POGONSKI UREAJ RAKETE

( Osnovni pojmovi i znaajke )

LIVAI PERE

ZAGREB 2002

2

SADRAJ

OPI POJMOVI O REAKTIVNIM MOTORIMA Str. KLASIFIKACIJA REAKTIVNIH MOTORA..3 PRINCIP REAKTIVNOG DIJELOVANJA4 OSNOVNE KARAKTERISTIKE REAKTIVNIH MOTORA.5 RAKETNI MOTORI SA VRSTIM POGONSKIM GORIVOM (RMPG) SVOJSTVA RMPG..8 SUVREMENA VRSTA POGONSKA GORIVA I NJIHOVE KARAKTERISTIKE9 MEHANIZAM IZGARANJA VRSTIH POGONSKIH GORIVA.17 STABILNOST PROCESA IZGARANJA.19 PARAMETRI IPKI RAKETNOG GORIVA..22 PRIPALA VRSTOG RAKETNOG GORIVA28 MLAZNIK RAKETNOG MOTORA NA VRSTO POGONSKO GORIVO..32

RAKETNI MOTORI NA TEKUE POGONSKO GORIVO (RMTPG) KLASIFIKACIJA I PODRUJE PRIMJENE...41 PRINCIPJELNA SHEMA RMTPG I NJEGOVE KARAKTERISTIKE42 TEKUE POGONSKE TVARI.52 OKSIDATORI54 TEKUA GORIVA58 SUSTAV DOVODA GORIVA U KOMORU ZA IZGARANJE...65 GEOMETRIJSKE DIMENZIJE MLAZNIKA76

MLAZNI MOTORI SHEMA TURBO-MLAZNOG MOTORA I PRINCIP RADA.80 UVODNIK ( USISNIK )85 KOMPRESOR...89 KOMORA ZA IZGARANJE.92 TURBINA..94

NABOJNO MLAZNI MOTORI ( NMM ) PODZVUNI I NADZVUNI NMM...97

PULSIRAJUI MLAZNI MOTORI ( PMM ) OSNOVNA SHEMA..101

3

POGONSKI UREAJ RAKETE

OPI POJMOVI O REAKTIVNIM MOTORIMA

Princip rada reaktivnog motora se zasniva na treem zakonu dinamike koji glasi: dva tijela djeluju uzajamno jedno na drugo silama koje su po veliini jednake, ali suprotnog smjera (drugi Newtonov zakon). Npr. ako bacamo kamen, naa ruka osjea reakciju kamena u obliku sile koja djeluje nazad. U ovome i slinim sluajevima sila reakcije u odreenom pravcu se stvara na raun poveanja brzine neke mase (ubrzanja), koja se kree u suprotnom smjeru. Sutinski gledano, to se isto dogaa i kod reaktivnih motora, u kojih se radno tijelo u obliku plinova izgaranja ubrzava i velikom brzinom izbacuje iz motora u obliku struje, koja ima suprotan smjer od kretanja motora. Kao rezultat ove akcije i reakcije, stvara se sila potiska iji se smjer poklapa sa smjerom kretanja rakete ili zrakoplova. Tako emo pod reaktivnim kretanjem letjelice smatrati kretanje koje se stvara pod utjecajem izbacivanja plinova izgaranja iz njenog motora. Za stvaranje ove struje koriste se razne tvari, npr. voda, vrui zrak, plinovi dobiveni raznim kemijskim reakcijama i slino. Radna tvar se odabire zavisno od mogunosti njegove eksploatacije, ekonominosti upotrebe i efektivnosti. Reaktivni princip kretanja nije novi, te i njegovo koritenje u kretanju tijela nije neki novi nain pogona. Ovakvo reaktivno kretanje susreemo i u prirodi, npr. u moru ivi bie pod nazivom lignja (Decebeda Cephalopede). Ona ima specijalni sifon u koji uzima vodu. Naglim stezanjem miia sifona izbacuje iz sebe vodu te pod djelovanjem izbaene struje vode u jednu stranu kree se u suprotnu. Na taj nain se stvara reaktivna sila i lignja se kree u eljenom pravcu. Isto se dogaa kod obinog gumenog djejeg balona kada ga napuemo i pustimo da zrak iz balona moe slobodno istjecati. Dok u balonu vlada pritisak vei od pritiska vanjske atmosfere, zrak e nekom brzinom istjecati iz balona, a balon e se kretati u pravcu suprotnom od pravca istjecanja zraka. Takav balon e imati krivudavu putanju leta, jer nije stabiliziran u zranoj struji i nema odgovarajui aerodinamini oblik za pravolinijski let.

KLASIFIKACIJA REAKTIVNIH MOTORA

U klasifikaciji reaktivnih motora obino se tei pokazati njihove razlike po nekoj od grupa karakteristinih obiljeja: po izvorima energije kojom se koriste, po namjeni, po konstrukciji i slino. Klasifikacija ovih motora je najpogodnija po vrsti pogonske tvari kojom se koriste, jer svojstva te tvari kao izvora energije uglavnom odreuju konstrukciju motora. Jedna od moguih klasifikacija ovih motora je sljedea: Reaktivni motori dijele se na raketne i mlazne motore. Raketni motori dijele se na: raketni motori na tekue gorivo, raketni motori na vrsto gorivo, nuklearni raketni motori, elektro raketni motori, i dr. Mlazni motori dijele se na: turbo mlazni motori, pulsirajui mlazni motori, nabojno mlazni motori. Ova klasifikacija nije konana jer je dana na principu pogonske tvari koja se koristi. Ipak ona omoguava da se logikim redom dosljedno razmotre principi rada reaktivnih motora. Karakteristina osobina raketnih motora je nezavisnost

4

njihovog rada od vanjske sredine. Kod njih se sva koliina pogonske tvari (gorea i oksidirajua komponenta) nalazi u raketi. Rad mlaznih motora je zavisan od vanjske sredine. Oni mogu raditi samo u atmosferi, jer kao oksidirajuu komponentu koriste kisik iz zraka. Zrak se kod ovih motora dovodi u komoru za izgaranje specijalnim ureajem kompresorom ili pomou dinamikog pritiska same zrane struje.

PRINCIP REAKTIVNOG KRETANJA

Ranije je istaknuto da se sila potiska rakete u raketnom motoru stvara pod utjecajem sila pritiska na unutranjoj povrini samog reaktivnog motora (na stjenkama glave komore za izgaranje, na stjenkama same komore za izgaranje i na zidovima mlaznika). Da bi smo mogli odrediti silu koja se stvara u raketnom motoru razmotrit emo jednadbu koliine gibanja. Uzeti emo na glavi komore za izgaranje dio povrine kontrolnu povrinu kako je to prikazano na sljedeoj slici i na njoj odrediti odgovarajuu silu koja se stvara uzdu osi x (sl. 1).

Sl.1 Nastanak reaktivnog kretanja I glava komore izgaranja, II komora za izgaranje, III mlaznik Prema teoriji koliine gibanja, projekcija svih sila koje djeluju na kontrolnu povrinu, na bilo koju os , jednaka je vremenskoj promjeni koliine gibanja, tj.

)(12

.

xxxWW

g

GP = (1 )

gdje je:

.

G - koliina plinova koja u jedinici vremena prolazi kroz kontrolnu povrinu Px projekcija svih sila na os x Wx2 projekcija brzine estica na os x na izlazu iz kontrolne povrine Wx1 projekcija brzine estica na os x na ulazu u kontrolnu povrinu Ako pogledamo komoru izgaranja sa mlaznicom raketnog motora (sl. 1 ) i primijenimo na nju formulu 1 dobiti emo: Px= - P Fa(pa po) (2)

5

Za komoru izgaranja sa mlaznicom je: Wx2 = Wa Wx1 = 0 (3)

Postavljanjem formule (2) i (3) u (1) dobivamo silu potiska u apsolutnoj veliini

)(0

.

ppFWg

GP

aaa+= (4)

U vakuumu je po = 0 pa je sila potiska :

aaaVpFW

g

GP +=

.

(5)

Veliinu ( a

Wg

G.

) obino nazivamo dinamiki dio sile potiska. Veliinu

(Fa pa) nazivamo statiki dio sile potiska, koji se po nekim podacima kree u granicama od 7 12% od dinamikog dijela. Kao to se iz naprijed iznijetog reaktivno kretanje se ostvaruje zahvaljujui promjeni koliine gibanja po uzdunoj osi raketnog motora. to je brzina te promjene vea to je i reaktivna sila vea i obratno. Samim tim je jasno da je reaktivna sila raketnih motora direktno proporcionalna brzini koju imaju estice plinova izgaranja kod naputanja mlaznice raketnog motora. Ova brzina Wa je takoer direktno proporcionalna brzini sagorijevanja goriva u raketnom motoru kao i pritiska koji vlada u komori za izgaranje.

