1. UVOD

Reaktivni princip pogona nalazi primjenu u zrakoplovstu, naoružanju i svemirskoj tehnic. Karakteristka zrakoplova je velika brzina, pri kojoj raste otpor sredine, što traži povećanje snage potrebne za pogona, a da se ne mjenja težina i geometria letjelice.

Obični klipno-elisni motor, zahtjeva usložnjavanje konstrukcije, pri povećanju snage motora, a težina i dimenzije mu se proporcionalno povećavaju. Turboelisni motori taj odnos smanjuju do dva puta, mlazni motori još više, ali je njihova primjena ograničena do visine leta gdje ima dovoljno kisika. Za prostor bez kisika ili ga nema u dovoljnimkoličinama, koriste se raketni motori.

Pod pojmom raketa podrazumjevamo letjelicu – projektil, najčešće do sada cilindričnog oblika sa ili bez aerodinamičkih površina ( krila, krmila, stabilizatori, krilca itd. ) kojima se u procesu leta stvaraju potrebne aerodinamičke sile i sile potrebne za upravljanje raketom.

Pronalazak baruta i rakete se pripisuje Kinezima, prvo za zabavu, a onda i za vojnu primjenu. U Evropu su ga prenjeli Englezi, kao iskustvo iz rata u Indiji, gdje su Hindusi koristili rakete kao oruđe .

1. 1 POJAM I OPĆA PODJELA RAKETA

Da bi se razumjele osobenosti pojedinog raketnog pogona, najopćenitija podjela raketa je prema:

Mjestu ispaljivanja-lansiranja u odnosu na mjesto cilja :

zemlje-zemlja;zemlja-zrak;zrak-zrak;zrakzemjla.

Način usmjeravanja (dobivanja informacija) o cilju ili slobodi gibanja :autonomne-slobodne rakete ;neautonomne-vođene rakete ;kombinirane rakete .

Autonomne-slobodne rakete uzimaju parametre leta i cilja prije lansiranja-ispaljenja i usmjeruju se na negibajuće ciljeve, u tijeku leta se ne mogu mjenjati parametri. Neautonomne-vođene rakete dobivaju parametre leta i cilja u procesu vođenja i usmjeruju se na gibajuće ciljeve. Imamo dvije dodatne podjele :

Sustavi daljinskog vođenja gdje se navođenje-upravljanje gibanjem rakete vrši sa punkta vođenja .

Sustavi samovođenja gdje se vođenje-upravljanje gibanjem rakete vrši sa sus smještenim na raketi .

Kombinirane rakete koriste određene karakteristike I mogućnosti prije navedenih podjela-sustava sa namjerom da se raketa što više približi cilju uz određenu vjerovatnost onesposobljavanja cilja te što manje naprezanje strukture rakete kao i trošenje energije za manevriranje i rad instrumentacije-sklopova.

Podjela prema tipu motora i pogonskom energentu, što određuje osobenost konstrukcije i ustroj pogonskih sklopova:

rakete sa mlaznim motorima ;rakete sa raketnim motorima .

Mlazni motori imaju primjenu samo u dijelu atmosfere gdje ima zraka. Dodatna podjela ovog tipa motora :

nabojno-mlazni ; turbo-mlazni ; pulzirajući motori .

Raketni motori imaju primjenu i u dijelu atmosfere gdje nema zraka, nisu ovisni o vanjskim uvjetima. Podjela ovog tipa motora prema vrsti energije za pogonsku silu :

kemijska energija ;električna energija ;nuklearna energija :kombinirani sustavi .

Najvažnija podjela kemijskih raketnih motora je prema agregatnom stanju pogonskog energenta:

motor sa čvrstim pogonskim energentom ; motor sa tekućim pogonskim energentom ; kombinirani (hibridni) pogonski energent (čvrsto gorivo + tekući oksidator) .

Raketa se razlikuje od ostalih mlaznih pogona po tome što silu potiska dobiva od raketnog motoru. Konstrukcija motora je relativno jednostavna jer ima jednokratnu primjenu, a masa je mala u odnosu na potisak koji proizvodi.

Kemijske rakete imaju najmasovniju primjenu, a karakterizira ih korištenje okolišnjeg zraka ili oksidatora kojeg nose sa sobom za oksidaciju. Služe kao glavni ili pomoćni-startni (buster) pogon. Kemijskom reakcijom nastaju produkti oksidacije visokog tlaka i temperature reda 2800 - 4300 K. Plinovi visokih toplinskih parametara ekspandiraju u nadzvučnim mlaznicama na čijem izlazu se postižu velike brzine reda 1,5 - 4 km /s, ostvarujći time reaktivnu silu potiska.

Kombinirani sustav, u odgovarajućem atmosferskom okruženju radi bez oksidatora kojeg nosi sa sobom, dok na visinama sa malom gustoćom zraka, da bi se očuvao potisak, koristi pohranjeni kisik pa radi kao raketa

Rakete sa jednokomponentnim pogonskim energentom ( monopropelant thruster) je najjednostavniji tip, koji se koristi za gibanje astronauta u svemiru, gdje više od 20 motora radi na principu pohranjenog tekućeg plina dušika pod tlakom.

Nuklearni i električni raketni motori, ne trebaju oksidator, ali na istom princip stvaraju reaktivnu silu. Koriste plin za pogonski medij. Različiti fizički principi služe za podizanje energetskog potencijala pogonskog medija. Imaju bolje značajke od kemijskih raketa, malih su dimenzija i u svemiru služe za manevriranje i slično.

Nuklearne toplinske rakete koriste nuklearni reaktor za grijanje pogonskog plina, na primjer vodika, koji tada ekspandira u mlaznici postižući otprilike dvostruko veću brzinu mlaza od onog u kemijskoj raketi, uslijed čega je smanjena potrošnja radnog medija u usporedbi s kemijskom raketom

2

Električni pogon je definiran kao ubrzanje pogonskog plina ili plazme iona i elektrona. Prenos elektromagnetne ili elektrostatičke energije grijanjem putem elektromagnetskog prijenosa energije ili pak elektrostaskim prijenosom energije.

1. 2 REAKTIVNA SILA

Reaktivna sila je posljedica III Njutnjovog zakona (zakon akcije i reakcije ) : svaka sila koja djeluje, uzrokuje drugu silu istog pravca i intenziteta, a suprotnog smjera .

Kao posljedica III Njutnjovog zakona definira se reaktivna sila, čiji smjer je suprotan smjeru aktivne sile uslijed istjecanja plinova izgaranja kroz mlaznicu.

2. OPĆE JEDNADŽBE

2. 1 TEORIJA MLAZNICE

Raketni pogon je vrsta reaktivnog pogona, gdje izgaranjem pogonskog energenta nastaje plin visokog energetskog nivoa, koji se ubrzava ekspanzijom u mlaznici. Kao posljedica ubrzanja plina u mlaznici javlja se reaktivna sila - potisak, koja je usmjerena suprotno od smjera istjecanja plinova i prenosi se na tijelo rakete koje se giba .

Primjenom općeg zakona o sekundnoj promjeni količine gibanja, dobiva se sila potiska plinova izgaranja koji istječu iz mlaznice.

