Detalji predmeta

• Stanje Polovno

Аутор - особа Miloš, Marko V.
Наслов Развој математичког модела за идентификацију параметара у закону брзине горења на основу експеримената у реалном ракетном мотору : докторска дисертација / Марко В. Милош
Врста грађе дисертација
Циљна група одрасли, озбиљна (није лепа књиж.)
Језик српски
Година 2004
Издавање и производња Београд : [М. Милош], 2004
Физички опис 153 листа : илустр. ; 30 цм
Други аутори - особа Благојевић, Ђорђе, 1950-2012 = Blagojević, Đorđe, 1950-2012
Jojić, Branislav, 1947-
Јарамаз, Слободан, 1952- = Jaramaz, Slobodan, 1952-
Adžić, Mikan
Biljić, Radivoj
Напомене Сажетак; Abstract
Библиографија: стр. 148-153
Умножено за одбрану
Универзитет у Београду, Машински факултет
Предметне одреднице Raketni motori -- Sagorevanje -- Doktorske disertacije
УДК 629.78:621.45(043.3)
UBBG: TehC

Raketni motor je tip mlaznog motora koji koristi samo ponetu masu raketnog goriva za formiranje pogona letelice velikom brzinom leta. Raketni motori proizvode potisak u skladu sa Njutnovim trećim zakonom. Većina raketnih motora su sa unutrašnjim sagorevanjem, mada postoje i konstrukcije i bez sagorevanja (kao što je sa ekspanzijom hladnog gasa). Raketni motori mogu raditi i u vakuumu i na taj način se mogu koristi za pogon svemirskih letelica i balističkih raketa. Oni u širem smislu pripadaju grupaciji mlaznih motora, iako njihov rad nije uslovljeno vezan za atmosferu.

U poređenju sa drugim vrstama avionskih motora, raketni motori imaju najveći potisak, daleko su najlakši, ali su najmanje pogonske efikasnosti (imaju najmanji specifični impuls). Idealni ekspanzioni gas je vodonik, najlakši je od svih gasova, ali hemijske rakete proizvode mešavinu težih vrsta, umanjuju brzinu izduvavanja. Raketni motori su postali efikasniji pri velikim brzinama leta (Oberov efekat). Pošto ne zahtevaju atmosferu, pogodna su za primenu za pogon na veoma velikim visinama i u velikom prostoru.[1][2][3][4]

Princip rada
Raketni motori proizvode potisak izbacivanjem gasova, koji su produkt sagorevanja. Ti gasovi su pod visokim pritiskom (10 do 300 bara) i sa visokom zagrejanošću, usled čega postižu veliku brzinu pri isticanju kroz profilisanu mlaznicu, optimizirano promenljivih površina poprečnih preseka po dužini. Gas pod visokim pritiskom nastaje sagorevanjem čvrstih ili tečnih raketnih goriva u komori za sagorevanje. Gorivo se sastoji od smeše sagorljivih komponenti i oksidatora. Usled visokog pritiska i visoke zagrejanosti gasa, u mlaznici se isti ubrzava i tako se ekspanzijom njegova potencijalna i toplotna energija pretvaraju u kinetičku. Na izduvnom preseku mlaznice, gas postiže veoma visoku (čak nadzvučnu) brzinu isticanja. Usled toga procesa se stvara sila reakcije (potisak), suprotno usmeren od smera isticanja gasa. Sagorevanje se najčešće koristi za operativne rakete, za koje su poželjni visoka temperatura i pritisak, sa optimiziranom dugačkom mlaznicom, za postizanje veće brzine izduvnih gasova i bolje termodinamičke efikasnosti.

Alternativa sagorevanju je raketni motor sa vodom (kao fluidom), koji koristi vodu pod pritiskom komprimovanog vazduha, ugljen-dioksida, azota, ili ručnim pumpanjem za model raketnog modela.[5]

Gorivo
Raketno gorivo je sagorljiva materija, koja se obično čuva u nekom obliku pogonskog rezervoara, ili u samoj komori za sagorevanje, pre nego što počne sagorevati, pa zatim biva izbačena iz raketnog motora u obliku mlaza vrelih gasova, velikom brzinom za proizvodnju potiska.