OSNOVNE KARAKTERISTIKE REAKTIVNIH MOTORA

Osnovnim karakteristikama raketnih motora smatraju se ove veliine: sila potiska, specifini potisak, specifina potronja pogonske tvari, specifina masa motora.

- SILA POTISKA

Ovo je karakteristika reaktivnog motora kao energetskog ureaja. Ona je rezultanta sila pritiska rasporeenih po cijeloj povrini komore izgaranja motora.

P = PVP + Pup (6)

6

Gdje je: PVP rezultanta sila vanjskog pritiska Pup rezultanta sila unutranjeg pritiska

)(0

.

ppFWg

GP

aaa+= (7)

Ako analiziramo pojedine veliine jednadbe (7), moemo rei sljedee: Veliina Fa(pa po) (statiki dio sile potiska) iznosi maksimalno 15% ukupne sile potiska. Brzina istjecanja plinova izgaranja iz mlaznika Wa u suvremenih raketnih motora se malo mijenja i iznosi od 2 200 do 3000 m/s. Prema tome, osnovni faktor za dobivanje raznih vrijednosti sile potiska (P) je

potronja pogonske tvari po vremenu (.

G ) Ova veliina se moe mijenjati u granicama od nekoliko desetaka do nekoliko stotina kilograma u sekundi, to zavisi od kvalitete goriva, tj. od brzine njegovog izgaranja.

Slika 2. i 3.

- SPECIFINI POTISAK ( Pspec. )

Specifini potisak se naziva odnos izmeu sile potiska ( P ) i vremenske

potronje pogonske tvari ( .

G ).

=

kg

Ns

G

PPspec

.

.

(8)

Ova karakteristika reaktivnog motora govori o njegovoj ekonominosti i o energetskim mogunostima pogonske tvari koja se primjenjuje. to je Pspec. vei, manja je potronja pogonske tvari u jedinici vremena potrebna za dobivanje odreenog potiska.

7

Specifini potisak zavisi uglavnom od brzine istjecanja plinova, koja se opet karakterizira kvalitetom pogonske tvari i konstruktivnim osobinama motora. Brzina istjecanja plinova iz mlaznika iz mlaznika uglavnom zavisi od temperature u komori izgaranja i od odnosa pritiska u komori i na izlazu iz mlaznika reaktivnog motora.

=

k

k

k

a

kMa

p

pRT

k

kgW

1

11

2 (9)

M = 0,97

R plinska konstanta Tk Temperatura u komori izgaranja k koeficijent adijabate pk pritisak plinova u komori pa pritisak plinova na izlazu iz mlaznika Pri konstruiranju mlaznika nastoji se da veliina pa bude konstantna. U tom se sluaju poveanjem pritiska u komori (pk) poveava brzina istjecanja plinova izgaranja iz mlaznika (Wa), pa prema tome i specifini potisak. Zavisnost ovih promjena dana je u grafu (sl. 3). Poveanje Pspec. s poveanjem pritiska u komori (pk) je pogodno do odreene granice, jer se porastom pritiska poveava i teina konstrukcije motora. Radi toga se u suvremenih motora pritisak (pk) kree u granicama (2 5)Mpa. Veliina Pspec. suvremenih raketnih motora sa tekuim pogonskim gorivom se kree u granicama od 2200 do 4200 (Ns kg-1), a kod raketnih motora sa vrstim pogonskim gorivom 2000 2500(Ns kg-1) i bitno utjee na daljinu leta rakete. to je Pspec. vee, to je daljina leta rakete vea pri istoj koliini goriva. Specifini potisak je zavisan od visine leta rakete:

( )0..pp

G

F

g

WP

a

aa

spec+= (10)

Smatra se da je Pspec. za 10 20% vei u vakuumu nego u normalnoj atmosferi.

- SPECIFINA POTRONJA POGONSKE TVARI

Ekonominost rada raketnog motora se ocjenjuje pomou specifine potronje pogonske tvari (Cspec.), tj. po teinskoj koliini pogonske materije koja dolazi na jedinicu sile potiska motora u jednoj sekundi ili na jedan sat. Ovu karakteristiku moemo predstaviti matematikim izrazom:

==

Ns

kg

PP

GC

spec

spec

.

.

.

1 (11)

8

to je manja vrijednost Cspec. pri ostalim jednakim uvjetima, biti e vea daljina leta rakete.

- SPECIFINA MASA MOTORA

Pod specifinom masom motora podrazumijeva se odnos mase konstrukcije motora i sile potiska koju on stvara.

=

N

kg

P

mMOT

m (12)

Specifina masa karakterizira stupanj konstruktivne usavrenosti motora i kree se u granicama:

N

kgm

02,001,0 =

Perspektivni stupanj konstruktivne usavrenosti smatra se m 0,008. Ide se na dobivanje to lake konstrukcije motora, a to vee sile potiska.

RAKETNI MOTORI SA VRSTIM POGONSKIM GORIVOM (RMPG)

Ova vrsta raketnih motora koristi vrste pogonske tvari kao osnovni izvor pogonske energije. Pogonske tvari su profilirane, uglavnom u obliku ipki raznih poprenih presjeka. Izgaranje ovih ipki je nezavisno od vanjskog okolia, te se ovi motori mogu koristiti u gustim slojevima atmosfere i u zrakopraznom prostoru. RMPG u usporedbi sa raketnim motorima na tekua pogonska goriva imaju sljedee:

Prednosti:

- vea sigurnost aktiviranja i stalna pripravnost za aktiviranje - jednostavna konstrukcija i kompaktnost ureaja motora - jednostavna eksploatacija, a s time manje sloen sustav odravanja na

raketnoj bazi - manji broj ljudi za njihovo odravanje - mogunost dugog uvanja i odravanja i odravanja u bojevoj spremnosti - jeftinija izrada kompletnog motora

9

Nedostaci: - bitna zavisnost sile potiska i pritiska plinova izgaranja od temperatura

goriva, porastom temperature ove veliine rastu, i obratno - sloenost programiranja sile potiska - vrsto gorivo je skuplje od tekueg goriva itd.

Opi izgled raketnog motora na vrsto gorivo je prikazan na (sl. 4)

Sl. 4 Raketni motor na vrsto pogonsko gorivo I komora za izgaranje, II mlaznik, 1 tijelo, 2 otvor u ipki goriva, 3 pripala, 4 vrsto gorivo, 5 reetke

U komori za izgaranje smjetene su pogonske tvari u obliku ipke ili vie ipki tono odreenog oblika u ovisnosti od sile potiska koju elimo postii. Ovi se motori koriste uglavnom tamo gdje se zahtijevaju velike sile potiska u malom vremenskom intervalu a to su obino startni motori svih vrsta raketa. Podesni su za eksploataciju i upotrebu jer se ne pune neposredno pred upotrebu kao raketni motori na tekue gorivo. U ovih motora se pri uvanju i odravanju ne pojavljuju problemi vezani za koroziju, toksinost i isparavanje goriva. Osim toga, opasnost od eksplozije ovih motora je neznatna. Zbog navedenog, ovi motori se dosta koriste u raketnoj tehnici, naroito u raketa malih gabarita. SUVREMENA VRSTA POGONSKA GORIVA I NJIHOVE KARAKTERISTIKE

Kemijski sastav i kvaliteta vrstog pogonskog goriva u znatnom stupnju odreuju konstrukciju i efikasnost rada raketnog motora, a takoer znatno utjee na brzinu i daljinu leta rakete. Od vrstog pogonskog goriva se uglavnom zahtjeva to je mogue vea maksimalna brzina koju ono daje raketi.

+=q

WWa

1ln.max

(13)

10

gdje je: Wmax. maksimalna brzina jednostupanjske rakete, gdje nije uraunata sila eonog otpora zraka i sila zemljine tee Wa efektivna brzina istjecanja plinova iz mlaznika raketnog motora - masa vrstog goriva q masa konstrukcije rakete

Od vrstih pogonskih goriva se trai da imaju to bolje energetske i termodinamike znaajke, tj.

