مقدمه ای برای فناوری Rakette

موتور موشک ترکیبی چیست؟

موتورهای موشک ترکیبی (HRES) به دلیل توانایی آنها در ترکیب مزایای سیستم های پیشرانه ثابت و مایع ، به عنوان یک فناوری پیشرانه امیدوار کننده توجه را به خود جلب کرد و از این طریق مزایای منحصر به فردی را از نظر عملکرد ، راندمان هزینه و پایداری ارائه می دهد. بر خلاف موتورهای موشکی سنتی ، جایی که سوخت و عامل اکسید کننده در همان حالت وجود دارد ، حالت های مختلف تجمع HRE از آن استفاده می کنند. به عنوان مثال ، در یک برنامه مستقیم ، سوخت ثابت است و مواد اکسید کننده مایع است ، در حالی که در یک نمودار معکوس سوخت مایع است و ماده اکسید کننده ثابت است. این طرح ایمنی ، انعطاف پذیری و کنترل بیشتری را در مقایسه با موتورهای موشک ثابت تضمین می کند ، در حالی که از پیچیدگی سیستم های دارای سیال جلوگیری می شود.

در حالی که امروزه HRE ها برجسته تر می شوند ، ریشه های آنها در قرن بیستم تحقیقات اولیه را دنبال می کند. پیشگامانی مانند سرگئی کورولف ، فردریش تساندر و میخائیل تیخونراوف تقریباً یک قرن پیش از پیشران هیبریدی کاوش کردند. در دهه 1930 ، این دانشمندان اتحاد جماهیر شوروی Gird-09 را توسعه دادند ، یک موتور موشک هیبریدی اولیه که سوخت جامد هارس و نفت سفید را با اکسیژن مایع (LOX) به عنوان یک ماده اکسید کننده ترکیب کرد. این کار بخشی از گروه “اتحاد جماهیر شوروی برای مطالعه پیشران واکنشی” (کمربند) بود ، گروهی که خود را با طنز “گروهی از مهندسان که به صورت رایگان کار می کردند” خواندند. اگرچه آزمایش های اولیه امیدوار کننده بود ، موتورهای ترکیبی به دلیل محدودیت عملکرد به سرعت توسط سیستم های پیشراننده مایع تحت الشعاع قرار گرفتند. پروژه بعدی اواخر ، Gird-X ، تغییر به یک طرح کاملاً مایع محور را نشان داد. با این حال ، در مواد ، ابزارهای شبیه سازی و تکنیک های تولید ، علاقه به پیشرانه هیبریدی را احیا کرده است و آن را به گزینه ای رقابتی برای برنامه های فضایی مدرن تبدیل کرده است.

سیستم های درایو هیبریدی می توانند در دمای طبیعی جوی یا در دمای کرایوژنیک کار کنند. با این حال ، دمای کرایوژنیک ، چالش های قابل توجهی در ذخیره ، حمل و نقل و بهره برداری ایجاد می کند. اکسیژن مایع (LOX) ، یک ماده اکسیدیک که به طور کلی استفاده می شود ، به عنوان مثال نیاز به ذخیره سازی در دمای بسیار پایین ، معمولاً بین 50 تا 90 K تحت فشار اتمسفر استاندارد دارد. اکسیداتورهای دیگر ، مانند پراکسید هیدروژن با غلظت بالا (HEPERO) ، تتروکسید نیتروژن (N₂O₄) و اکسید نیتروژن (NO) می توانند در دمای طبیعی ذخیره شوند و همچنین در سیستم های پیشرانه هیبریدی استفاده می شوند. [6]بشر

شکل 2. برنامه مستقیم موتور موشک ترکیبی[1]

ترکیب سوخت و ابزارهای اکسید کننده در موتورهای موشک ترکیبی

سوخت های HRE به طور معمول مبتنی بر ترکیبات هیدروژن کلم پلیمری مانند پلی اتیلن (C2H4) N ، پلی بوتانی با گروههای هیدروکسیل ترمینال XXX ، رزین های مصنوعی و لاستیک است. سوخت های کرایوژنیک ، مانند شناور جامد متان که قبل از پرتاب تحت 90.5 K خنک می شوند ، گزینه های قابل دستیابی نیز هستند. [1]بشر

مهمترین تفاوت بین HRE و موتورهای موشک پایدار (SPRE) در ترکیب سوخت است. در HRE ، مواد اکسید کننده و سوخت از هم جدا می شوند (سوخت با یک پایه) ، در حالی که در پرش آنها در یک دانه سوخت منفرد (سوخت دو پایه) ترکیب می شوند. (شکل 3).

