego jest równeciśnieniu otoczenia, impuls właściwy jest równy prędkości wylotowej gazów zsilnika;
• w układzie anglosaskich jednostek impuls właściwy podawany jest w [s], cowynika z daleko idącego uproszczenia dzielenia siły (funt siły) przez wydatekmasowy określany w funtach masy na sekundę. Aby przejść z anglosaskichjednostek na układ SI, impuls właściwy „Iw”, należy pomnożyć przezprzyspieszenie ziemskie „g”.
Silniki rakietowe
KONWENCJONALNE RAKIETOWEŚRODKI NAPĘDOWE
Paliwo Utleniacz Iw
[m/s]
H2 O2 3900÷4600
Nafta O2 2700÷3500
N2H4 N2O4 2500÷3400
Lepiszcze+Al NH4ClO4 2400÷3000
Silniki rakietowe
Wybrane kompozycje ciekłych materiałów pędnych Pk/Po= 100
Utleniacz Paliwo Stosunek
O/F
Impuls
właściwy [m/s]
O2 Wodór 3.4 – 4 3900
Nafta 2.2 – 2.7 3000
Hydrazyna 0.7 – 0.9 3100
N2O4 Hydrazyna 1.1 – 1.4 2900
UDMH 2.1 3300
HNO3 Nafta 5.0 – 5.8 2400
H2O2 (95%) Nafta 6.3 – 7.6 2700
F2 H2 4.5 – 23 4100
Hydrazyna 1.8 –2.4 3600Silniki rakietowe
Impulsy właściwe stałych materiałów pędnych
Skład Impuls właściwy
[m/s]
IRN (nitroceluloza 51,5%, nitrogliceryna
43%,centralit 1%,ftalan dwumetylu 3.25%,
siarczan potasu 1.25%, sadza 0.2%, wosk
0.08%) – jednorodne (koloidalne)
1910
NH4ClO4+polibutadien+Al - niejednorodne 2600
Proch czarny (57-80%)+KNO3+węgiel
(18-20%)+siarka (8-22%)
50 - 140
DWUFAZOWE (HYBRYDOWE) MATERIAŁY PĘDNE
Stały składnik materiału pędnego umieszczony jest w komorze silnika, ciekły składnik jestdoprowadzany do komory w czasie pracy silnika. Najczęściej stosowanym wariantem jestciekły utleniacz (H2O2, HNO3, N2O4, O2), stałe paliwo (polimery z dodatkiemsproszkowanych metali: Al., Be, B, Li)
Materiał pędny Impuls właściwy
[m/s]
Uwagi
H2O2+polimer+Al 2780 stosowany
HNO3+polimer+Al 2680 stosowany
ClF3+LiH 2880 badany
ClF3+Li 3120 badany
Silniki rakietowe
Przepływ przez dyszę
silnika rakietowego
linia ciągła – stan równowagowylinia przerywania –stan zamrożony
Silniki rakietowe
Współczynnik ciągu - CF
krkrkrkr
sp
FAp
F
Ap
mIC
Pkr – ciśnienie krytyczne [Pa]
Akr – pole powierzchni przekroju krytycznego [m2]
Isp – impuls właściwy [m/s]
m – wydatek masowy [kg/s]
F –ciąg [N]
Silniki rakietowe
Głowica wtryskowa silnika rakiety V2
1 – górny kolektor paliwa
2 – główny zawór paliwa
3 – dolny kolektor paliwa
4 – komora wstępna
5 – wsporniki do przekazywania ciągu
6 – króciec przewodu paliwowego
7 – kolektor pierścieniowy
8 – dolny kolektor wewnętrznego chłodzenia
9 – wewnętrzna ścianka komory
10 – zewnętrzna ścianka komory
11,12 – kolektory wewnętrznego chłodzenia
13 – uzupełniający kolektor wewnętrznego
Chłodzenia
14 – górny kolektor wewnętrznego
chłodzenia
Silniki rakietowe
Głowice wtryskowe – kulista głowica wtryskowa
1 – komora spalania
2 – dno tylnie
4 – dno przednie
5 – wtryskiwacz
6 – śruba kołkowa
7 – wtryskiwacz
8 – dno pośrednie
9 – kołek
10 – uszczelnienia
11 – pierścieniowy
kolektor utleniacza
Silniki rakietowe
Schematy głowic wtryskowych
a) płaska z podwójnym dnem; b) płaska z wierconymi otworami; c) płaska z przecinającymi się otworami; d) kulista;
Silniki rakietowe
Schematy głowic wtryskowych