- visoku kalorinu sposobnost, jer se samo tako dobiva vea efektivna brzina isticanja plinova iz mlaznika

- veliku gustou, jer se na taj nain smanjuju gubici motora - malu molekularnu masu plinova izgaranja, to omoguava veu brzinu

istjecanja tih plinova iz mlaznika - stabilno i po odreenoj zavisnosti izgaranje slojeva pri malim pritiscima u

komori za izgaranje, jer se na taj nain moe smanjiti masa komore, njene stjenke mogu biti tanje

Osim navedenog, od vrstih pogonskih goriva se trai pogodnost za

eksploataciju i tehnoloku izradu istog. Ovdje se posebno mora obratiti panja na sljedee:

- da ipke goriva budu to manje osjetljive na mehanike i toplinske impulse - da se sa ipkama lako rukuje i da se lako mogu pripaljivati pri startu rakete - da im fizika i kemijska svojstva budu stabilna pri njihovom duem

uvanju - sve ipke istog motora moraju biti homogenog sastava i istih fizikih i

kemijskih svojstava - ipke moraju imati visoku mehaniku vrstou - produkti izgaranja moraju imati malu toksinost - pogonska goriva bi se trebala izraivati od nedeficitarnih materijala vrsta pogonska goriva, koja se koriste u raketnim motorima, u zavisnosti od

njihovih smjesa i fizike strukture, dijele se na dvije vrste: homogene i heterogene (kompozitne). Pri izradi homogenih vrstih pogonskih goriva, kao glavna komponenta se koristi nitrat celuloze koji se plastificira raznim rastvaraima koji imaju veliki postotak kisika. Kompozitna vrsta pogonska goriva uglavnom se izrauju od smjese goriva organskog porijekla i oksidatora neorganskog porijekla. Ovdje se kao goriva obino koriste vrste kauuka, asfalta, bitumena, organske smole i dr. Elastine primjese goriva su ujedno i vezivne, one osiguravaju homogenost i mehaniku vrstou smjese. Kao oksidator ovih vrstih pogonskih goriva se upotrebljavaju neorganske soli duine i klorne kiseline koje su bogate kisikom (npr. nitrati i perklorati kalija i amonijaka). Ova kompozitna vrsta pogonska goriva se sastoje od nedeficitarnih materijala, te se na taj nain proirila baza ovih goriva. U ovih kompozitnih goriva

11

postoji velika mogunost variranja odnosa komponenti gorivo oksidator i na taj nain mogunost mijenjanja njegove kalorine moi.

HOMOGENA VRSTA POGONSKA GORIVA

Ova vrsta pogonska goriva su homogeni sustav sastavljen uglavnom od tri osnovna elementa:

1. osnove 2. plastifikatora (rastvara) 3. stabilizatora Osnovu ini nitroceluloza. Nitroceluloza se dobiva obradom celuloze

(vate, pamunog vlakna, drveta) te smjese duine i sumporne kiseline. Kao rastvara kod ovih goriva se koristi uglavnom nitroglicerin. On sadri velike koliine kisika koji slui kao oksidator goruih elemenata u pogonskom gorivu te se na taj nain omoguava njegovo izgaranje. Od postotka kisika u nitroglicerinu zavisi kalorina mo pogonskog goriva. to je u smjesi vei postotak nitroglicerina, to joj je vea kalorina mo. Stabilizator slui za poveanje kemijske stabilnosti homogenih vrstih pogonskih goriva. Kao stabilizatori se uglavnom koriste difenilamini. Osim navedenih, smjesa sadri i kredu koja smanjuje unutranje trenje, vazelin i transformatorsko ulje koji smanjuju pritiske pri preanju smjese i poboljavaju proces njenog formiranja. Proizvodnja homogenih vrstih pogonskih goriva poinje od procesa rastvaranja i mijeanja nitroceluloze, nitroglicerina i drugih nabrojanih elemenata, te se na taj nain dobije gusta smjesa. Ona se prea u kalupima. Na ovaj nain se moe osigurati visoka vrstoa i homogenost strukture pri preanju ipke. U sljedeoj tablici su prikazani postotni sastavi nekih homogenih vrstih pogonskih goriva raketnog motora i njihove osnovne karakteristike. TABLICA 1.

SASTAV I KARAKTERISTIKE NEKIH HOMOGENIH VRSTIH POGONSKIH GORIVA

Komponente goriva

i karakteristike JPN %

JP %

SD %

HES-4016 %

SC %

Nitroceluloza 51,5 52,2 66 54 50 Nitroglicerin 43 43 25 43 41 Dietilftalat 3,25 3,5 -- -- -- Etilcentralit 1,00 1,25 8,00 3,00 9,00 Sulfat kalija 1,25 -- -- -- --

Grafit 0,20 -- -- -- -- Druge primjese 0,08 0,1 1 0,1 0,07

Gustoa (kg/m3*103) 1,62 1,6 1,59 1,58 1,6 Kalorinost (KJ/kg) 4920 4920 -- 5040 3860

Temperatura gorenja (K) 2900 3160 2170 3090 2535 Jedinini impuls (Ns/kg) 2200 2200 -- -- 1900

Brzina gorenja (mm/s) pri p=7MPa i 293K

16,5 17 -- 14,3 7,8

12

HETEROGENA (KOMPOZITNA) VRSTA POGONSKA GORIVA

Ova pogonska goriva se sastoje od organskih goruih i uglavnom neorganskih oksidirajuih komponenata. Gorua komponenta je ujedno i vezni element cijele smjese. Za gorue elemente se obino upotrebljavaju asfalti i polimeri kao to su: polisulfid, poliester, epoksid, poliuretan, poliamid, polietilen, polistiren, polibutadien, poliizobutilen, fenolne ili celulozne smole. Veina polimera prelazi u vrsto stanje pri normalnoj atmosferskoj temperaturi ili sa katalizatorom pri povienoj temperaturi. Sve ove gorue komponente moraju imati sljedee osobine:

- visoku kalorinu mo - visok postotak vodika i nizak postotak ugljika, to utjee na dobivanje

goriva velikog jedininog impulsa - osiguranje dobrih veznih svojstava pri relativno malom postotku veznih

elemenata (10 25% ukupne teine goriva) - nisku kritinu temperaturu kod koje gorivo postaje rastresito i pogodno za

izgaranje. Ova temperatura ne smije biti nia od eksploatacione. Sve skupa ove nabrojane osobine goriva ograniavaju krug goruih veznih

elemenata koji se primjenjuju u proizvodnji kompozitnih vrstih pogonskih goriva. Oksidirajue komponente su obino kristalne, neorganske soli, kao nitrati, perklorati kalija, natrija, litija ili amonijaka. Mogu se upotrebljavati i organski spojevi kao amonij pikrat C6H2(NO2)3 x ONH4. Ispituju se novi perklorati (perklorat nitroceluloze NOClO4). Pored dobrog odavanja topline i niske molekularne teine, oksidirajui elementi trebaju imati visok sadraj slobodnog kisika. U sljedeoj tablici su prikazana osnovna svojstva nekih neorganskih oksidatora i njihove karakteristike. TABLICA 2

NEORGANSKI OKSIDATORI

Oksidator

Molekularna

masa

Gustoa

kg/m3*103

Temperatura

taljenja C

Toplina

formiranja kJ/kg

Ukupna

koliina kisika %

Koliina slobodnog

kisika %

NH4ClO4 117,5 1,950 razlae se -2,472,68 54,4 34,2 NH4NO3 80,05 1,725 170 - 4,56 60 19,9 LiNO3 68,95 2,880 255 - 7,19 69,6 34,81 LiClO4 106,4 2,430 236 - 4,17 60,15 60,10 KClO4 138,55 2,520 610 - 3,0 46,2 46,20 KNO3 101,1 2,110 334 - 4,87 47,4 23,70 NaNO3 85,01 2,260 307 - 5,24 56,4 28,20 LiNO3 68,95 2,380 -- - 7,00 58,01 -- 2NOClO4 -- -- -- -- -- 62,1 NO2ClO4 -- -- -- -- -- 66,7

13

A Sastav kompozitnih vrstih pogonskih goriva

Kod ovih goriva odnos gorue i oksidirajue komponente se moe mijenjati u irokom rasponu. Radi dobivanja najkvalitetnije smjese, navedeni iroki dijapazon se znatno smanjuje. Sljedea tablica pokazuje da ove smjese rijetko imaju vie od 80 85% oksidatora. To se objanjava time da se vezivna i fizika svojstva cijele smjese u potpunosti odreuju goruom komponentom. Zbog toga je poeljno da smjesa sadri vee koliine gorue komponente koja povezuje kristalne estice oksidatora. TABLICA 3

