Napędy Kosmiczne

Wykład jest współfinansowany przez Unię Europejską w

Napędy Kosmiczne KOSMONAUTYKA

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.

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.

Kazimierz Siemienowicz

Inżynier artylerii Królestwa

Polskiego i Litwy

1600-1951?

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.

Rakiety

wielostopniowe zaproponowane przez

Kazimierza

Siemienowicza

w 1650 r.

Wiązki rakiet zaproponowane przez

Kazimierza

Siemienowicza

w 1650 r.

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.

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)

Historia –pierwsza rakieta na ciekły materiał pędny

zbudowana i wystrzelona przez

Roberta Goddarda w 1926 r.

w – prędkość gazów na wylocie z dyszy (impuls właściwy) [m/s]

m – wydatek masowy [kg/s]

A_E– powierzchnia przekroju wylotowego dyszy [m²] p_E– ciśnienie na wylocie z dyszy [Pa]

p_o– ciśnienie otoczenia [Pa]

Ciąg silnika rakietowego



m w

F 



Ciągiem nazywamy wypadkową wewnętrznych i zewnętrznych sił ciśnienia działających na silnik rakietowy. Ciśnienie wewnętrzne warunkują procesy zachodzące w komorze spalania i dyszy silnika.





E

w

m A p p

w

F  

  

E E

w

m A p

w

F  

 

Ciąg w warunkach obliczeniowych p_E=p_o

Ciąg maksymalny rozprężanie do próżni p_o=0

Silnik rakietowy

Rozkład ciśnień w klasycznym silniku rakietowym

Jest stosunek energii wykorzystanej na wytworzenie ciągu do energii całkowitej dostarczonej do silnika

 





2 2

2 1

T T

c m

w w

m

p

o w

i

  













Sprawność wewnętrzna

w_o– prędkość lotu [m/s]

w_w – 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,

Sprawność napędowa

Jest to stosunek pracy napędu do energii zużytej na wytworzenie ciągu



 

 



2 1 2

1 2

1

o w

o w

o w

o w

o w

o p

w w

w w

w w

m

w w

m w

w m

w F





 









 







 





 

 

  

 

2 2

1 2

w o

w o

p

w w

w w

w_o – prędkość lotu [m/s]



w_w – prędkość gazów na wylocie z dyszy [m/s]

Zależność sprawności napędowej od stosunku prędkości rakiety do

prędkości gazów wylotowych

Wo/We

Sprawność ogólna

Jest to stosunek pracy napędu do energii dostarczonej do silnika

p i

o  

  

 

  



2 2

1 2

2 2

1 2 2

1

T T

c

w w

w w

w w

T T

c m

w w

m

p

o w

w o

w o

p

o w

o

 

 

 

 

  

 



















Sprawność chemicznego napędu rakietowego

Sprawność wewnętrzna

 i = 0.35 ÷ 0.80 Sprawność napędowa

p = 0.00

1.00 Sprawność ogólna

 o = 0.00

0.70

Bilans energetyczny dla rakiety na chemiczny materiał pędny

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

Obieg silnika rakietowego

Q

– ciepło dostarczane

Q

– ciepło odbierane

Sprawność cieplna silnika rakietowego

1 1

1 1 1

1

3 2 2

1

3 2 2

 

 

 





 

 

 





 

 











 



 

 

 





 

 

 





 

 















 k

k k

p k o

p p T

k R k

p p T

c L

d o

c

Q

 L



 ^T

^T

 ^{c T}

c

Q



  



Ciepło dostarczone z materiału pędnego

Praca wykonana przez czynnik roboczy

Sprawność cieplna silnika rakietowego

k k

c p

p

1

2

1 3



 

 



 

 

dyszy

p₂– ciśnienie w komorze spalania

k – wykładnik adiabaty

d o

c

Q

 L



Uwzględniając zależności na ciepło dostarczone oraz wykonaną pracę wyprowadzone wcześniej otrzymujemy zależność na sprawność cieplną

Sprawność cieplna w funkcji rodzaju materiału pędnego (k) oraz

stosunku rozprężu gazów wylotowych w dyszy (p

/p

)

Prędkość wylotowa

2

2

1

o w

w

o

w w L

L     

1 1

1 2

1

3 2 2























 











 

 

 k w k

p p T

k R w k

k R

k 

  c 1

Uwzględniając związek ciepła właściwego, stałej gazowej i wykładnika izentropy

Otrzymujemy zależność na prędkość wylotową gazów z dyszy silnika

Prędkość wypływu produktów spalania z dyszy silnika rakietowego

] s / m p [

1 p R T

1 k

k w 2

k 1 k

k w k



















 



 

 

 





lub





K T

w ^k

 



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

I _w = F/dm/dt [N/kg/s] ; [m/s]

• tzn. ciąg osiągalny z jednostkowego wydatku materiału pędnego w ciągu jednej sekundy pracy silnika;

• dla przypadku gdy ciśnienie na wylocie z dyszy silnika rakietowego jest równe ciśnieniu otoczenia, impuls właściwy jest równy prędkości wylotowej gazów z silnika;

• w układzie anglosaskich jednostek impuls właściwy podawany jest w [s], co wynika z daleko idącego uproszczenia dzielenia siły (funt siły) przez wydatek masowy określany w funtach masy na sekundę. Aby przejść z anglosaskich jednostek na układ SI, impuls właściwy „I_w”, należy pomnożyć przez przyspieszenie ziemskie „g”.

