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

Kazimierz Siemienowicz

Inżynier artylerii Królestwa Polskiego i Litwy1600-1951?

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

Rakiety

wielostopniowe

zaproponowane

przez

Kazimierza

Siemienowicza

w 1650 r.

Silniki rakietowe

Wiązki rakiet zaproponowane przez Kazimierza Siemienowiczaw 1650 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

Silnik rakietowy

Rozkład ciśnień w klasycznym silniku rakietowym

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

Obieg silnika rakietowego

Q1 – ciepło dostarczane

Q2 – ciepło odbierane

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

Współczynnik ciągu -wykres

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

Zespół głowicy wtryskowej i

komory spalania

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

Silnik RL-10

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

Układ zasilania ciśnieniowy

Silniki rakietowe

Układ zasilania turbopompowy,

z gazogeneratorem

Silniki rakietowe

Układ zasilania turbopompowyNapędzanie turbiny z układu chłodzenia silnika

Silniki rakietowe

Silnik RL-10

Silniki rakietowe

Układ zasilania turbopompowy, ze wstępną komorą spalania

Silniki rakietowe

Schemat silnika Promu Kosmicznego - SSME

Silniki rakietowe

Silnik rakietowy na stały materiał pędny

Silniki rakietowe

Schemat Hybrydowego Silnika Rakietowego

Silniki rakietowe

Hybrydowe Silnik Rakietowe

Rakieta z silnikiem hybrydowym

Silniki rakietowe

Porównanie impulsów właściwych

i impulsów gęstościowych:stałych, ciekłych

i hybrydowych materiałów pędnych

Ig = Is *ρmp

[skg/m3][s]

Silniki rakietowe

Rakieta kosmiczna „Soyuz”

Silniki rakietowe

Rakiety Ariane-5 i H-2

Silniki rakietowe

Silnik rakietowy na stały materiał pędny

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

Kombinowany (zespolony) napęd powietrzno-rakietowy

Silniki rakietowe

Kombinowany (zespolony) napęd powietrzno-rakietowy

Silniki rakietowe

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

Silnik Jonowy

Silniki rakietowe

Sonda z silnikiem jonowym

Silniki rakietowe

Rakietowe silniki elektryczne

SILNIKI HALLACIĄG: 30 N IMPULS: 15 km/s

SILNIKI INDUKCYJNECIĄG: 20 N IMPULS: 50 km/s

Silniki rakietowe

SILNIKI MAGNETODYNAMICZNECIĄG: 100 N IMPULS: 20-100 km/s

Silniki rakietowe

CIĄG: 67 KN IMPULS: 9.5 km/s

Rakietowy SILNIKI JĄDROWE(schemat)

Silniki rakietowe

Rakietowy silnik jądrowy z gazowym reaktorem

Silniki rakietowe

SILNIKI VASIMIR

CIĄG: 40 N IMPULS: 300 km/s

SILNIKI VASIMIR

Silniki rakietowe

Jądrowy napęd plazmowy

Silniki rakietowe

Napęd laserowy

Silniki rakietowe

Próby napędu laserowego

Silniki rakietowe

Leik Myrabo’s experiments,napęd laserowy

Silniki rakietowe

Leik Myrabo’s experiments,napęd laserowyexperiments

Silniki rakietowe

Żagiel słoneczny

Silniki rakietowe

Napęd linowy

Silniki rakietowe

Słoneczny napęd Termiczny

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

Możliwości realizacji misji kosmicznych w funkcji gęstości energii źródła

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