Tip

goriva

Komponente

goriva

%

ukupne teine

Gustoa

kg/m3*103

Temperatura

gorenja C

Brzina gorenja pri:

p=7MPa t=21C mm/s

Jedinini impuls Ns/kg

ALT-161

I Kalij perklorat Asfalt Ulje II Kalij perklorat Polimerno gorivo

76 17 7

73 27

1,8

1,77

1800 2000

2000

36 38

20

1900

1800 1900

EJA

I Kalij perklorat Nitroceluloza (12,6%N) Nitroglicerin aa Etilcentralit II Kalij perklorat Nitroceluloza (12,6%N) Nitroglicerin Magnezij Magnezij oksid aa Etilcentralit

56 21 13 9 1

55 21 13 0,5 0,5 9 1

1,84

2,8

2000

2000

17,50

45

1780

-----

NDRS

tip EJA-480

Pikrat amonijaka Natrij nitrat Boraksaminova guma Plastika

46,6 46,6 52 1,6

1,8

----

6 - 25

1800

Na sljedeem grafikonu (sl. 5) su prikazane termodinamike karakteristike kompozitnog vrstog pogonskog goriva u ovisnosti od postotnog sastava oksidatora, pri uvjetu da je pritisak u komori izgaranja pk = 7MPa.

14

Sl. 5 Ovisnost energetskih karakteristika od relativnog sadraja oksidatora

Poveanjem sadraja oksidatora u smjesi goriva do optimalnog odnosa (stehiometrijskog odnosa) znaajno se poveava temperatura gorenja, ali u isto vrijeme i jedinini impuls raste neto sporije. Stoga postoji mogunost mijenjanja sadraja komponenti goriva lijevo i desno od stehiometrijskog odnosa kompozitnog goriva uz malu izmjenu veliine jedininog impulsa. Pri danom postotnom sadraju oksidatora moe se poboljati fiziko svojstvo goriva ako upotrijebimo oksidator vee gustoe, jer na mehanike osobine smjese goriva uglavnom utjee ne maseni ve gabaritni dio oksidatora. U posljednje vrijeme u vrsta pogonska goriva, radi poveanja jedininog impulsa, poelo se ubacivati lake metale: aluminij, magnezij, berilij, bor i dr. Primjenom kompozitnih vrstih raketnih goriva osigurava se jedinini impuls oko 2500 Ns/kg. Prouavaju se mogunosti poveanja jedininog impulsa vrstog raketnog goriva i do 2900 2950 Ns/kg. Postoji mogunost dobivanja vrstog raketnog goriva s jedininim impulsom do 3400 Ns/kg. Praksa je za sada pokazala da je veina ovih goriva sa jedininim impulsom veim od 2600 Ns/kg nestabilna, da su agresivna i otrovna.

B Karakteristike kompozitnih i homogenih vrstih raketnih goriva Kalorina vrijednost goriva je toplinska energija koja se dobija pri izgaranju raketnog goriva. Pod cjelokupnom toplinskom energijom mi podrazumijevamo koliinu topline koja se dobiva pri hlaenju produkata izgaranja goriva od temperature izgaranja do temperature apsolutne nule. Obino se kalorinost vrstog raketnog goriva (Qs) dobiva eksperimentalno njegovim izgaranjem u specijalnom kalorimetru. Ako ovo gorivo izgara u kalorimetru konstantnog volumena, tada imamo:

15

dTCQ

T

ww=

1

0

(14)

gdje je: T1 temperatura izgaranja goriva pri eksperimentu Cw toplinski kapacitet 1kg produkata izgaranja goriva pri W = const. (W volumen) U praksi se plinovi izgaranja ne hlade do apsolutne nule ve do 18C (291K). Pri tome se kondenzira vodena para te kao rezultat te kondenzacije oslobaa se energija Q2. Tada mi praktino ne mjerimo Qw ve Qs , gdje je:

2

291

1

QdTCQ

T

ws+= (15)

ili:

2

291

00

1

QdTCdTCQw

T

ws+= (16)

Integral (14) moemo pokazati i kao sumu dva integrala:

dTCdTCQw

T

ww+=

291

0291

1

(17)

Rijeivi integrale (14) i (16), dobivamo:

1

291

0

qdTCw

= (18)

pa je: Qw = Qs - q2 + q1 U praksi je Q2 Q1 Kod vrstih pogonskih goriva srednje kvalitete qw 3765 kJ/kg

Temperatura izgaranja goriva Ova temperatura se razlikuje pri izgaranju pogonskih goriva pri W = const. i pri p = const.

11

0

1

TCdTCQw

T

ww== (19)

16

gdje je:

1w

C - srednji toplinski kapacitet goriva pri W = const.

Iz (19) imamo:

1

1

w

w

C

QT = (20)

Pri izgaranju vrstog raketnog goriva u komori za izgaranje srednja temperatura gorenja je priblino jednaka temperaturi izgaranja toga goriva pri p = const. Ta se temperatura moe dobiti iz izraza:

0

0

0

0

TCdTCH p

T

p == (21)

gdje je:

pC - srednja veliina toplinskog kapaciteta pri p = const.

H0 poetni sadraj topline produkata izgaranja goriva Iz (19) i (21) dobivamo:

011TCTC pw = (22)

jer se pri izgaranju odreene koliine goriva oslobaa ista koliina energije, nezavisno od toga da li se izgaranje odvija pri p = const. ili W = const. Iz (22) slijedi:

K

TT 1

0= (23)

gdje je:

w

P

C

CK = -- koeficijent adijabate

Obino se veliina K kree u granicama od 1,20 1,30 Kod vrstog pogonskog goriva raketa obino je: T1 2000 3000 K Napomena: T1 temperatura plinova pri W = const. T0 temperatura plinova pri p = const. Jedinini impuls je karakteristika srednje korisnosti raketnog goriva za vrijeme izgaranja u raketnom motoru.

17

( )0.pp

G

F

g

WI

a

aa

+= (24)

Formula (24) izlazi iz jednadbe .

G

PI =

MEHANIZAM IZGARANJA VRSTIH POGONSKIH GORIVA

Mehanizam izgaranja ovog goriva zavisi od vrste goriva i uvjeta pri kojima ono izgara. Eksperimenti su pokazali sljedee:

- ako se gorenje odvija u vakuumu ili pri niskim p i T, dolazi do sublimacije goriva sa izdvajanjem vrstih estica i pojave dima

- gorivo se zagrijava na debljim slojevima to je manji pritisak pri kojem izgara

- u vrstoj fazi dolazi do fizikih razlaganja i kemijskih reakcija, pri emu se prvo razlau u fizikom i kemijskom smislu najnestabilnije komponente goriva

- gorivo izgara neravnomjerno. Pri promatranju izgorjelih povrina, mogu se vidjeti neravnine. Neravnine su izraenije to je manji pritisak pri kojem gorivo izgara

- U prostoru izmeu povrine izgaranja i plinova izgaranja dolazi do egzotermikih reakcija kod kojih se dobiva velika koliina topline. Radi toga gorivo dobiva jako svjetlu boju

- gorenje moe biti bez plamena, sa dimom i bez dima. U prva dva sluaja gorenja gorivo ne uspijeva izgoriti potpuno, pa se radi toga ne dobiva potpuna koliina topline ve samo jedan njen dio.

- izmeu povrine goriva i sloja plinova izgaranja moe se primijetiti tamna zona, ija irina ovisi od pritiska i kree se od djelia milimetra do nekoliko milimetara

- pri niskim pritiscima ne dolazi do potpunog procesa izgaranja goriva, ve se opaa pojava velike koliine duinih oksida i ugljika. Pritisak pri kojem dolazi do pojave oksida naziva se kritinim. Za homogena raketna goriva pmin. 2 6 MPa, a za nehomogena pmin. 0,7 1,5 MPa.

Na osnovu eksperimentalnih podataka dobiva se grafikon mehanizma gorenja ipke raketnog goriva (sl. 6).