Koristeći poglavlje 2-3 i jednadžbe (2-3-1 a+b) iz 1 dobivamo izraz za reaktivnu silu pziska:

T mV p p Ae e a e ( ) (2-1a)

m - sekundni maseni protok plinova izgaranja kroz mlaznicu;Ve - srednja brzina istjecanja plinova izgaranja iz mlaznice;pe -tlak plinova na izlaznom presjeku mlaznice;pa - ambijentni tlak (tlak u okolini - atmosferi) ;Ae - površina presjeka izlaznog otvora mlaznicee.

Iz jednadžbe (2-1a) zaključuje se da je potisak najveći kada je atmosferski tlak jednka nuli. To znači da sa nadmorskom visinom, potisak raste a maksimalnu vrijednost ima u zrakopraznom prostoru:

T mV p Ae e e (2-1a’)

Ako je tlak na izlaznom otvoru mlaznice jednak atmosferskom, što je slučaj kod potpune ekspanzije u mlaznici, onda jednadžba (2-1a) ima oblik :

T mVe (2-1b)

Pokazuje se da je sila potiska proporcionalna protoku pogonskog energenta i brzini istjecanja plinova izgaranja.

Karakteristični pogoni kod raketnog pogona su :

3

- pogonski energent ;- komora izgaranja ;

- mlaznica .

Navedene značajke u gornjoj jednadžbi (2-1) su :

1) m - sekundni masneni protok ;

2) uvjeti u komori izgaranja, konstantne vrijednosti :

ho - entalpija ;T0 - temperatura ;p0 - tlak ,

3) oblik mlaznice :

područje ekspanzije, odnos izlaznog i kritičnog presjeka A Ae / * ; Ve - izlazna brzina .

Indeks ( c ) označava vrijednosti u komori, a indeks ( * ) vrijednosti u kritičnom presjeku grla mlaznice, gdje plin postiže brzinu zvuka.

Jed. (2-1) pokazuje da se reaktivna sila, može dobiti kombinacijom masnenog protoka ( m ) i izlaznom brzinom (Ve ). Za datu vrijednost reaktivne sile-potiska, povećanjem izlazne brzine, smanjuje se masneni protok .

Izlazna brzina je to veća, što je veća temperatura i tlak u komori izgaranja, a manja molekularna masa (M) plinova izgaranja i ambijentni tlak ( pa )(tlak u okolini - atmosferi) .

Visoke temperature u komori izgaranja, uzrokuju pojavu toplinske disocijacije (raspadanje molekula), što narušava učinkovitost izgaranja i kemijske reakcije.

Usvaja se: da se plin ubrzan uz mlaznici, ponaša kao idealan plin s konstantnim svojstvima i sastavom smjese, strujanje je izentropno i jednodimenzionalno, a da realan plin, ekspandira kroz mlaznicu dovoljmo brzo, tako da se očuva kemijska ravnoteža. U nastvaku će biti korišten zakon idealnog plina sa konstantnim vrijednostima svojstava za vruće plinove.

Srednja brzina plina je reda 1500 m/s pa je vrijeme zadržavanja (boravka) reda 670 s/m a poželjno je da bude što kraće, kad se plin ekspandira i hladi kroz mlaznicu. Nepromjenjivo strujanje ne vrijedi za duge mlaznice gdje vrijeme zadržavanja (boravka) može biti dovoljno dugo da se postavi vremenski nezavisna ravnoteža, u svim točkama mlaznice. Ti uvjeti se nazivaju strujna ili promjenjiva ravnoteža .

Značajke mlaznice mogu biti između dva krajnja slučaja ravnoteže .

Za adijabatske uvjete u mlaznici, ukupna entalpija je definirana :

hV

hce

e 2

2 V h h c T T RT

T

Te c e p c e c

e

c

2 2 2 21

1

( ) ( )

srednja brzina istjecanja plinova izgaranja kroz mlaznicu :

4

V hh

hT

T

Te ce

cc

e

c

2 1

2

11

R

M

V Tp

pe ce

c

2

11

1

R

M ( 2-2 )

=c

cp

v

, odnos specifične topline plinova izgaranja ;

M - molekularna masa plinova izgaranja ;

R = 8314 J / ((kg mol) K) -univerzalna plinska konstanta

R= R / M

gornji izraz se naziva jednadžba rakete .

maksimalna brzina se dobiva u okruženju bez zraka :

V h Tc cmax

22

1

R

M(2 -3)

V V Ee max (2-4 a)

Ep

p

T

T

h

he

c

e

c

e

c

1 1 1

1

(2-4 b)

E – ekspanziona korekcija ili ekspanziona iskoristivost, uvijek manja od jedinice .

Vmax ograničenavajuća brzina plina, kada je E=1, što odgovara iskoristivosti Joule- Rankine ciklusa :

11

11

12

PE

r

Pp

prc

e

; T

Tc

e

E (2-4 c)Poboljšanje ili E se dobiva povećanjem Pr , gdje pc ovisi od značajkih pogonskih

energenata i tlaka u instalaciji dobave, pe ovisi od geometrijskog oblika mlaznice (jed. C-39 i C-48 iz 1).

5

Jed. (2-4) pokazuje da je Ve mjeriva značajka raketnog motora (pokusni stol - pokusna instalacija, gdje se statički mjere reaktivna sila, tlakovi koji vladaju u komori izgaranja itd. ).

Slika 2-1 : faktor ekspanzije E u ovisnosti od i Pr

Za p pe a iz jednadžbe (2 -1) dobivamo optimalnu (projektiranu, dizajniranu) reaktivnu silu:

TD emV

TD je proporcionalno brzini istjecanja Ve i sekundnom masenom protoku m .

To je proračunski režim rada motora i reaktivna sila-potisak ima najveću vrijednost u usporedbi s drugim režimom rada motora .

Iz jednadžbe (2-3) proizilazi da se velike izlazne brzineVe dobivaju, kada je molekularna masa M manja, a tlak pc u komori izgaranja veći .

Temperatura TC u komori izgaranja je reda 3800 - 4000 O

C .Temperatura TC i molekularna masa M su funkcije : pc i r - omjera smjese

r=oksidator

gorivo

Sekundni maseni protok m , je definirana u jednadžbama (5-6-1b) i (C-45) iz 1 :

m AV

pAM

T R R

p

T

AM

M

c

c

11

22

1

2 1 (2 - 5)

m , može da se definira kao bezdimenzionalni parametar u grlu - kritičnom presjeku mlaznice (M=1, A=A * , p c , T c )

6

( )

*

m RT

A pc

c

(2 - 6a)

je prikrata, funkcija od , prema (5-6-3) iz 1 :

2

1

1

2 1

(2 - 6b)

Slika 2 -2 : zavisnost iT od

Premda je jednadžba (2.6) bezdimenziona razmatranje dimenzija pojedinih variabli pokazuju slijedeće. Dimenzija je energija1/2 što je brzina. To upućuj ne drugačiji zapis jednadžbe (2.6):

cRT p A

mc c* *

(2 - 7a)

c* - ima dimenziju brzine I zove se karakteristična zaustavna brzina plina u komori izgaranja (treba razlikovati od karakteristične brzine rakete c ) ; Brine c* I c su u međusobnoj korelacij kroz potisak. c* nema fizikalnog ekvivalenta bremda je u direktnoj vezi s ograničavajućom brzinom Vmax (usporedba jednadžbi (2.3) i (2.7a))

c V*max

1 1

2

(2 - 7a)

c* može se odredi na dva načina : teoretski i eksperimentalno ( na ‘ pokusnom stolu ‘) ) :

cRT

nomC*

i c

p A

mc

exp* *

7

oba načina se podudaraju i služe za proračun komore .