Najčešće se koriste hemijska raketna goriva, koja prolaze kroz proces hemijske reakcije, produkt čega je vreo gas koji se koristi za mlaz velike brzine isticanja iz rakete, velike mase u jedinici vremena. Alternativno, hemijska inertna reaktivna masa može se zagrevati pomoću izvora visoke toplotne energije preko izmenjivača toplote, a zatim se ne koristi komora za sagorevanje.

Čvrsto raketno gorivo se priprema kao mešavina komponenti goriva i oksidatora, a kućište za skladištenje toga goriva je ujedno i efektivno komora za sagorevanje.[1][4]

Ubrizgavanje goriva
Kod raketnog motora sa tečnim gorivom, odvojene su komponente goriva i oksidatora. Mešaju se u komori za sagorevanje, gde i sagorevaju. Hibridni raketni motori koriste kombinaciju čvrstih i tečnih ili gasovitih goriva. Obe vrste raketnih motora (sa tečnim gorivom i hibridne), koriste ubrizgavače za ubacivanje fluidnog goriva u komoru sagorevanja. To je obično venac - niz jednostavnih rupa (mlaznice) kroz koje se ubacuje pogonski fluid pod pritiskom. Međusobni mlazovi goriva se međusobno sudaraju pa se razbijaju na manje kapljica koje lakše sagorevaju.[5][6]

Komora za sagorevanje
Komora za sagorevanje raketa sa hemijskim gorivom je obični cilindar, a nosači plamena se u njima retko koriste. Dimenzije cilindra su takvi da pogonsko gorivo može temeljno da sagoreva. Različita raketna pogonska goriva zahtevaju različite veličine komore za sagorevanje, za optimalan proces. Rešenje ovog problema vodi do uvođenja broja
�
∗{displaystyle L^{*}}:

Raketni motor sa čvrstim gorivom.

Četiri primera usklađenja proširenja de Lavalove mlaznice i uslova okruženja: nedovoljno proširen; savršeno proširen; previše proširen; izrazito previše proširen.
Kombinacija temperature i pritiska postiže se u komori za sagorevanje i je obično su ekstremni po svim standardima. Za razliku od mlaznih motora koji usisavaju vazduh, prisutan je azot ali ne iz atmosfere da ublaži i hladi sagorevanje, a temperatura može da dostigne prave stehiometrijske odnose. Ovo, u kombinaciji sa visokim pritiscima, znači da je stepen provođenja toplote vrlo visok, kroz zidove motora.[5][7]

Mlaznica
Vrelom gasu, proizvedenom u komori za sagorevanje, omogućeno je da ističe kroz otvor ("grlo"), a zatim kroz divergentni deo, ekspanzionog proširenja. Kada je obezbeđen dovoljan pritisak u mlaznici (oko 2,5-3 puta od okolnog pritiska), postiže se nadzvučna brzina sa dramatičnim ubrzavanjem gasa, usled pretvaranja viška toplotne u kinetičku energiju. Brzine izduvnih gasova variraju, zavisno od projektovanog koeficijenta širenja mlaznice, brzine izduvnih gasova su obično oko deset puta veće od brzine zvuka u vazduhu na nivou mora. Oko polovine potiska raketnog motora dolazi od razlike raspodele pritiska unutar komore za sagorevanje, a ostatak dolazi od dejstva usled raspodele pritiska u unutrašnjosti mlaznice (vidi dijagram). Kako se gas adijabatski širi pritisak deluje na zidove mlaznice i integriše se u ukupan potisak raketnog motora u jednom smeru, dok je ubrzanje gasa u drugom.[1][4][5][8]

Povratni pritisak i optimalno širenje
Za optimalne performanse raketnog motora, trebalo bi pritisak gasa na kraju mlaznice da se izjednači sa pritiskom okoline. U slučaju da je pritisak izduvnih gasova niži od okolnog, onda će potisak biti umanjen, a ako je pritisak veći, onda se deo energije gubi.