18

Sl. 6 Grafikon mehanizma gorenja ipke raketnog goriva

Proces gorenja ipke raketnog goriva moemo podijeliti u pet zona: Prva zona (X1 X0) se naziva zona zagrijavanja. U ovoj zoni se poveava temperatura od T0 do TR temperatura na kojoj dolazi do kemijskih reakcija razlaganja goriva. U ovoj zoni se razlau elementi sa niskom temperaturom taljenja i cijela masa se priprema za gorenje. Druga zona (X2 X1) zona razlaganja kada se odvijaju fiziki i kemijski procesi. Temperatura raste od TR do TP (temperatura na povrini ipki), koja se obino kree u granicama TP = 450 550C. Na poetku zone dolazi do razlaganja manje stabilnih elemenata na komponente. Na kraju zone se odvijaju kemijske reakcije sa dobivanjem topline. Stvaraju se plinovi koji erodiraju povrinu goriva. Sa plinovima se izbacuju i krupne estice najtee taljivih elemenata. Poto gorivo nije homogeno, povrina goriva postaje hrapava. Dobiva se toplina koja je nedovoljna za daljnje podravanje reakcije raspadanja pa se ta energija mora dovoditi iz tree zone. Trea zona (X3 X2) mjeovita zona. U ovoj zoni se susreemo sa plinovitim, tekuim i vrstim stanjima raketnog goriva. U ovoj zoni se odvijaju reakcije razlaganja komponenata goriva i oksidacije slobodnih elemenata. U ovoj se zoni zavrava prijelaz tekuih i vrstih estica goriva u plinovito stanje. Temperatura raste od TP do TC (kraj mjeovite zone). irina ovih triju zona ovisi od pritiska pod kojim izgaraju ipke. to je vei pritisak, to je irina ovih zona manja. etvrta zona (X4 X3) bezplamena zona u kojoj nastupa proces oksidacije goruih elemenata i njihovih oksida, mada se on ovdje ne zavrava. Trea i etvrta zona stvaraju tzv. tamnu zonu pri izgaranju vrstog goriva.

19

Peta zona (X5 X4) plamena (svjetlea) zona. U ovoj zoni se zavravaju svi procesi oksidacije i temperatura se die do Tg (temperatura gorenja). Odsustvo oksida duika i ugljika govori o potpunoj reakciji izgaranja. Kod nehomogenih vrstih pogonskih goriva mehanizam gorenja se neto razlikuje od homogenih goriva. Ovdje moe doi do razlike u brzini razlaganja oksidirajue i gorue komponente, kako je prikazano na slici 7.

Sl. 7 izgaranje nehomogenog vrstog raketnog goriva a) bre razlaganje gorue komponente, b) bre razlaganje oksidirajue komponente, 1 gorui element, 2 oksidirajui element

Ako je brzina izgaranja gorue komponente vea od oksidirajue (sl. 7a), kristali oksidatora se izbacuju u plinsku struju gdje je temperatura (T) vea, te se uslijed toga razlau oksidirajue komponente i proces gorenja se ustaljuje. Obino se brzina gorenja vrstih pogonskih goriva odreuje brzinom gorenja gorue komponente. Ako je brzina razlaganja oksidirajue komponente vea od brzine razlaganja gorue komponente (sl. 7b), tada e povrina gorue komponente poprimiti hrapav izgled zbog izgaranja kristala oksidirajue komponente. Izboina goriva se sada nalazi u povienoj temperaturi te se i ona razlae.

STABILNOST PROCESA IZGARANJA U praksi se obino susreemo sa nekoliko oblika nestabilnog (nenormalnog) izgaranja vrstih pogonskih goriva. Vanjski znakovi takvog izgaranja su pojave velike koliine dima uz pad pritiska u komori za izgaranje ispod pritiska koji bi morao vladati u komori pri normalnom izgaranju. Pri normalnom izgaranju tipina krivulja ovisnosti pritiska u komori izgaranja od vremena dana je na slici 8. U poetku izgaranja pritisak u komori izgaranja (pk) naglo raste, dosee maksimum i zatim se stabilizira na proraunskoj veliini, da bi pri zavretku izgaranja pao na nulu. Veliina graninih pritisaka (pmax.)min. se odreuje karakteristikama goriva i uvjeta punjenja komore izgaranja. Homogena pogonska goriva se karakteriziraju visokim veliinama donje granice stabilnog gorenja koja pri optimalnim uvjetima punjenja dosee vrijednost (pmax.)min. = 2 6 MPa

20

Gornja vrijednost od 6 MPa se odnosi na goriva koja imaju kalorinu mo Q = 3200 3600 kJ/kg, a nia od 2 MPa na goriva sa Q = 4400 4920 kJ/kg. Za heterogena goriva granica stabilnog gorenja se sputa do nekoliko bara. U nekih vrstih pogonskih goriva nestabilni proces izgaranja se odvija na ovaj nain: pritisak u komori za izgaranje u poetku raste, dosee maksimum i pada do nule. Poslije odreenog vremena pritisak opet raste, dosee maksimum (ovaj novi maksimum je obino nii od prethodnog) i opet pada do nule itd. U nekim sluajevima se i samo gorenje potpuno prekida. Ovako ciklian rad raketnog motora se naziva kaljanje raketnog motora i prikazan je na slici 9.

Sl. 8 pk = f(t)

Sl. 9. ''kaljanje'' raketnog motora

Razlozi ovakvog rada komore za izgaranje mogu biti:

- nizak pritisak u komori za izgaranje - niska temperatura u komori - velike brzine plinske struje u komori

Fiziki gledano, bit ovog procesa izgaranja se sastoji u slijedeem: pri

malim pritiscima u komori izgaranja brzina izgaranja se smanjuje toliko, da poslije dosizanja minimuma motor prestaje sa radom. No kako je temperatura

21

vrstog goriva jo visoka, dolazi do daljnjeg razlaganja goriva. Dolazi do koncentracije vruih plinova i do ponovne pripale vrstog goriva, pritisak u komori se die do maksimuma i ponovo pada na nulu itd.

Veliine pmax. zavise od parametra:

sF

S= (25)

gdje je: S povrina koja gori Fs povrina slobodnog prolaza plinova izgaranja - parametar Pobedonosca Parametar Pobedonosca se moe izraziti kao:

d

L4= (26)

Ovaj parametar uveo je prof. J.A. Pobedonosec, i od tada slui kao kriterij za ocjenu stabilnosti gorenja.

Sl.10 ipka vrstog raketnog goriva

Ako je u izgaranju vrstog raketnog goriva < granino, to e njegovo gorenje biti stabilno. Ako je > granino, tada imamo nestabilno gorenje. Sam parametar granino zavisi od pritiska u komori izgaranja. to je pritisak u komori vei, time je vei i granino. Iz eksperimenata je poznato : granino = 170 240 Obino se nastoji sa pribliiti granino , a ne prelaziti njegovu vrijednost.

22

PARAMETRI IPKI RAKETNOG GORIVA

Pri izgaranju vrstih pogonskih goriva u raketnom motoru pritisak u komori za izgaranje se odreuje uglavnom odnosom povrine gorenja i povrine kritinog presjeka mlaznika. Ako je povrina kritinog presjeka mlaznika konstantna, a to je najei sluaj, onda se navedeni pritisak odreuje veliinom gorue povrine ipke goriva. Ako se gorua povrina tokom vremena poveava, tada imamo progresivno izgaranje raketnog goriva, tj. imamo stalno poveanje sile potiska raketnog motora. Oblik ovakvog punjenja raketnog motora se naziva progresivni oblik punjenja. Analogno postoje degresivni oblici punjenja, gdje se povrina izgaranja sa vremenom smanjuje. Osim navedenih postoji i konstantni oblik punjenja gdje sa vremenom povrina izgaranja ostaje konstantna. Parametar progresivnosti ipke goriva obiljeavamo sa i on je jednak:

0

S

S= (27)

gdje je: S gorua povrina ipke S0 poetna veliina gorue ipke Oblik punjenja treba osigurati karakter promjene pritiska, a time i promjenu sile potiska sa vremenom u suglasnosti sa potrebnim karakteristikama rakete. Ako promjena sile potiska raketnog motora u irokom dijapazonu nije uvjetovana dinamikom leta rakete, to ni znatna promjena pritiska plinova izgaranja u procesu izgaranja raketnog goriva nije poeljna. U tom sluaju maksimalni pritisak se odreuje u ovisnosti od vrstoe materijala od kojeg je izraena komora za izgaranje raketnog motora, a minimalni pritisak ovisi od stabilnosti gorenja raketnog goriva, tj. taj pritisak mora jo uvjek omoguiti stabilno izgaranje ipki goriva. U procesu gorenja treba omoguiti promjenu gorue povrine u malim dijapazonima. Ovakvim uvjetima odgovara neinhibirana cilindrina ipka sa unutranjim kanalom. Pri inhibiranju (premazivanju povrine ipke negoruom smjesom) krajeva ipke, povrina gorenja ipke, ostaje konstanta, jer se unutranji kanal zbog gorenja poveava, a vanjski promjer ipke smanjuje, a time i taj dio gorue povrine. Ako se krajevi ipke ne inhibiraju, imamo slabo degresivno izgaranje ukupne povrine ipke. Oblik ipki goriva mora biti takav da komora za izgaranje bude to popunjenija. Relativna popunjenost komore za izgaranje vrstim pogonskim gorivom se smatra odnos mase goriva () i volumena komore izgaranja (Wkom.).