2. 2 REAKTIVNA SILA

Kombinirajući jednadžbe : Ve ( 2-2), m( 2-6) sa (2-1) dobivamo :

T

p Ap

pp p Ac

e

ce a e* ( )

2

11

11

2

(2 - 8)

koeficient reaktivne sile :

Cp ATc

T

*

(2 - 9a)

Parametri pc i A* se lako mjere i omogućuju da se uspoređuju rakete različitih značajki .

Iz jednadžbe (2-1) :

CmV

p A

p p

p

A

ATe

c

e a

c

e

* *

(2 - 9b)

koristeći jednadžbe (2-2) i (2-6) :

Cp

p

p p

p

A

AE

p p

p

A

ATe

c

e a

c

eT

e a

c

e

2

11

1

* *

(2 - 9 c+d)

E je dato jednadžbom (2-4) ,

T

2

1

T i su dati kao funkcije od u tabeli i slici : 2-2, je dato jednadžbom (2-6), T jednadžbom (2-7) kao :

T

V

c max

2

Koristeći jednadžbe (2-7) i (2-9) :

T C mcT ( )* (2-10a)

8

imamo relaciju :

c C cT * (2-10b)

Slika : 2. 3 - ovisnost CT od A Ae * i p pc e , (a) =1.2 ; (b) =1.3

Za p pe a , imamo projektne (dizajnirane) uvjete :

C C ET TD T (2-11)

Za datu nadmorsku visinu, tlak ambijenta - okoline i tlak u komori izgaranja, CT se određuje prema gornjoj jednadžbi i slici, a za dato p pe a :

9

C EV

V

V

RT

V

cTD TT e e

c

e

max* (2-12)

Slika 2-4 : zavisnost CTD CT max od p pc e i

2. 3 MAKSIMALNA REAKTIVNA SILA

Optimalna ili projektna reaktivna sila nije jednaka maksimalnoj koja se dobija u zrakopraznom okruženju ( pa 0 ) .

Tmax mV p Ae e e (2-13a)

C Cp A

p AC

p A

p AT TDe e

cT

e e

cmax

* *

(2-13 b+c)

CT , je važan pokazatelj ekspanzije mlaznice, pokazuje odnos tlaka ekspanzije, kao jedine nezavisne varijable .

Primjenom jednadžbi (2-5) i (2-2) dobivamo :

mA

p

RT

p

p

p

pe

c

c

e

c

e

c

2

1

2 1

(2-14

Kombinirajući (2-14) i (2-6) dobivamo :

A

Ap

p

p

p

C

e

c

e

c

*

2

11

2 1

(2-15)

10

Koristeći (2-15), jednadžbe (2-11) i (2-13) izgledaju :

C EE

p

p

p p

pT Tc

e

e a

c

11

2 2

1

(2-16)

C EE

p

pT Te

cmax

11

2 2

1

(2-17)

2. 4 IMPULS

Impuls je obilježje djelovanja sile na tijelo, tijekom nekog vremenskog intervala .

Totalni impuls za reaktivnu silu je definiran kao :

I= Tdtt

0 (2-18)

Specifični impuls se koristi za uspoređivanje značajki različitih pogonskih energenata, definiran je kao odnos postignute reaktivne sile - potiska i sekundnog protoka pogonskog energenta jed. (2-19a), drugi način je odnos ostvarene vrijednosti impulsa i jedinične težine pogonskog energenta jed. (2-19b) .

IT

sp w

(2-19a)

II I

sp w m g

(2-19b)

Reaktivna sila se daje u ( N ), a protočna težina u ( N / s), dimenzija spec. impulsa je vrijeme-sekunda .

Kombinirajući (2-18) i (2-1) dobivamo :

I sp

e e a eV

g

p p A

w

(2-20a)

ili po jed. (2-3-5a) iz 1 :

I spc

g

c - karakteristična izlazna brzinaprodukata izgaranja iz rakete, definirana sa (2-3-4a) iz 1 :

c* - karakteristična brzina plina u komori izgaranja

11

I sp T

c

gC

*

(2-20b)

I sp , je definiran na temeljusekundnog masenog protoka:

IT

sp m mc,

(2-21)

I sp se mjenja sa nadmorskom visinom ( pa ), razlikujemo optimalnu brzinu ( p pa e ) i maksimalnu brzinu ( pa 0 ) :

I spe

opt

V

g (2-22a)

I spe e eV

g

p A

wmax (2-22b)

SLUČAJ 1 : UZDIZANJE RAKETE

Za vertikalno uzdizanje, sila ravnoteže :

T W D MdV

dt(2-23)

T - reaktivna sila mc ;W - težina Mg ;D - zračni otpor ;dV/dt - ubrzanje rakete .M - masa rakete

Masa rakete ( M ) se smanjuje sa izgaranjem pogonskih energenata, masa M(t) u trenutku t za konstantnu protočnu masu m :

M t M mt M M tp( ) ( ) 0 0 (2-24)

MO - početna - masa rakete ; M tp - masa pogonskog energenata u trenutku t .

D

1

22V A CD (2-25)

- lokalna gustoća zraka ;A - karakteristična površina ;CD -koeficient otpora .

Zamjenjujući T= mc u jed. (2-23) i djeleći sa W=Mg dobivamo :

mcMg g

dV

dt 1

1D

W

12

Integriranjem i koristeći mdM

dt iz jed. (2-24)

dV cdM

Mgdt g dt

D

W /:c

dV

c

dM

M

g

cdt

1

D

W

Zamjenom c/g s Isp i ntegracijom od trenutka polijetanja t=0 i M=M0 dobije se

V

c

M

Mdt

t

sp

ln 0

0

11D

W I(2-26a)

Za visine iznad 30 km, ambijentni tlak i zračni otpor su zanemarivi, aI sp i c gspI su konstantni, dobije se:

V

c

M

M

t

sp

ln 0

I ili V cM

Mgt ln 0 (2-26b)

U uvjetima bez sile gravitacije i sile otpora gornja jednadžba Ciolkovskog glasi:

V

c

M

Mln 0 ili V g

M

MspI ln 0 (2-26c)

Masneni odnos Mo/M je uvijek veći od jedinice, inverzni odnos se naziva masa udjela pogonskog goriva manji je od jedinice .

M M Mp o b

M p - masa pogonskog energenta ;

Mb - masa rakete sa svom strukturom i sklopovljem poslije izgaranja pogonskog energenta .

Udio mase pogonskog goriva:

M

M

M

Mp

0 0

1 (2-27)

Navedeni odnosi su predstavljeni na dijagramu :

13

Slika 2-5 : odnos brzina-masa rakete

SLUČAJ 2 : VRIJEME IZGARANJA

Kad je završeno izgaranje, t= i M ( )= M. Djeljeći jed. (2-24) sa M0 i prikazujući masneni odnos M0/M kao funkciju vremena izgaranja .

M

M

M

M mO O

O

(2-28)

Što pokazuje da dugo vrijeme izgaranja veći masneni odnos M0/M i povećava prirst brzine.