شکل 3. موتورهای موشکی ترکیبی (بالا) و جامد (در زیر): مقایسه دو موتور
با قطر فشار و قطر اتاق [2]

In short, if we, during the production of a fixed floating load, combine the Liquid Fuel HTPB with the oxident means-almonium perchlorate (AP) crystals (NH4clo4) in a single, unitary two-component fuel grain, we create no longer a spre for a spre for a spre for a spre for a spre for a spre for a spre for a spre for a spre for a spre for a spre for a spre for a spre for a spre for a spre for a spre for a spre for a spre for a spre for a spre for a spre for a spre for a spre for a spre for a spre for a spre for a spre for a spre for a spre for a spre for a spre for a spre for a spre for a spre for a spre for a spre for a spre for a spre for a spre for a spre for a spre for a spre. در نگاه اول ، این یک راه حل عالی به نظر می رسد ، زیرا خاصیت جرم و اندازه طحال مقرون به صرفه است و هم اندازه و هم وزن موتور را کاهش می دهد. با این حال ، همانطور که گفته می شود ، مضرات صرفاً نزولی مزایا است. بیایید این را در جدول 1 نشان دهیم.

مقایسه موتورهای موشک ترکیبی و جامد

جدول 1: مزایای موتورهای موشک هیبریدی در مقابل موتورهای موشکی جامد

لازم به ذکر است که هر دو HRE و SPR دارای ترکیب سوخت بسیار متغیر هستند که معمولاً از 4-6 ماده تشکیل دهنده از جمله خود سوخت ، سخت تر ، پلاستیک ساز ، یک کاتالیزور پخت ، یک مهار کننده احتراق یا کاتالیزور و مواد افزودنی انرژی مانند پودرهای فلزی تشکیل شده است.

اگرچه آزمایشات اولیه امکان پیش بینی پیشرانه هیبریدی را نشان می داد ، اما برنامه های مدرن هنوز با چالش های مهمی روبرو هستند که باید برطرف شوند.

معایب موتورهای موشک ترکیبی

1. شروع سخت – افزایش کوتاهی در التهاب ، ناشی از مقدار زیادی از ماده اکسید کننده خالص که در محفظه احتراق بدون محصولات احتراق جمع می شود. این پدیده با محاسبات تأیید می شود.
2. افت فشار در هنگام سوختن سوخت – با سوختن سوخت ، رانش به تدریج کاهش می یابد و سرعت افت در برابر پایان سوختگی را تسریع می کند.
3. عملکرد فرومایه با فشار کم: HRE در مقایسه با SPRE در محدوده پایین رانندگی بدتر عمل می کند و با فشار زیاد آنها به دلیل اندازه بیشتر محفظه احتراق ، هزینه کمتری نسبت به موتورهای موشک مایع (LRES) می کنند. ‘

شکل 4. تست و شبیه سازی آتش سوزی اولین فشار را برای HRE در تست شماره 19 نشان می دهد [3]

الزامات خاص برای سوخت جامد شامل هدایت حرارتی کم و ویسکوزیته در افزایش درجه حرارت است. در حین کار ، فرم اکسیداسیون باید سوخت را از سطح دانه دور کند ، به طوری که کرکی و سیلاب نشود.