.kom

W

= (28)

Ako komoru izgaranja nalijevamo rastopljenim gorivom, tada e gustoa popunjenosti komore biti jednaka gustoi smjese gorue i oksidirajue komponente. U praksi se susreemo sa koeficijentom popunjenosti poprenog presjeka komore izgaranja, tj.

23

.

1

kom

G

F

S= (29)

gdje je: SG poetna povrina poprenog presjeka smjese goriva Fkom. povrina poprenog presjeka komore U odabiranju oblika smjese vrstog goriva treba voditi rauna da se poveanjem koeficijenta 1 smanjuje povrina slobodnog prolaska plinova izgaranja uzdu goriva. Smanjenje ove povrine moe izazvati i nestabilno erozivno izgaranje smjese. Ako je gorivo izraeno u obliku ipki sa unutranjim kanalom, onda se uvjek polazi od veliine parametra Pobedonosca (), ija veliina ne smije biti vea od granino. Osim toga, pri izboru oblika smjese goriva treba voditi rauna o toplinskoj zatiti stijenki komore izgaranja. Ovo se postie na vie naina:

- privrenjem gorue smjese za stjenke komore; tada strana goriva koja je privrena na zidove ne gori, sl.11.

- postavljanjem na zidove komore zatitnog sloja - izradom komore od visokootpornih materijala na termika naprezanja da

bi komora zadrala svoj prvobitni oblik sve do kraja izgaranja raketnog goriva

- inhibiranjem vanjskih povrina ipki goriva

Sl.11 Komora za izgaranje napunjena gorivom Maksimalno poveanje gustoe popunjenosti komore postie se pri koritenju ipke goriva bez unutranjeg kanala, koja gori samo sa strane okrenute prema mlazniku i koja potpuno ispunjava komoru za izgaranje raketnog motora. Meutim, ovakva punjenja imaju malu brzinu stvaranja plinova izgaranja, pa se zbog toga mogu koristiti kod raketnih motora sa malim silama potiska i koji su predvieni za dui vremenski interval rada. ipka goriva sa unutranjim kanalom i inhibirana sa vanjske strane (sl.12) karakterizira se progresivnim izgaranjem i znatnim poveanjem pritiska u procesu njena izgaranja.

24

Sl.12 ipka goriva sa vanjskim inhibiranjem

Zbog naglog poveanja pritiska u komori za izgaranje, ovakve ipke goriva nemaju iru upotrebu u raketnom oruju. Da bi se smanjila ovako velika progresivnost gorenja ipke, provodi se kompenzacija progresivnosti gorenja.

Sl.13 ipka goriva sa prorezima do odreene duine l

Ova kompenzacija se provodi uvoenjem u ipku degresivno goruih povrina. Stoga se sa prednje strane ipke mogu postaviti do odreene udaljenosti u ipki uzduni prorezi (vidi sliku 13). Dopunska povrina koja je stvorena prorezima u ipci gori degresivno. Izborom broja proreza i njihovih duina moemo postii malu progresivnost gorenja ove ipke, ime ublaavamo naglo poveanje pritiska u komori izgaranja i pojednostavljujemo konstrukciju komore. Kompenzaciju progresivnog gorenja ipke moemo postizati i na druge naine, npr.: - dodavanjem u unutranji kanal ipke upljinu u obliku konusa (sl.14) - inhibiranjem vanjskog djela ipke i zvjezdastim unutranjim otvorom

(sl.15).

25

Sl.14 Cjevasto punjenje s kompenzacijskim konusom

Sl.15 Punjenje sa zvjezdastim unutranjim kanalom

Konstrukcija punjenja, sa unutranjim otvorom u obliku proreza ili zvijezde, karakterizira se ostacima goriva koji se javljaju pri naglom padu pritiska na kraju gorenja ipki. Prisustvo ovako relativno velike koliine neizgorjelog goriva nije poeljno, jer to smanjuje pun impuls sile potiska. Osim navedenog, vanom karakteristikom smatramo i puno vrijeme gorenja ipki (), koje zavisi uglavnom od oblika punjenja i njegovog sastava. Punjenja za startne motore i za protutenkovske rakete karakteriziraju se relativno velikom silom potiska i malim vremenom izgaranja () dio sekunde ili nekoliko sekundi. Marevski raketni motori se karakteriziraju velikim vremenom gorenja do vie desetaka sekundi. Ponekad je potrebno imati punjenje koje e osigurati stepenastu promjenu sile potiska. Poznato je da se za protuavionske rakete koriste startni motori velike sile potiska i marevski motori manje sile potiska. Stepenasti dijagram promjene sile potiska rakete moe se osigurati tako da se u komoru za izgaranje nalijeva gorivo u obliku koncentrinih slojeva sa razliitim brzinama izgaranja. Pri tome, unutranji brzoizgarajui sloj osigurava veliku silu potiska i slui kao startni motor. Stepenasti dijagram sile potiska se moe osigurati izborom kombiniranog oblika punjenja. Pri ovome se smanjuje gustoa punjenja komore izgaranja.

26

Sl.16 Punjenje sa dva sloja razliitih brzina izgaranja Neki od navedenih zahtjeva, koje moraju ispunjavati punjenja, su proturjeni, ali konstruktoru se ostavlja da nae kompromisno rjeenje, koje osigurava najbolje tehnike karakteristike raketnog motora u ovisnosti od namijene same rakete. U praksi se osim navedenih vrsta ipki raketnog goriva sa unutranjim otvorom susreu i mnogi drugi oblici bez unutranjeg otvora, sl.17.

Sl.17 Popreni presjek raznih vrsta ipki raketnog goriva 1 sa tri izboine, 2 krini presjek, 3 sa est izboina, 4 sa trokutastim izboinama, 5 sa osam izboina U ovisnosti od oblika poprenog presjeka ipke i naina njenog inhibiranja sa vanjske strane, dobiva se odgovarajua sila potiska danog raketnog motora. Na taj nain se unaprijed odreuje nain izmjene sile potiska, a to je uvjetovano veliinom povrine izgaranja ipke u jedinici vremena. Pri usporeivanju ipki sa unutranjim otvorom sa ipkama krinog poprenog presjeka moe se doi do ovog zakljuka:

- pri zadanom unutranjem promjeru komore za izgaranje i ne zadanoj duini, ipka krinog poprenog presjeka osigurava veu teinu raketnog goriva

27

- smanjenje jedininog impulsa pri poveanju poetne temperature, pri izgaranju ipke krinog poprenog presjeka, sa vanjske strane, manje je nego u ipki sa unutranjim otvorom, jer su ove posljednje manje stabilne u posljednjoj fazi izgaranja, pa je izbacivanje neizgorjelih estica u ove ipke vee

- ipke sa unutranjim otvorom je lake tehnoloki proizvoditi nego krine ipke

- cjevaste ipke je dobro upotrebljavati kada u komori za izgaranje zadanog promjera treba osigurati neophodnu teinu, ali one ovdje ne smiju prijei odreenu duinu. Obino se upotrebljavaju u raketa relativno male brzine. Kada se trai da ipka bude tea, upotrebljavaju se ipke koje gore sa vanjske strane

Obino se u raketnim motorima na vrsto gorivo nalazi vie ipki. Raspored

veeg broja ipki u komori za izgaranje je razliit. Uglavnom se nastoje rasporediti tako da pri normalnoj upotrebi to vre stoje jer bi njihovo pomicanje moglo izazvati neeljeno trenje i njihovo samopaljenje. Neki od moguih rasporeda ipki u komori za izgaranje dati su na slici 18.

Sl.18 Popreni presjeci komore za izgaranje vrstih pogonskih goriva

U ovisnosti od snage raketnog motora i njegovih dimenzija, ipke goriva u komori za izgaranje mogu se slagati u jednom ili dva snopa. Svrha ovakvog slaganja je zadravanje stabilnosti gorenja ipki tokom rada motora. Suvie duge ipke brzo bi postale nestabilne, izdrobile se na vie komada, izgaranje bi postalo nestabilno, a sila potiska bi se naglo promijenila. To je za odreenu raketu jako nepovoljno. Na sljedeoj slici prikazani su neki od moguih naina slaganja ipki goriva u komori za izgaranje (sl.19).