KONWENCJONALNE RAKIETOWE ŚRODKI NAPĘDOWE

Paliwo Utleniacz I_w

[m/s]

H₂ O₂ 3900÷4600

Nafta O₂ 2700÷3500

N₂H₄ N₂O₄ 2500÷3400

Lepiszcze+Al NH₄ClO₄ 2400÷3000

Wybrane kompozycje ciekłych materiałów pędnych P

/P

= 100

Utleniacz Paliwo Stosunek O/F

Impuls

właściwy [m/s]

O

Wodór 3.4 – 4 3900

Nafta 2.2 – 2.7 3000

Hydrazyna 0.7 – 0.9 3100 N

O

Hydrazyna 1.1 – 1.4 2900

UDMH 2.1 3300

HNO

Nafta 5.0 – 5.8 2400

H

O

(95%) Nafta 6.3 – 7.6 2700

F

H

4.5 – 23 4100

Hydrazyna 1.8 –2.4 3600

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

NH

ClO

+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 jest doprowadzany do komory w czasie pracy silnika. Najczęściej stosowanym wariantem jest ciekły utleniacz (H₂O₂, HNO₃, N₂O₄, O₂), stałe paliwo (polimery z dodatkiem sproszkowanych metali: Al., Be, B, Li)

Materiał pędny Impuls właściwy [m/s]

Uwagi

H

O

+polimer+Al 2780 stosowany

HNO

+polimer+Al 2680 stosowany

ClF

+LiH 2880 badany

ClF

+Li 3120 badany

Przepływ przez dyszę

silnika rakietowego

linia ciągła – stan równowagowy

linia przerywania – stan zamrożony

Współczynnik ciągu - C _F

kr kr

kr kr

sp

F

p A

F A

p

m C I

 



 



P_kr – ciśnienie krytyczne [Pa]

A_kr – pole powierzchni przekroju krytycznego [m²] I_sp – impuls właściwy [m/s]

m – wydatek masowy [kg/s]

F –ciąg [N]

Współczynnik ciągu -

wykres

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

Zespół głowicy

wtryskowej i

komory spalania

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

Schematy głowic wtryskowych

a) płaska z podwójnym dnem; b) płaska z wierconymi otworami; c) płaska z

Schematy głowic wtryskowych

e) kulista z komorami wstępnymi; f) stożkowa z centralnym doprowadzeniem utleniacza

Silnik RL-10

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

http://www.nasa.gov/multimedia/nasatv/on_demand_video.html?pa ram=http://s3.amazonaws.com/akamai.netstorage/anon.nasa-

global/MARSHALL/CECE_Engine.asx

Adres strony NASA silnika CECE - sople

Układ zasilania ciśnieniowy

Układ zasilania turbopompowy,

z gazogeneratorem

Układ zasilania turbopompowy

Napędzanie turbiny z układu chłodzenia silnika

Silnik RL-10

Układ zasilania turbopompowy, ze

wstępną komorą spalania

Schemat silnika Promu

Kosmicznego - SSME

Silnik rakietowy na stały materiał pędny

Schemat Hybrydowego Silnika

Rakietowego

Rakieta z silnikiem hybrydowym

Porównanie impulsów właściwych

i impulsów gęstościowych:

stałych, ciekłych

i hybrydowych materiałów pędnych

Ig = Is *ρ_mp

[skg/m³]

[s]

Rakieta kosmiczna „Soyuz”

Rakiety Ariane-5 i H-2

Silnik rakietowy na stały materiał pędny

Zależność pomiędzy impulsem właściwym a możliwym do osiągnięcie

przyspieszeniem

rakiety czy statku kosmicznego

INNE NAPĘDY Rakietowe

• Zespolone (elektryczno-chemiczne; chemiczno termiczne, itp..)

• Laserowe

• Mini napędy

• RAMAC

• Grawitacyjne (Asysta grawitacyjna)

• Inne (np. żagiel słoneczny, winda kosmiczna)

Zależność impulsu właściwego od modu pracy silnika zespolonego

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)

Możliwość osiągnięcia orbity Ziemi przez jednostopniową rakietę

Kombinowany (zespolony) napęd powietrzno-rakietowy

Kombinowany (zespolony) napęd

powietrzno-rakietowy

Magnetyczny przyspieszacz statku napędzanego zespolonymi silnikami powietrzno-rakietowymi

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

Silnik Jonowy

Sonda z silnikiem jonowym

Rakietowe silniki elektryczne

SILNIKI HALLA

CIĄG: 30 N IMPULS: 15 km/s

SILNIKI INDUKCYJNE

CIĄG: 20 N IMPULS: 50 km/s

SILNIKI MAGNETODYNAMICZNE

CIĄG: 100 N IMPULS: 20-100 km/s

CIĄG: 67 KN IMPULS: 9.5 km/s

Rakietowy SILNIKI JĄDROWE (schemat)

Rakietowy silnik jądrowy

z gazowym reaktorem

SILNIKI VASIMIR

CIĄG: 40 N IMPULS: 300 km/s

SILNIKI VASIMIR

Jądrowy napęd plazmowy

Napęd laserowy

Próby napędu laserowego

Leik Myrabo’s experiments,

napęd laserowy

Leik Myrabo’s experiments,

napęd laserowyexperiments

Żagiel słoneczny

Napęd linowy

Słoneczny napęd Termiczny

Zależność pomiędzy impulsem właściwym a możliwym do osiągnięcie przyspieszeniem

rakiety czy statku kosmicznego

Obecnie dostępna energia do napędów kosmicznych

• Reakcje chemiczne ∼ 10 – 13 MJ/kg

• Reakcje jądrowe ∼ 10 ⁵ - 10 ⁷ MJ/kg

• Słoneczna (żagiel, lub elektryczna

∼ 0,3 x1.3 kW/m ^{2 )}

Możliwości realizacji misji kosmicznych w funkcji gęstości energii źródła

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

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