مقایسه موتورهای موشک ترکیبی و مایع

جدول 2 – مزایای موتورهای موشک ترکیبی در مقابل موتورهای موشک مایع

تکانه خاص نیروی فشار HRD در محدوده 310-390s است

برنامه های موتورهای موشک ترکیبی

در دهه های اخیر ، علاقه به موتورهای موشک ترکیبی پس از سالها عدم اطمینان افزایش یافته است. در حالی که موتورهای ترکیبی و مایع در اوایل روزهای جت -voorswowing در کنار هم توسعه یافته بودند ، موتورهای هیبریدی سرانجام توسط موتورهای مایع با عملکرد برتر تحت الشعاع قرار گرفتند. با این وجود ، موتورهای هیبریدی برنامه های خاصی پیدا کرده اند ، مانند:

1. تقویت کننده ها و واحدهای تقویت کننده را شروع کنید: این موارد برای کارهایی مانند قرار دادن فضاپیما با زباله های رادیواکتیو در مشاغل ایمن در اطراف خورشید استفاده می شود.
2. موشک و مجتمع های فضایی کلاس سبک سبک.
3. حمل و نقل و نگهداری فنی اشیاء فضایی: این شامل استفاده از قایق های بین المللی قابل استفاده مجدد برای فعالیت های فضایی است.

هزینه و مزایای تولید موتورهای موشک ترکیبی

HRE مزایای مختلفی را ارائه می دهد ، اما یکی از مهمترین آنها هزینه های پایین تولید آنها است ، زیرا به تجهیزات گران قیمت فناوری پیشرفته نیاز ندارند. گرانول های سوخت را می توان نیمه نظام تولید کرد و فرمولاسیون انعطاف پذیر را امکان پذیر کرد. علاوه بر این ، تکنیک های پیشرفته تولید مانند چاپ سه بعدی می تواند برای محفظه های موتور استفاده شود ، در حالی که دیواره های پاشش ممکن است حاوی سوراخ یا کانال های میکرواسی خنک کننده باشند که از ماده اکسیدیک برای تنظیم حرارتی استفاده می کنند. عناصر طراحی مانند درج گرافیت در گلو نازل یا پوشش های چرب روی دهان نیز می توانند برای محافظت حرارتی در موتورهای موشک چاپ مایع تنظیم شوند. علاوه بر این ، آزمایش کامل موتورهای موشک ترکیبی در مقیاس کامل حداقل یک سفارش با اندازه ارزان تر است-این آزمایش موتورهای موشک مایع است.

شکل 5. ورودی گرافیت در ناحیه نخ نازل به عنوان یک عنصر ریزش کار می کند و از ساختار در برابر گرمای بیش از حد محافظت می کند [5]بشر

افکار پایانی

موتورهای موشک ترکیبی تعادل منحصر به فردی بین استحکام سیستم های درایو ثابت و مایع پیدا می کنند. برای بهینه سازی این طرح ها ، مهندسان می توانند از ابزارهای پیشرفته مانند نرم افزار شبیه سازی سیستم Axstream ، محاسبات ترمودینامیکی دقیق و تجزیه و تحلیل فرآیند احتراق در اتاق HRE ممکن استفاده کنند. با استفاده از چنین نرم افزاری ، مهندسان می توانند در طی فرآیند طراحی تصمیمات آگاهانه بهتری بگیرند ، در نتیجه عملکرد و کارآیی بهتری را تضمین می کنند. در وبلاگ بعدی ما خواهیم دید که چگونه این امکانات طراحی موتور موشک ترکیبی را بهبود می بخشد.

منابع

1. سیستم های امنیتی حرارتی را برای موتورهای موشک ترکیبی https://cisas.unipd.it/sites/cisas.unipd.it/files/rp_34_franco_massimo_ad2.pdf بررسی کنید.
2. اوکراین: к. н. orepх 8. повышение
3. موشک آزمایشی ترکیبی Stuttgart: یک تظاهرات کننده فناوری ارزان https://www.researchgate.net/publication/321494811
4. منبع
5. Maximilian Bambauer و Markus Brandl. توسعه یک موتور موشک هیبریدی 10 KN LOX/HTPB از طریق توسعه پی در پی و آزمایش نمونه های اولیه مقیاس EUCASS2017-334.PDF
6. Calabro -Overview از پیشرانه هیبریدی https://www.researchgate.net/publication/258491207