Sl.19 Presjek komore za izgaranje a) komora s jednim snopom ipki goriva, b) komora s dva snopa ipki goriva, 1 ipke, 2 reetka, 3 - pripala

28

Uloga reetke u komori za izgaranje je dvojaka:

- da fiksira ipke u komori - da ne dopusti krupnim komadima goriva, u sluaju raspadanja nestabilne

ipke pri njenom izgaranju, da odu prema kritinom otvoru mlaznika, da ga ne zatvore i na taj nain zague rad motora

PRIPALA VRSTOG RAKETNOG GORIVA

Pripala kod raketnih motora na vrsta pogonska goriva se koristi iz dva razloga:

- da postigne temperaturu dovoljnu za pripalu ipki raketnog goriva - da u trenutku pripale ipki goriva stvori u komori izgaranja dovoljan

pritisak da one mogu normalno izgarati

Vrijeme pripale mora biti relativno kratko, temperatura tono u odreenom dijapazonu i pritisak u optimalnim granicama. Osim navedenog, upalja ne smije otetiti ipke goriva pri aktiviranju. U pravilu, upalja ima elektrinu pripalu. Tipian upalja sa elektropripalom prikazan je na slici 20.

Sl.20 Upalja ipki vrstog pogonskog goriva 1 tijelo upaljaa, 2 krupnozrnati barut, 3 most od arne niti 4 elektrini vodii, 5 sitnozrnati barut, 6 elektrina pripala

Sl.20.1 Proces pripaljivanja ipki goriva

29

FAKTORI KOJI UTJEU NA VRIJEME PRIPALJIVANJA

Ponekada, a naroito prilikom automatske paljbe, vrijeme pripaljivanja raketnog goriva treba biti jako kratko. U drugim sluajevima to vrijeme moe biti relativno dugo, npr. 50 ili 60s. Osim toga, ovo vrijeme mora biti jako stabilno radi osiguranja jednakih balistikih karakteristika dane vrste rakete. U trenutku zatvaranja strujnog kruga elektrine pripale (arne niti), odvija se sljedei proces aktiviranja:

- arnoj niti se poveava temperatura do veliine potrebne za aktiviranje specijalne smjese koja se nalazi u elektrinoj kapsuli. Zatim plamen od elektrine pripale zahvaa krupnozrnati barut, a plamen ovog obuhvaa ravnomjerno sve ipke raketnog goriva. Na svaki od ovih stupnjeva procesa pripale otpada 5 15 s.

Na dijagramu, sl. 20.1, prikazan je proces pripaljivanja ipki raketnog goriva.

Gornja krivulja pokazuje promjenu elektrine struje u krugu elektrine pripale u ovisnosti od vremena. Toka A odgovara trenutku zatvaranja strujnog kruga elektrine kapsule, a toka B trenutku njenog prekida zbog izgaranja arne niti. Iz te krivulje se vidi da kroz arnu nit tee struja u vremenu od 5 s. Donja krivulja predstavlja promjenu pritiska u komori za izgaranje. Toka D odgovara trenutku kada pritisak u komori dostie veliinu dovoljnu za poetak izgaranja barutne ipke. U sljedeoj tablici su dani intervali vremena svake faze pripaljivanja ipki raketnog goriva. TABLICA 4

INTERVALI VREMENA VRIJEME (s)

Od trenutka zatvaranja strujnog kruga do trenutka pripale smjese u

elektrinoj kapsuli

Od trenutka aktiviranja smjese u elektrinoj kapsuli do trenutka razaranja

tijela u kojem je krupnozrnati barut (tijela upaljaa)

Od trenutka razaranja tijela upaljaa do trenutka kada pritisak u komori

dostie vrijednost 50% od njegove srednje veliine

Ukupno vrijeme aktiviranja

4 5

16 23

5 8

25 36

SMJESA PUNJENJA UPALJAA Smjesa mora ispunjavati ove zahtjeve:

- da brzo prenosi toplinu raketnom gorivu. Pri visokim temperaturama znatnu ulogu ima predaja topline posredstvom isijavanja, a sposobnost plinova izgaranja da isijavaju ovu toplinu je mala. Zbog toga je potrebno da produkti izgaranja od punjenja upaljaa imaju dovoljnu koliinu vrstih

30

estica. U isto vrijeme potrebno je imati dovoljnu koliinu plinova izgaranja da bi se bre mogao podii pritisak u komori do odgovarajue veliine.

- da bude stabilna, tj. da sauva svoje karakteristike u toku dueg vremena uvanja

- da se brzo aktivira od to manje toplinske energije koju dobija od elektrine pripale (kapsule)

Navedene zahtjeve dobro moe ispunjavati crni barut (FFFG). Sitniji barut je

riskantno upotrebljavati, jer se njime teko rukuje i nema traene osobine. Osim toga, i krupnija zrna baruta, iako manje opasna pri eksploataciji, poveavaju vrijeme pripale. Kao pripala raketnog goriva koristi se i smjesa magnezija i aluminija s perkloratom kalija (KClO4). Ova smjesa smanjuje vrijeme pripale ipki goriva, ali su opasnije za rukovanje i s vremenom gube svoja prvobitna svojstva zbog oksidacije metala. Tamo gdje se ne trai naroito brza pripala bolje je upotrebljavati crni barut. Vrijeme aktiviranja crnog baruta i smjese magnezija dati su u sljedeoj tablici: TABLICA 5

VRSTA

PRIPALE

VRIJEME PRIPALE (s) - 7C

Srednja vrijedn.

Srednje odstup.

21C Srednja vrijedn.

Srednje odstup.

54C Srednja vrijedn.

Srednje odstup.

Crni barut FFFG 70% Mg, 30% KClO4

25

6

10

1

25

5

14

1

17

7

5

2

Eksperimentalno se dolo do zakljuka da se za izraunavanje mase pripale, koja je potrebna za uspjeno pripaljivanje ipki raketnog goriva, moe koristiti formula:

=

KR

P

FS0

16 (30)

gdje je: S0 poetna povrina poprenog presjeka punjenja u komori izgaranja FKR povrina kritinog presjeka mlaznika - relativna popunjenost komore izgaranja

VRSTOA TIJELA UPALJAA

Da bi se brzo pripalile ipke goriva, tijelo upaljaa treba imati takvu vrstou da se ne razori dok se sve estice smjese u njemu ne pripale. Pri upotrebi mekih tijela za taj upalja, npr. kartonskih i slinih, vrijeme aktiviranja je dosta veliko u odnosu na

31

tijela upaljaa od vrstih materijala. Ako je tijelo upaljaa dosta vrsto, ono se razbija velikom snagom pa moe otetiti ipke goriva, a kao posljedica ovoga poinje izgarati velika povrina goriva i moe eksplodirati komora izgaranja. Radi toga, vrstoa tijela upaljaa se mora paljivo odrediti za svaki tip raketnog motora. POLOAJ PRIPALE U KOMORI ZA IZGARANJE

Pripala ipki raketnog goriva sa unutranjim otvorom najee se postavlja u glavu komore za izgaranje.

Sl. 21 Presjek raketnog motora na PG I glava komore izgaranja, II komora izgaranja,

III mlaznik, 1 pripala raketnog goriva, 2 raketno gorivo, 3 reetka

Sl. 22 Presjek raketnog motora s jednom ipkom goriva

1 homogena smjesa raketnog goriva, 2 elektrina pripala

Eksperimenti su pokazali, kako se i oekivalo, da pripala u glavi komore za izgaranje:

- osigurava sigurniju pripalu pri niim temperaturama - smanjuje vrijeme pripale ipki, naroito u dugakih komora

32

Ovo se objanjava injenicom da plinovi izgaranja, koje stvara punjenje pripale, prije izlaska kroz mlaznik prolaze preko povrine ipki goriva te uslijed pritiska koji stvaraju i temperature koju imaju pripaljuju ipke po cijeloj duini. U raketnih motora, ije ipke goriva nemaju unutranjeg otvora a gore s prednje strane (sa strane mlaznika), pripala se i postavlja sa prednje strane ipki (vidi sliku 22).