Jed. (2-26b) pokazuje da se zahtijeva kratko vrijeme izgaranja kako nebi zadnji član uzokovao značajnije smanjenje prirasta brzine, što dakle ukazuje na prednost kratkog impulsnog izgaranja. To međutim utječe na velika opterćenja konstrukcije uslijed ubrzvanja pa zahtijeva čvršću konstrukciju.

Kada sekundni maseni protok m prolazi kroz konstantan presjek, vrijeme izgaranja je iskazano preko jed. (2-24) :

14

(2-29)

zamjenom: W = M g ; T = m c ; c = I gsp

W

W

Mp

M

M M

M

M

Mp

O O

O

O O

1 = pogonska masa odvajanja (2-27)

IT

Tsppw W

i I

W

TIW

W

W

Tsp

p

sp

p

o

o (2-3-5b) iz 1

To prikazuje granično vrijeme izgaranja : I sp

Za vertikalni let, odnos : T / Wo > 1, Mp / Mo =Wp / Wo < 1

(2-30)

SLUČAJ 3 : UBRZANJE

Promatrajmo jed. (2-23) bez zračnog otpora :

T - W = M dV

dt

T

W 1

dV dt

g (2-31)

T W

g 0

Za vertikalan let, u trenutku lansiranja, t=0, jed .(2-31) izgleda :

T

WOO 1 (2-32)

15

Kombinirajući jednadžbe (2-27),(2-29),(2-32) sa (2-26b) :

V cM

MgO ln

V cM

Mg

M MO

O

sp

O

ln 1

1

1

I

V

c

M

M M MO sp

O O

ln

I

11

1(2-33)

T

W

T

W

W

W1 1 1 1

O

OO

OM

M(2-34)

V

c

M

M

tcC A

W

M

M

V

cd

tO

spsis

D

O sp

O

ln

I I

1

22

0

1 2

(2-35)

16

Slika 2.6 a) izotermalni model atmosfere, b) Vremenska ovisnost gustoće atmosfere

Slika 2.7 Vremenski ovisan koeficijent brzine

17

2. 5. STVARNA REAKTIVNA SILA MLAZNICE

Idealna reaktivna sila, jed. (2-8), predstavlja istjecanje kroz savršenu mlaznicu i odgovara ambijentnom tlaku, kako se raketa giba kroz atmosferu .

Stvarna mlaznica ima nekoliko tipova gubitaka .

Cp p

p

A

AC

p p

p

A

AT Tc a

c

eT i

c a

c

e

E* *

Stvarni koeficient reaktivne sile :

C Cp p

p

A

AT akt n T ic a

c

e,

*

(2-36)

Faktor popravke odstupanja mlaznice :

1

2

cos c (2-36)

c - 1 /2 kuta konusa mlaznice ;

n - koeficient efikasnosti mlaznice :

0.95< n < 0.98

Promjenom kuta konusa, jednadžba za reaktivnu silu glasi :

T V dm p p AxA

e a e

e

V VX e cosdm V dA V R de e e e sin 2 2

dA R dR2 sindR Rd

Integriranjem po , od 0 do C , dobiva se masneni protok :

cosm V Re e C 2 12

V dm V R dx e e

Cc

cos sin 2 2 2

00

e e cV R2 2 2sin

e e cV R2 2 21 cos

18

1

21 cosmVe c

mVe

Jednadžba za reaktivnu silu :

T mV p pe e a (2-28)

Približan izraz za procjenu faktora popravke rasipanja :

1

21

2cos c c

c - početni kut ekspanzije ;

c - kut na kritičnom presjeku - suženju .

3. ČVRSTO RAKETNO GORIVO

3. 1. KARAKTERISTIČNI OBLICI

Opća svojstva :

- jednokratna primjena ;

- jednostavna konstrukcija i nema pokretnih komponenti (komora + mlaznica) ;

- mala težina i vrijeme priprave ;

- mogućnost dugotrajnog držanja pogonskog energenta u raketi ;

- laka primjena i održavanje ;

- zadovoljavajuća pouzdanost, sigurnost pri radu i transportu ;

- niska cijena izrade i održavanja ;

- proces izgaranja se ne može regulirati u tijeku leta ;

- manja energetska moć i brže izgara od teč. pog. energenta .

Tipovi podjele prema :

- primjeni ;

- veličini ( snazi) : 2N do 1MN ;

19

- ponašanju reaktivne sile tijekom vremena : rastuća, nepromjenjiva, opadajuća.

3. 2. KOMPONENTE MOTORA NA ČVRSTO RAKETNO GORIVO

Glavne komponente :

- komora izgaranja ;- pripala ;- pogonski energent ;

- mlaznica .

Slika 3.1 Tipični motori na kruta goriva,

Komora izgaranja, dio strukture rakete, služi kao spremište pogonskog energenta, gdje vladaju visoki tlakovi izgaranja. Tanka - cjevasta cilindrična posuda, zatvorena sa

20

prednje i stražnje strane, izrađuje se od različitih materijala : aluminij, kompoziti-plastika, titanijum .

Zidovi komore su debeli dovoljno da se odupru naprezanjima uzrokovanih :

- tlakom plina izgaranja ;- toplotnim naprezanjima, od izgaranja i gibanja kroz atmosferu ;- dinamičkim uzrocima, za vrijeme lansiranja i letnih manevara ;- utjecajem tereta i pogonskog energenta .

Izolacija stjenke komore izgaranja, vrši se oblaganjem izolacijskim tvorivom ili nanošenjem - premaza istog, to može da bude i sam pogonski energent, ako je vrijeme izgaranja kratko, ne treba se zabrinjavati oko pregrijavanja stjenke komore .

Čelik i aluminijum se primjenjuju kao duboko izvučeni ili zavareni .Plastika je ojačana fiberglasom, prekriva se namotajima, prvi sloj-namaz je spiralne

strukture, preko cijele posude .

Kraj posude je sužen, oblika hemisfere, koji može biti zavaren, utisnut, prirubljen, ili zatvoren žicom ili spojnim prstenom (O-prstenom) .

Prednja strana ima otvor za postavljanje pripale .

Kroz stražnju stranu se postavlja pogonski energent i zatvara sapnicom .

Pripala, pokreće proces izgaranja, opća podjela :

- pirotehnička ;- električna ;

- pirogena .

Pirotehničkia pripala sadrži eksploziv ili visoko energetsku tvar : cirkonijum ili bor pomješano sa oksidatorom : kalij nitrat ili kalij perklorat sa malim količinama veziva : ugljik ili epoksi smola .

Tipični sastav smjese :

25 % bor ;70 % kalij perklorat ; 5 % vezivo .

Električne pripale koriste osjetljive tvari, kao olovni azid ili živin fulminat koji se zapali pirotehnički, a on u nastavku glavni pogonski energrent .

Pirogenske pripale, su mali raketni motori koji pokreću glavni motor, ne stvaraju reaktivnu silu. Vrući izlazni plinovi i plamen djeluju na čeonu površinu naboja glavnog pogonskog energenta .

Mlaznica, otvor kroz koju ekspandiraju produkti izgaranja velikom brzinom, stvarajuči reaktivnu silu- potisak, ima tri dijela :

- konvergentni ulazni dio, izrađen od materijala na bazi ugljičnog fenola ;

21

- suženje (kritični presjek) mlaznice je toplinski najopterećeniji dio, izrađuje se od tvoriva otpornih na visoke temperature i dobrih prenosnika topline (grafit, volfrana ili slično) ;

- izlazni ekspanzioni dio, izrađen od visoko otpornog ugljik fenola ili silikon fenola .

