Есть ли способ сделать так, чтобы ракеты на жидком топливе не теряли эффективность при уменьшении дроссельной заслонки?

Насколько я знаю, ракеты на жидком топливе страдают от снижения эффективности при использовании неполного газа, поскольку снижается давление сгорания и, следовательно, термодинамическая эффективность. Может ли сопло с переменным диаметром горловины исправить это, ограничивая истечение газа и тем самым повышая противодавление в камере сгорания? Или расширяющаяся часть сопла тоже должна была бы различаться по форме? Существуют ли какие-либо удачные конструкции, поддерживающие эффективность двигателя при более низких настройках дроссельной заслонки?

В двигателях с достаточно высоким давлением при умеренном снижении дроссельной заслонки эффективность не теряется; Я подозреваю, что дополнительный вес и сложность переменного горла в большинстве случаев не окупят себя. Насколько глубокая дроссельная заслонка и насколько высокая эффективность вам нужна?
Сопло с переменным диаметром горловины было бы очень трудно совместить с необходимым охлаждением. Он должен быть газонепроницаемым для очень горячих газов и газов под высоким давлением.
Я ищу очень широкий диапазон газа: 100% - 5%. Я сомневаюсь, что это когда-либо было предпринято. Что касается эффективности, я бы хотел оставаться в пределах нескольких процентов от максимальной эффективности при всех настройках дроссельной заслонки.
Если вы хотите совместить очень широкий диапазон дроссельной заслонки с почти одинаковой эффективностью при всех настройках дроссельной заслонки, вам нужна очень низкая температура сгорания.
По словам Саттона, ракета «Лэнс» достигла диапазона дроссельной заслонки 357:1 (т.е. до 0,3%) с 15%-ной потерей эффективности в нижней части, но я понятия не имею, как это сделать. Это ракета класса "земля-земля" малой дальности, так что я предполагаю, что удельный импульс был довольно низким по всем направлениям. en.wikipedia.org/wiki/MGM-52_Lance
Простой ответ — пойти по пути SpaceX: множество слабодроссельных двигателей. Если один из пятнадцати двигателей работает на 75% мощности, то у вас есть 5% тяги.
Но при работе одного из пятнадцати двигателей тяга может изменяться только от 5 до 6,67 % (от полной тяги всех 15 двигателей). Если вам вдруг понадобится больше тяги, вам придется запустить второй двигатель, чтобы получить от 10 до 13,3 %. Если вам нужно что-то между 6,67 и 10%, у вас проблемы.
@Uwe: Всегда есть возможность пойти по пути «кассовой системы»: двигатели различной тяги. Скажем, пару нониусов, позволяющих покрыть разницу.

Ответы (1)

Согласно « Истории жидкостных ракетных двигателей и элементов ракетного движения » Саттона, маршевый двигатель в ракете «Лэнс» мог дросселировать с 22 кН до 62 Н, что лучше, чем соотношение 350: 1, с использованием инжектора с подвижным штифтом с потерей эффективности 15%. на нижнем конце. Игольчатый инжектор используется в двух других известных двигателях с дроссельной заслонкой: спускаемом двигателе Apollo LM и SpaceX Merlin.

Как правило, чрезвычайно низкие настройки дросселя приводят к срыву потока в сопле: выхлоп отделяется от одной стороны стенки сопла и прилипает к другой, разбалансируя тягу (обычный кухонный кран ведет себя аналогично при незначительном открытии). Двигатель Lance имеет чрезвычайно короткое сопло с коэффициентом расширения всего 4: 1, чтобы избежать этого, и, следовательно, с низким удельным импульсом 227 секунд на полной тяге; обычно вы ожидаете Isp на уровне моря в 270-х годах от комбинации пороха IRFNA/UDMH.

Я скептически отношусь к возможности динамического контроля диаметра горловины. Без него, чтобы сделать очень глубокое дросселирование в атмосфере, вам нужно либо короткое сопло, как у Ланса, либо один из других стандартных методов компенсации высоты для управления разделением потока выхлопных газов: аэрошипы, расширение-отклонение , ступенчатые сопла и т. д. Здесь было проведено много исследований, потому что на двигателях первой ступени не так много спроса на глубокое дросселирование.

С вакуумными двигателями все проще. Спускаемый двигатель LM был рассчитан на дросселирование до 10%; на практике использованный минимум составлял около 30%. При тяге 30% удельный импульс упал с ~305 до ~298, снижение менее 3% . Был диапазон дроссельной заслонки от 65% до 92%, которого избегали, потому что это могло вызвать чрезмерную эрозию сопла, но никаких значительных проблем на нижнем уровне, о которых я знаю, не было. В плане полета LM не было необходимости снижаться до 5% — самоубийственные ожоги с большой тягой более экономичны, чем длительное постепенное снижение, — но если бы это было необходимо, это, вероятно, было бы выполнимо.

Есть ли способ сделать так, чтобы ракеты на жидком топливе не теряли эффективность при уменьшении дроссельной заслонки?
СпросиСетьПолитика конфиденциальности1y, 0v