Da bi se održao ovaj idealni uslov jednakosti, između izlaznog pritiska izduvnih gasova i okolnog, prečnik mlaznice bi trebalo da se poveća na nadmorskoj visini leta (upotrebe motora) i duža mlaznica delovali bi na smanjenje izlaznog pritiska i temperature. Ovo promenu geometrije mlaznice, teško je realizovati na lak način, iako se to rutinski radi na drugim vrstama mlaznih motora. Kod raketnog motora se kompromisno usvaja fiksna mlaznica, sa svesnim smanjenjem performansi u atmosferskom prostoru. Bilo je mnogo pokušaja da se reši ovaj problem i da se jednako poboljšaju performanse u celoj anvelopi leta (rada motora). Rezultat su razni egzotični projekti mlaznica: „plug mlaznice” i „stepenaste mlaznice”. Predložene mlaznice se šire i sužavaju (promenljivog su preseka), u funkciji promeni pritiska okruženja, u cilju optimizacije potiska sa promenom visine leta.

Kada su iscrpljena mogućnost u snižavanju pritiska, nekoliko pitanja javljaju. Jedan je sama težina mlaznice-iza određene tačke uslovljavanja projekta, za specijalne letelice, posledice ekstremne težine mlaznice nadmašuje bilo kakav dobitak u potisku. Drugo, pošto se izduvni gasovi šire adijabatski i u mlaznici se ekstremno hlade, neke od hemikalija može da se zamrzne, proizvodi sneg i led na letelici. Ovo izaziva nestabilnost u mlazu gasa pa i radu motora, te se mora izbeći.

U De Lavalovoj mlaznici, izduvne strujnice gasa će doći u njegov izrazito prošireni deo. Pošto se pri tome te strujnice gasa mogu različito formirati, u odnosu na osu motora, može se pojaviti bočna sila i ista preneti na motor. Ova nepoželjna sila se može menjati, tokom vremena i dovesti do problema upravljanja pri lansiranju letelice.

Savremeni projekat kompenzacije promene visine leta, kao što su sa promenljivim presekom (može i pokretnim konusom, kao kod usisnika aviona — primer MiG-21), pokušaj je da se minimiziraju gubici performansi prilagođavajući se potrebnim različitim odnosom proširenja, prema promeni visine leta.[1][4][5][8]


Temperatura (T), pritisak (p),
brzina (v) i Mahov broj (M),
tipično su profilisani
u De Lavalovoj mlaznici.
Pogonska efikasnost
Za raketni motor je bitna pogonska efikasnost, neophodno je stvoriti maksimalni pritisak na zidove komore za sagorevanje i mlaznice, pošto je to izvor potiska. Ovo se sve može postići:

sagorevanjem goriva i pri tome postizati moguću visoku temperaturu (primenom visoko energetskog goriva, koje sadrži vodonik i ugljenik i ponekad metale kao što su aluminijum, ili čak upotrebom nuklearne energije)
koristeći male specifične gustine gasa (kao što je vodonik)
koristeći gorivo koje se jednostavno razlaže na molekule sa više stepeni slobode kako bi se povećala brzina strujanja gasa.
Prethodno utiče na pogonsku efikasnost. Pritisak je proporcionalan efikasnosti, stvarajući potisak koji gura motor napred. Po Njutnovom trećem zakonu pritisak aktivno ubrzava gas, a reaktivno deluje na motor u vidu potiska. Brzina izduvnih gasova je odličan pokazatelj pogonske efikasnosti motora. Na nju se utiče konstruktivnim rešenjima, ali se mora voditi računa o racionalnosti konstrukcije, sa aspekta povećanja težine, cene, složenosti i sl.

Prema aerodinamičkim zakonima strujanja