3. 3 ČVRSTI POGONSKI ENERGENT

Čvrsti pogonski energent je vrsta baruta, sastoji se od gorive materije i oksidatora, može da bude izljeven ili prešan u raznim geometrijskim oblicima poprečnog presjeka, što je u svezi sa duljinom rada, izgara i stvara plinove .

Treba da se ostvari homogenost strukture do mikroskopskih razmjera, jer mala pukotina i šupljina može da uslijed naglog povećanja površine izgaranja, uzrokovati nekontroliranu reakciju-eksploziju .

Pri visokim temperaturama pogonski energent postaje mekan i uzrokuje nekontrolirane i nedovoljne učinke. Niske temperature, urokuju pukotine sa kojima proces sagorjevanja postaje nedopustivo brz .

Skladištenje pod određenim uvjetima, mogućnost kemijskog raspadanja pri duljem skladištenju i osjetljivost na vlagu .

Podjela na tri kategorije :

Homogeni pogonski energent čije molekule sadrže zajedno gorivo i oksidator. To je visoko eksplozivna, čvrsta tvar na bazi nitroglicerina, ili nitroceluloze. Preporučava se oblikovanje prešanjem.

Kompozitni ili heterogeni , sadrži kristale oksidatora ( amonijperklorat) i praškasto gorivo ( aluminij ) raspršeno u živinom karbonatu kao vezivu, koji može da posluži i kao gorivo. Lako se oblikuje u željeni oblik poprečnog presjeka .Treba da se suši na temperaturi 38 - 83 °C. Manje je opasan za ruke od homogenog. Preporučava se oblikovanje ljevanjem .

Hibridni, kombinacija gornja dva tipa .

slika 3-2 : performanse čvrstih pogonskih energenata

3. 4 IZGARANJE POGONSKOG ENERGENTA

Kada je pogonski energent zapaljen, izgaranje je u paralelnim slojevima .

22

Geometrijski oblik je osnova za proces izgaranja, postoje empirijske jednadžbe za njihov oblik.

Analitičko modeliranje je složeno .Izgaranje se regulira :

- dodavanjem katalizatora ;- mjenjanjem procentualnog učešća oksidatora u smjesi ;- dodavanjem sredstava za ujednačeno izgaranje ;- promjenom volumena naboja pogonskog energenta .

Ocjena izgaranja, empirijski izraz, Vieille - ov ili Saint Robert - ov zakon :

r pn (3-1)

- konstanta, ovisna od sastava pogonskog energenta i temperature istog prije izgaranja, čija je vrijednost reda 0,35-14 (r (mm/s ) i p (kPa)) .

n - indeks izgaranja, ovisan od sastava pogonskog energenta, ne ovisi od temperature istog prije izgaranja .

Jed. (3-1) pokazuje da ocjena izgaranja r ovisi od sastava smjese i tlaka izgaranja .

Pomoću jed. (3-1) dobijamo masneni protok plinova izgaranja .

m A A pp b p bn r (3-2)

p - gustoća smjese prije izgaranja ;Ab - površina izgaranja .

Masneni protok kroz suženje - kritični presjek mlaznice je dat jed. (2-6) i (2-7) :

**

*m p ART

p A

ccc

c

(3-3)

Jed. (3-2) i (3-3) daju odnos površina :

A

A

p

RTb c

n

p c*

1

a

(3-4)

ili inverzno :

pa RT A

A

A

Ac

p C b

n

b

n

* *

1 1 1 1

C (3-5)

23

C - konstanta za pogonski energent ;

a - faktor, ovisi od temperature .

slika 3-2 : masneni protok i protočni odnos mlaznice : promjena sa tlakom komore pc i indeksa izgaranja n za : (a) 0<1<n, (b) n>1

3. 5 GEOMETRIJA POPREČNOG PRESJEKA NABOJA

Osobina motora na čvrsti pogonski energent, je da proces izgaranja traje dok ne izgori sav pogonski energent i u tijeku rada ne može se regulirati reaktivna sila - potisak, to se regulira jedino promjenom veličine i geometrijskog oblika poprečnog presjeka naboja .

Promatrajući jednadžbu za reaktivnu silu i jed. (3-2) dobivamo :

T I I r sp sp p bw gA (3-6)

Promjena površine izgaranja djeluje na reaktivnu silu, što ovisi od geometrijskog oblika poprečnog presjeka naboja. Za kratko vrijeme rada, trebamo veliku površinu izgaranja, a za duže vrijeme rada, ograničenu površinu izgaranja (površina normalna na osu komore) .

Zadatak je izbor pogonskog energenta i geometrijskog oblika naboja istog, da izgarajući po slobodnim površinama u paralelnim slojevima, zadovolji zahtjev o vremenu rada, veličini i promjeni reaktivne sile-potiska .

Na površinu pogonskog energenta koji želi da se očuva od izgaranja, nanosi se sloj tvoriva koji sporo izgara ( inhibitor ) .

24

slika 3-3 : tlak ( pc ) komore izgaranja i reaktivna sila (T), kao funkcije vremena izgaranja

Podjela prema procesu izgaranja :

progresivno-rastuće izgaranje : tlak i reaktivna sila rastu sa vremenom izgaranja ;

neutralno izgaranje : tlak i reaktivna sila su nepromjenjivi sa vremenom izgaranja ;

regresivno-opadajuće izgaranje : tlak i reaktivna sila opadaju sa vremenom izgaranja .

Neutralno ( tkz. cigaretno, tjemeno ) izgaranje, mala površina i dugo vrijeme izgaranja, mala reaktivna sila. Uporaba : kao pomoćni motori za zrakoplove, prvi raketni motori .

Dvije glavne poteškoće ovog tipa izgaranja :

- toplotno opterećenje stjenke, zahtjev za izolacijom ili debljom stjenkom, povećanje težine ;

- pomjeranje centra gravitacije, poteškoće sa upravljanjem .

Progresivno (unutarnje) izgaranje za ovladavanjem predhodno navedenih poteškoća, koristi se kompozitno (vezano) pogonsko punjenje, gdje je pog. energent izljeven u sklop komore sa unutarnjim otvorom određenog geometrijskog oblika koji povećava površina izgaranja i pog. energent se može primjeniti kao izolator, ne treba toplotna izolacija. Početna površina izgaranja je manja od konačne površine. Posljedica je nepromjenjiv tlak i povećanje reaktivne sile .

Ako se koriste prešani naboji, kratkotrajni visoki potisak se dobiva brzim izgaranjem kroz slobodne otvore istovremeno na više površina .

Regresivno (vanjsko) izgaranje, od vanjske ka unutarnjoj površini, križni oblik naboja .

Drugi metod je kombinacija unutarnjeg i vanjskog izgaranja .25

slika 3-4 : geometrijski oblici otvora naboja čvrstih pogonskih energenataZa izbor i oblikovanje zrna-naboja, koriste se dva geometrijska parametra .

Minimalna debljina zrna - naboja, za unutarnje izgaranje :

wD d

Df

(3-7)

koristeći (3-1) i , vrijeme izgaranja :

wDf

2r(3-8)

Volumenski ili prostorni faktor :

VV

VL

p

a

(3-9)

Va , korisni volumen komore izgaranja .

26

V gp p pW , volumen pogon. energenta .