e) kulista z komorami wstępnymi; f) stożkowa z centralnym doprowadzeniem utleniacza
Silniki rakietowe
How can a rocket engine that generates 5,000 degree steam and 13,800 lbs of thrust form icicles at the rim of its nozzle? It's cryogenic. The Common Extensible Cryogenic Engine, CECE
for short is based on the design of the heritage Pratt & Whitney Rocketdyne RL10 engine.Silniki rakietowe
http://www.nasa.gov/multimedia/nasatv/on_demand_video.html?param=http://s3.amazonaws.com/akamai.netstorage/anon.nasa-
global/MARSHALL/CECE_Engine.asx
Silniki rakietowe
Adres strony NASA silnika CECE - sople
Porównanie impulsów właściwych
i impulsów gęstościowych:stałych, ciekłych
i hybrydowych materiałów pędnych
Ig = Is *ρmp
[skg/m3][s]
Silniki rakietowe
Zależność pomiędzy impulsem właściwym a możliwym do osiągnięcie
przyspieszeniem rakiety czy statku kosmicznego
Silniki rakietowe
INNE NAPĘDY Rakietowe
• Zespolone (elektryczno-chemiczne; chemiczno termiczne, itp..)
• Laserowe
• Mini napędy
• RAMAC
• Grawitacyjne (Asysta grawitacyjna)
• Inne (np. żagiel słoneczny, winda kosmiczna)
Silniki rakietowe
Zależność impulsu właściwego od modu pracy silnika zespolonego
Silniki rakietowe
Zespolony silnik rakietowy pracujący w następujących modach: rakietowy z ejektorem. Strumieniowy, strumieniowy z naddźwiękową komorą spalania i rakietowy.
Udział masy ładunku do masy początkowej w funkcji impulsu właściwego (dla rakiet z zespolonymi silnikami)
Silniki rakietowe
Możliwość osiągnięcia orbity Ziemi przez jednostopniową rakietę
Magnetyczny przyspieszacz statku napędzanego zespolonymi silnikami powietrzno-rakietowymi
Silniki rakietowe
Napęd zespolony
Możliwe do osiągnięcia impulsy właściwe
• Chemiczne – do około 5000 m/s
• Zespolone (chemiczno-termiczne) – do około 6000 m/s
• Jądrowe – do około 10 000 m/s
• Elektryczne – do około 50 000 m/s
• Termojądrowe – 1 000 000 m/s
• Fotonowe – 300 000 000 m/s
Silniki rakietowe
Rakietowe silniki elektryczne
SILNIKI HALLACIĄG: 30 N IMPULS: 15 km/s
SILNIKI INDUKCYJNECIĄG: 20 N IMPULS: 50 km/s
Silniki rakietowe
Zależność pomiędzy impulsem właściwym a możliwym do osiągnięcie przyspieszeniem
rakiety czy statku kosmicznego
Silniki rakietowe
Obecnie dostępna energia do napędów kosmicznych
• Reakcje chemiczne ∼ 10 – 13 MJ/kg
• Reakcje jądrowe ∼ 105 - 107 MJ/kg
• Słoneczna (żagiel, lub elektryczna ∼ 0,3 x1.3 kW/m2 )
Silniki rakietowe
WNIOSKI
• Napędy chemiczne stanowią obecnie i stanowić będą w najbliższym czasie podstawowy środek napędowy
• Napędy chemiczne osiągają już kres swoich możliwości
• Napędy elektryczne i hybrydowe zaczynają być stosowane do wybranych celów
• Ciągle poszukiwane są nowe systemy napędów kosmicznych
Silniki rakietowe
Literatura
„Silniki rakietowe” – Stanisław Torecki
„Rocket Propulsion Elements” – Gorge Sutton
„Advances in Chemical Propulsion Science to Technology” - Gabriel D. Roy
„Space Vehicle Design” M.D. Griffin,
„Elements of Space Technology for Aerospace Engineers” R.H. Meyer
„Spacecraft Mission Design” Ch. Brown
„Samoloty Kosmiczne” J. Nowicki
„Aerospace materials” B. Cantor
Silniki rakietowe