VgVL

sp tot

sp p a

I

I,

(3-10)

I W Isp tot p sp, , totalni impuls jed. (2-19)

Navedeni parametri se mogu odrediti prema tabeli 3.3 :

3. 6 POGONSKI ENERGENTI I OPTEREĆENJE KONSTRUKCIJE

Zbog čvrstog pogonskog energenta, komora izgaranja, često se koristi kao dio strukture - sklopovlja rakete, što može biti uzrok naprezanja, sa pogubnim posljedicama. Glavni uzrok naprezanja je lom zrna - naboja, ili neočekivana i neprihvatljiva površina izgaranja .

Početna brzina izgaranja je velika i to uzrokuje velika naprezanja i tlakove. Oblik otvora naboja pogonskog energenta (zvjezda, križ itd ), može da uzrokuje koncentraciju naprezanja .

Mehanički i toplotni tlak povećava se u komori sa pojavom smicanja između pogonskog energenta i stjenke komore .

Brzina i ubrzanje daju iste vrijednosti, kao i gradient tlaka .

Naprezanja nastaju i tijekom transporta, promjenom temperature, ili dugim periodom skladištenja .

Postizanje većih dometa, samo sa motorom na čvrsti pogonski energent, stvara teškoće jer se mora povećati opseg i težina komore za izgaranje, povećava se vrijeme izgaranja i zahtjeva se hlađenje komore i mlaznice, a to je usložnjavanje konstrukcije .

Problem se rješava raketom od više stupnjeva, s tim da se svaki stupanj odvaja od osnovne strukture po završenom izgaranju, a po izgaranju jednog stupnja automatski se pali motor slijedećeg .Paljenjem svakog pojedinog stupnja povisuje se brzina rakete .

3. 7 PRORAČUN ZNAČAJKI ČVRSTOG POGONSKOG ENERGENTA

27

Projektiranje raketnog motora počinje sa određivanjem značajki za dati projektil. To su obično:

reaktivna sila - potisak ; vrijeme izgaranja ;impuls ,

koji se ne mogu odrediti neovisno. Dva parametra se mogu uzeti kao glavni ili neovisni, pokazatelji koji daju ograničenje brzine, maksimalno ubrzanje, maksimalni dinamički tlak. Ovi pokazatelji onda određuju ostale balističke značajke :

faktor debljine ;duljinu pogonskog energenta ;

površinu otvora mlaznice .

Praktično, izbor pogonskog energenta, ovisi od oblika otvora pogonskog naboja, može se početi sa faktorom debljine w f jed. (3-7), koji daje odnos izgaranja r jed. (3-8). Masneni protok m , tlak izgaranja pc , geometrijski parametri A Ab , * i Va su uzajamno vezani jednadžbama :

(3-2) ,(3-3), (3-5) i (3-10), što daje početne balističke i geometrijske značajke raketnog motora .

Počnimo proračun sa reaktivnom silom T, vremenom izgaranja , vršimo izbor dimenzija : pogonskog energenta, komore izgaranja i mlaznice .

1. Biramo pogonski energent i računamo :

=c

cp

v

, odnos specifične topline plinova izgaranja ;

c* , karakterističnu brzinu jed. (2-7) ;

r odnos izgaranja, kao funkcija pc , tlaka komore izgaranja jed. (3-1) .

2. Iz tabele 3.3, biramo oblik, pretpostavimo tlak u komori izgaranja pc i zadajemo visinu leta p pe a .

3. Računamo koeficijent reaktivne sile CTD jed. (2-12) i odnos A Ae *

jed. (2-15) .

4. Računamo specifični impuls I sp TDC c g * / .

5. Težina pogonskog energenta W T Ip sp / .

6. Volumen pogonskog energenta V Wp p p / .

7. Kritični presjek jed. (2-9) A C pTD c* /T .

28

8. Odnos izgaranja jed. (3-1) r pcn .

9. Površina izgaranja jed. (3-4) A A p cb cn

p *

*/1

10. Debljina naboja pogonskog energenta (D-d) je data sa r ili sa :

Jed. (3-8), w Df 2r / , jed. (3-7) w D d Df / , ili sa VL iz tabele 3.3 .

11. Ako dobivene vrijednosti ne odgovaraju dimenzijama, postupak se ponavlja sa novom vrijednošću pc .

4. TEČNO RAKETNO GORIVO

4. 1 KARAKTERISTIČNI OBLICI

Raketni motori sa tečnim pogonskim energentom imaju prednost u prilagodljivosti, mogu da se startaju više puta, prema potrebi, što povećava složenost i težinu. Za gorivo se koristi : alkohol, kerozin, hidrogen, a za oksidator : kisik ili natrij azid .

Izbor odgovarajućeg pogonskog energenta je važan zahtjev u projektiranju, zbog određivanja značajki i komponenti motora, podsustava, rukovanja, uvjeta skladištenja, težine i cjene .

Imamo dodatnu podjelu motora : svemirska i vojna primjena .

Svemirska primjena zahtjeva visoka pogonska svojstva, sposobnost ponovnog startanja i obnovljivost pogonskog energenta .

Vojna primjena zahtjeva dobra svojstva skladištenja, stabilni kemijski sastav i osobine pogonskog energenta i što jednostavnije rukovanje.

Skladištenje i rukovanje traži povećanje dimenzija i težine .Važnost pojedine značajke ovisi od namjene raketnog motora .

1. Laka pripala, poželjno je da se smjesa goriva i oksidatora spontano - sama od sebe zapali .

2. Stabilno izgaranje .

3. Visoka pogonska svojstva, koje odgovaraju energiji jedinične protočne mase i spec .

impulsa, jed .(2-2) i (2-21) .

29

4. Visoka gustoća, ili visok impuls gustoće ( impuls po jedinici volumena ), smanjuje se veličina i težina sustava za skladištenje i opskrbu, jed. (4-1) i (4-2) .

5. Nizak tlak isparavanja pri 72 O C, temperatura određena za minimalnu težinu skladištenja .

6. Niska temperatura smrzavanja ( - 62 0 C ) za rad pri niskim temperaturama .

7. Sklonost ka jednostavnom skladištenju, visokoj točki klučanja i otpornost narušavanju kem. ravnoteže .

8. Otpornost prema koroziji, zaštita instalacije za opskrbu .

9. Mala viskoznost, mali otpori i tlak kroz instalaciju .

10. Sposobnost hlađenja komore izgaranja i mlaznice, visoka kritična temperatura i toplotna provodljivost .

11. Mala osjetljivost na toplotne i mehaničke promjene i minimalan rizik od eksplozije i vatre .

12. Mala toksičnost, minimalna i jednostavna uporaba zaštitnih sredstava .

13. Mogućnost dobivanja velike količine pri niskoj cijeni .

14. 4. 2 TEČNI POGONSKI ENERGENTI

Postoje dvije podjele, koje utječu na konstrukciju :

nestabilni (samozapaljivi, zahtjevni za skladištenje) ;stabilni (nesamozapaljivi) .

Podjela prema kemijskim značajkama :

jednokomponentni ;dvokomponentni .

Nestabilni-samozapaljivi pogonski energent je tečan i plinovit pri normalnoj temperaturi. Rastaljivost se dobiva pri niskim temperaturama plina. Neki tekući pogonski energenti imaju nisku temteraturu ključanja ( 17-128 K ) i kritičnu temteraturu ( 22-261 K ) .

Najpoznatiji predstavnici su : hidrogen-vodik ( H2 ) kao gorivo i kisik (O2 ) kao oksidator .

Tablica 4 .1 : prestavnici nestabilnih-samozapaljivih pogonski energenata

30

Ova vrsta energenata zahtjeva usložnjavanje sustava skladištenja, izolaciju, rukovanje i postoji opasnost od začepljenja instalacije opskrbe zbog niskih temperatura .

Tablica 4 .2 : značajke nestabilnih-samozapaljivih pogonski energenata

Stabilni (skladištivi) tečni pogonski energenti, su stabilni u širokom području temperatura i tlakova, koji udovoljavaju uvjetima skladištenja za dulji vremenski period .Odsustvo niskihtemperatura, pojednostavljuje sustav skladištenja i daje veću pouzdanost, što je povoljno za vojnu primjenu.

Tablica 4 .3 : značajke stabilni tečnih pogonskih energenata

31

Dvokomponentni pogonski energenti ( gorivo + oksidator ), zahtjevaju odvojena spremišta i komponente opskrbe do komore izgaranja, gdje se mješaju i izgaraju. Neke komponente se zapale same od sebe tijekom mješanja, što daje pojednostavljeno sklopovlje, ali se povećava rizik od eksplozije .

Druge komponente trebaju pomoć za pripalu ( iskrenje ), spontano paljenje goriva ili oksidatora ( poglavlje 3. 2 iz 1 )

Ovi pogonski energenti se koriste za dobivanje visokih pogonskih svojstava, specifični impuls je reda 300 - 400 sekundi, za razliku od čvrstih pogonskih energenata gdje je reda 200 sekundi i daju zadovoljavajuću pouzdanost i sigurnost .

Tablica 4 .4 : značajke dvokomponentnih pogonskih energenata

32

Jednokomponentni pogonski energenti imaju jedno spremište i pojednostavljuju konstrukciju, ali su kemijski nestabilni, opasni za rukovanje i daju slabija pogonska svojstava. Ovi sustavi se koriste kao male upravljačke rakete na svemirskim letjelicama ili kao pomoćni sustavi ( turbopogon ) kod raketnih sustava .

Tablica 4 .5 : značajke jednokomponentnih pogonskih energenata

4. 3 ZNAČAJKE TEČNIH POGONSKIH ENERGENATA

Postoje dva metoda kemijskog termodinamičkog modeliranja ( ne uzimaju vrijeme kao varijablu ) : nepromjenjivo ili promjenjivo izjednačavanje. U proračunu pretpostavimo da plin ekspandira kroz mlaznicu ujednačenog sastava i sve reakcije imaju dostatno vramena da se završe ( poglavlje 2-1 iz 1 ) .

33

Metod nepromjenjenog sastava plina se primjenjuje za jednokomponentne pogonske energente, tablica 4.5.

Oba teoretska metoda za proračun uzimaju predpostavljene vrijednosti c CT SP*, , I

koje su za 5 -10 % veća od stvarnih pokosnih vrijednosti. Drugi metod daje više vrijednosti i primjenjuje se za jednostavnije procjene .

Točan metod, koji uključuje vrijeme u svim kemijskim reakcijama je složen za proračun, zbog viskoznosti i udarnih valova. U gornjim tabelama su uzete vrijednosti pri tlaku komore izgaranja od 6.89 Mpa i ambijentnom tlaku od 101.3 kPa. Popravni faktori za specifični impuls su u donjoj tabeli.

Tabela 4. 6 : Popravni faktori za tlak komore izgaranja za specifični impuls

Opće značajke c CT SP*, , I ( poglavlje 2 iz 1 ) su iste za čvrste i tečne pogonske

energente, dok tečni imaju dodatak :

d - specifična težina, po U.S mjernim jedinicama : lb ftw / 3 , kao težinska osnova .

dr

r d dw

w o f

1

1 (4-1a)

rw - oksidator / gorivo, težinski odnos smjese ;

do - og , specifična težina oksidatora ;

d f - f g , specifična težina goriva .

Impuls gustoće, po U.S mjernim jedinicama :I I dd sp (4-2a)

- specifična težina, po SI mjernim jedinicama : kg m 3 , kao masnena osnova .

34

r

rm

m o f

1

1 (4-1b)

Impuls gustoće, po SI mjernim jedinicama :

I I sp (4-2b)

4. 4 KOMPONENTE RAKETNOG MOTORA NA TEKUĆE GORIVO

Motora ima nekoliko podsustava :

Skladištenje: spremnik ;

Opskrba: plin pod tlakom ili turbo-crpke ;

Izgaranje - reaktivna sila : komora izgaranja, ubrizgivač i mlaznica ;

Cjevovod, ventili i sustav upravljanja .

35

slika 4. 1 : sustav opskrbe :a) plin pod visokim tlakom ; b) turbo-crpke .

Jednostavnost i mala težina su glavne odlike projektovanja sustava. Sustav na inertan plin pod tlakom je jednostavan i male težine, ali ima ograničeno vrijeme rada. Kao plin za pokretanje se koristi helij ili nitrogen pod tlakom 136 - 340 atm .

Za kratko vrijeme rada, minut i manje, ovi sustavi su isplativi zbog jednostavanosti, male težine i zadovoljavajuće pouzdanosti.

Vrijeme rada se može produljiti plinskim generatorom, koji koristi plinove izgaranja za potisak, ali to usložnjava konstrukciju kroz sklopovlje, težinu i cijenu .

Sustav sa turbo-crpkom ima više kombinacija, ali je bit da se gorivo i oksidator usmjeruju prema rasprščivaču u komori izgaranja. Pogon crpke se dobija iz plinske turbine, plinskim generatorom, koji može koristi isti pogonski energent .

Gorivo može da hladi mlaznicu prije ubrizgavanja u komoru izgaranja, čime mu se povećava temperatura i pospješuje pripala. Taj postupak se naziva regenerativno-obnovljivo hlađenje.

Postoji otvoreni i zatvoreni ciklus .

Čvrstim pogonskim energentom mogu se pokretati turbo-crpke .

36

Slika 4.2 Raketni motor na tekuće gorivo napajan turbopumpom

37

4. 5 REAKTIVNA KOMORA

Odnos mješanja. Proračun počinje sa ubrizgavanjem goriva i oksidatora u komoru za izgaranje. Brzine su reda 9-60 m/s. Kada se tečnost ubrizgava, raspršivanje može da bude u obliku kapljica, mlaza ili kombinacija, koja se upari kao plin u komori za izgaranje .

Slika 4. 4 - osnovni geometrijski oblici komore za izgaranje :a) sferna ; b) približno sferna ; c) cilindrična .

Ubrizgivač može da ima oblik : ravni, polusfere, kružnog odsječka i ima sačasti raspored otvora, raznih dimenzija i kuteva, zbog učinkovitijeg mješanja. Gorivo i oksidator su odvojeni prije ubrizgavanja. Pripala se obično nalazi u središtu ubrizgavane površi .

Odnos smjese :

rw

wwo

f

(4-3)

wo - protočna težina oksidatora ;w f - protočna težina goriva .

To su najvažniji parametri za određivanje značajki motora : c SP*, I

Izračunavanje značajki, temelji se na teoretskim podacima uzajamne reakcije i odnosa mješanja. Teoretski podaci su dati na donjoj slici :

38

Optimalni odnos mješanja se dobiva za maksimalnu karakterističnu brzinu c* .

Za dati tlak komore pc , proračunatu temperaturu Tc , dobijamo c* iz jed. (2-7). Temperatura Tc utiče na oblik ubrizgivača i efikasnost komore izgaranja. Ako je komora kratka za dovršenje reakcije, specifični impuls smanjuje Tc i c* , ali za dugu komoru, reakcija ima dovoljno vremena za izvršenje, što povećava težinu konstrukcije .

Veličina komore izgaranja. Volumen počinje od kritičnog presjeka A* i jed. (2-9). Na slici 4.4 su prikazani osnovni oblici, od kojih je najpoznatiji cilindrični. Komora je zatvorena na jednom kraju ubrizgivačem, a na drugom kraju je suženje mlaznice .

Volumen komore :

Vm t

C

p c

(4-4)

mp -protočna masa pogonskog energenta ;tc - vrijeme izgaranja ; - srednja gustina plinova izgaranja .

Parametar duljine L* , pokazuje efektivnu duljinu komore i vrijeme izgaranja .

LV

A

m t

Ac p c*

* *

(4-5)

L* , može da se promatra kao duljina zamišljene cilindrične komore čiji presjek odgovara kritičnom presjeku mlaznice .

U praksi , L* se određuje eksperimentalno sa postojoćom komorom .

39

Slika 4.5 teoretski gorivo-oksidator podaci izgaranja

Tabela 4. 7 : karakteristična duljina L* , za razne pogonske energente

Izaberemo L* iz gornje tabele i sa A* odredimo Vc iz jed. (4-5) .Oblik komore. Vrijeme izgaranja tc , je nezavisno od geometrije komore izgaranja.

Minimalni prečnik je ograničen kritičnim presjekom A* mlaznice, kao veličinom i rasporedom raspršivača. Dulja komora povećava težinu i zahtjeva hlađenje. Temperature su reda 22000 0 C, što se može ublažiti hlađenjem stijenki komore i mlaznice gorivom, prije ubrizgavanja u komoru. Najoptimalniji oblik je sferni, ali je težak za izradu .

Suženje mlaznice ( odnos površina A AC / * ), je praktičan pokazatelj početnih značajki za raketne motore na tečni pogon. Odnos je reda 2 - 6 za malu reaktivnu silu i kratko vrijeme rada, a odnos 1.3 - 3 za visoke reaktivne sile i tlakove u komori dobijene turbo-crpkom .

40

4. 6 PRORAČUN ZNAČAJKI RAK. MOTORA NA TEKUĆE GORIVO

Projektovanje raketnog motora, ovisi o namjeni, reaktivnoj sili, vremenu rada, pogonskom energentu i poznatim podacima .

Početni podaci su :

reaktivna sila ;tlak u komori izgaranja ( ovisi o pogonskom energentu ) ;

vanjskom-ambijetnom tlaku ( problem nad. visine za start ) ;pogonskom energentu .

Procedura za proračun :

1) Ako smo izabrali pogonski energent i podaci su primjenjivi za jed. (4-5) određujemo:

c* (obično blizu maksimalne vrijednosti) ;odnos smjese r ; ; molekularnu težinu M ;temperaturu u komori TC .

Za izračunavanje c* , može se koristiti TC i iz jed. (2-7) .

2) Za odnos tlaka mlaznice p p p pc a c e i nalazimo CTD jed. (2-4) i (2-13) i

odnos površina A Ae * . Aternativno C CT TVAC MAX , može da se odredi iz

istog dijagrama, a odnos površina iz nekog drugog kriterija. Za druge visine, CT se izračuna iz jed. (2-13b) i (2-13c).

3) Kritični presjek A* , izračunamo iz jed. (2-9a), izlazni presjek mlaznice Ae iz odnosa A Ae * .

4) Masneni protok iz jed. (2-7a) .

5) Izaberemo karakterističnu duljinu L* za dati pogonski energent iz tabele 4-7 i odredimo volumen izgaranja VC iz jed. (4-5) .

6) Označimo podesan odnos suženja mlaznice A Ac * i nađemo duljinu 7)5. ZAKLJUČAK

1) Reaktivna sila rakete se promatra kao specijala slučaj momentnog principa, poglavlje 2 iz 1 .

2) Jed. (2-1) za idealnu reaktivnu silu rakete, pokazuje da reaktivna sila ovisi od :

a) protočne mase m ; b) izlazne brzine, tlaka i presjeka V p Ae e e, , ;

41

c) vanjski-ambijentni tlak pa , koji za vrijednost nula daje maksimalnu reaktivnu silu.

3) Jednadžba rakete (2-2c) za izlaznu brzinu plina, je bazirana na jednodimenzionalnom izotropnom strujanju kroz mlaznicu i može da se primjeni za predkazivanje značajki :

a) za vrijeme ekspanzije kroz mlaznicu, za nepromjenjive uvjete ( p Tc c, ), pogonski plin zadržava nepromjenjive osobine (, M) koje su poznate ;

b) za punu snagu mlaznice, zanemarujemo viskoznost i udarne valove ;

c ) izlazna geometrija mlaznice nema oštrih ivica .

4) Jednadžba rakete pokazuje da se najveća izlazna brzina Ve , dobiva za najveće p Tc c, , a za najmanje , M , pe .

5) Zamjena reaktivnoj sili T je koeficijent reaktivne sile CT , prema jed. (2-9) .

6) Jed. (2-20) pokazuje da je specifični impuls I SP , zamjena za izlaznu brzinu gdje je značajan parametar performanse .

7) Reaktivna sila i koeficijent, kao i specifični impuls, uključuju efekt neravnotežnog izlaznog tlaka, postižu maksimum kada je pa = 0 .

8) Korisnost reaktivnae sile, je data kutom prema jed. (2-38) i (2-39) .

9) Pogonski energenti imaju specifični impuls reda : 200 sek. za čvrsti pog. energent i 400 sek. za tečni pog. energent ( gorivo + oksidator ). Mnoge pogonski energenti su otrovni, opasni za rukovanje i zahtjevni za skladištenje .

10) Raketni motori na čvrsti pogonski energent su jednostavne konstrukcije, lako se startaju, zadovoljavajuće pouzdani i ne može da se regulira reaktivna sila. Imaju zahtjeve za stabilnim gorenjem, geometrijskim oblikom otvora u naboju, zaštitom od udara, loma i vremenskog razlaganja pogonskog energenta, kao i oblika komore izgaranja. Odnos izgaranja se nalazi iz Saint Roberts - ovog zakona jed. (3-1) koji zadovoljava proračun stabilnog tlaka u komori izgaranja pc jed. (3-5). Proračun ostalih značajki, prema poglavlju 3. 7 iz 1 .

11) Raketni motori na tečni pogonski energent su složenije konstrukcije, zahtjevaju dulje vrijeme pripreme i može da se regulira reaktivna sila. Ovaj tip motora zahtjeva sustav crpki, što usložnjava konstrukciju. Oblik komore izgaranja i mlaznice je usaglašavanje oblika, veličine i mase, sa zahtjevima za regenerativno hlađenje, sustavom ubrizgavanja i upravljanjem odnosom smjese. Navedeni zahtjevi su dati u poglavlju 4. 6. iz 1 .

42