MLAZNIK RAKETNOG MOTORA NA VRSTO POGONSKO GORIVO Mlaznik kod raketnog motora na vrsto pogonsko gorivo slui za ubrzanje i usmjeravanje plinova izgaranja iz komore izgaranja. Poznato je da je sila potiska rakete direktno proporcionalna brzini istjecanja ovih plinova iz mlaznika, a smjer ove sile ovisi od osi divergentnog dijela mlaznika (nadzvunog dijela mlaznika). Zakretanjem divergentnog dijela mlaznika mijenja se i smjer djelovanja potiska (P)(vidi sliku 23). Tako se zakretanjem divergentnog dijela mlaznika omoguava upravljanje letjelicom. Ovakav nain upravljanja se primjenjuje i kod svemirskih letjelica gdje nema aerodinaminih sila.

Sl.23 Ovisnost smjera djelovanja sile potiska (P) i pravci istjecanja plinova izgaranja iz mlaznika

a os mlaznika i komore za izgaranje se poklapaju, b os mlaznika i komore izgaranja se ne poklapaju

Promjena pritiska i brzine plinova izgaranja kroz mlaznik prikazana je na dijagramu sl.24. Ako je pritisak plinova na izlazu iz mlaznika vei od vanjskog atmosferskog pritiska (pa > p0), onda sve karakteristike struje plinova: pritisak, brzina, protok ne ovise od vanjske sredine. To se objanjava injenicom da se poslije kritinog otvora u mlazniku formira nadzvuno strujanje plinova, pa se radi toga nikakvi podzvuni poremeaji ne mogu iriti u obratnom smjeru. Ovo predstavlja normalni rad mlaznika.

33

Sl.24 Promjena pritiska i brzine plinova izgaranja uzdu mlaznika

Sl.25 Optimalno profiliran mlaznik - - - - - - - konusni mlaznik;

A Ovisnost sile potiska (P) od stupnja irenja divergentnog djela mlaznika

Poznato je da se kod raketnih motora na vrsta pogonska goriva primjenjuju mlaznici sa konusnim suenjem i divergentnim djelom mlaznika. Priblini kutovi suenja i irenja ovih dijelova mlaznika prikazani su na slici 25. Profilirani mlaznici daju vee sile potiska u odnosu na konusne mlaznike jer bolje usmjeravaju struju plinova izgaranja uzdu osi mlaznika. Na gornjoj slici profilirani mlaznik daje 2% veu silu potiska od konusnog mlaznika sa = 15, ali je iz tehnolokih razloga lake koristiti konusne mlaznike. Osnovna karakteristika mlaznika je stupanj irenja nadzvunog dijela mlaznika - (zeta).

KR

a

d

d= (31)

to je vee, time je vei pad pritiska, a vei porast brzine struje plinova izgaranja uzdu mlaznika.

34

Pogledajmo sada ovisnost sile potiska (P) od stupnja irenja plinske struje u mlazniku s pretpostavkom da je pritisak u komori za izgaranje konstantan i da je kritina povrina mlaznika nepromjenjiva. Pri tome ostaje nepromijenjena vremenska

potronja goriva (G.

).

)(0

.

ppFWg

GP

aaa+= (32)

Diferencirajmo gornju funkciju po pa:

a

aaa

a

a

a dp

dFppF

dp

dW

g

G

dp

dP)(

0

.

++= (33)

Znamo da je

aaaadpdWW = (34)

pa je tada: aaa

a

Wdp

dW

=

1 (35)

Uzimajui u obzir da je aaaFWgG =

.

(36)

dobivamo:

a

a

a Fdp

dW

g

G=

.

(37)

Tada e formula (33) imati sljedei oblik:

a

a

a

adp

dFpp

dp

dP= )(

0 (38)

Kako je 0a

a

dp

dF, to znai da e uvjet za Pmax biti sljedei:

0=adp

dP i 0

2

2

KR

a

d

d imamo velike gubitke sile potiska, jer strujni tok plinova

izgaranja znatno naputa os mlaznika, tj. smanjuje se rezultirajua sila koja djeluje paralelno sa osi mlaznika.

38

B Podeavanje mlaznika RMPG Brzina gorenja vrstih pogonskih goriva bitno ovisi od poetne temperature. Ta temperatura, nadalje, utjee na ostale energetske parametre goriva. Pri promjeni poetne temperature nekih vrsta ovih goriva, za 50C, sila potiska raketnog motora moe se promijeniti za 30%. Ili, na primjer, kod raketnog goriva JPN, temperature koje se razvijaju pri njegovom gorenju kod +50C i 40C su: TK (+50C) = 3190 K TK (- 40C) = 3100 K a odnos pritisaka u komori izgaranja pri tome:

19,3)40(

)50(=

+

Cp

Cp

K

K

Osim toga, pri istoj temperaturi i istog raketnog motora primjeuje se variranje brzine gorenja kao posljedica tehnoloke izrade raketnog goriva nehomogenost njegovog kemijskog sastava. Po nekim podacima promjene u kemijskom sastavu goriva od are do are mogu izazvati promjenu sile potiska do 3%. Kod motora napunjenih istom arom goriva primjeuje se variranje sile potiska do 2%. Ovaj otklon energetskih karakteristika goriva od proraunskih veliina moe biti izazvan i sluajnim faktorima koji se javljaju u procesu izgaranja: poveanje povrine gorenja, poveanje kritinog otvora mlaznika zbog istroenosti i dr. Navedeni nedostaci RMPG su jako opasni ako se koriste za upravljajue rakete. Inercijski sustavi navoenja balistikih raketa zahtijevaju veliku sigurnost konstantnosti sile potiska. Zato se kod RMPG moraju podeavati mlaznici, da bi se osigurala traena sila potiska. Radi toga su mogua:

- automatska podeavanja mlaznika - predstartna podeavanja mlaznika

Bilo bi najbolje primijeniti automatsku regulaciju mlaznika u ovisnosti od

uvjeta rada raketnog motora pri letu rakete, ali je to za sada teko izvedivo. Zato se za sada predstartno podeavanje mlaznika javlja kao osnovni nain reguliranja sile potiska. U ovisnosti od zadatka koji se eli ostvariti razlikujemo podeavanje raketnih motora na vrsto pogonsko gorivo na:

- konstantnu silu potiska - konstantan pritisak u komori izgaranja

Podeavanje motora na konstantni pritisak u komori izgaranja izvodi se

radi snienja pritiska u komori od kojeg ovisi debljina stijenki komore, da bi se smanjila ukupna teina raketnog motora. Ovo se najlake regulira promjenom kritinog otvora mlaznika. Pri tome:

39

- vrijeme rada raketnog motora je due nego kod nereguliranog mlaznika - u isto vrijeme znatno se mijenja sila potiska i jedinini impuls, jer npr. na

niim temperaturama pogonsko gorivo sporije izgara, stvara manji pritisak u komori, zbog stvaranja male koliine plinova izgaranja u jedinici vremena. Da bi se ovaj pritisak poveao, moramo smanjiti kritini otvor

mlaznika, a time smanjujemo i koliinu plinova izgaranja (.

G ) koja u jedinici vremena istjee iz mlaznika. Na niim temperaturama goriva proces je obrnut.

Podeavanje motora na konstantnu silu potiska je potrebno pri razliitim temperaturama vrstog pogonskog goriva. I ovo podeavanje se izvodi promjenom kritinog otvora mlaznika. Poto je sila potiska direktno proporcionalna koliini

plinova izgaranja koji u jedinici vremena izlaze iz mlaznika (.

G ), tako promjenom kritinog otvora mlaznika omoguavamo protok date koliine plinova izgaranja. Ako je temperatura pogonskog goriva nia, njegova brzina izgaranja je manja, pa se u jedinici vremena stvara manja koliina plinova izgaranja. U tome sluaju se mora poveavati kritini otvor da bi vea koliina plinova izgaranja protekla kroz njega; obrnuto je na viim temperaturama. Ne smije se previe proiriti kritini otvor mlaznika, jer bi pritisak u komori izgaranja previe opao i dolo bi do nestabilnosti u izgaranju pogonskog goriva. Danas se uglavnom ide kod RMPG na odravanje to je mogue konstantnijeg pritiska u komori za izgaranje jer od njega ovisi stabilnost gorenja i brzina istjecanja plinova izgaranja iz mlaznika.

C Naini promijene kritinog otvora mlaznika

Najjednostavniji nain promjene kritinog otvora mlaznika je promjena same mlaznice prije starta rakete. Za vie temperature goriva ( tj. vie temperature vanjskog okolia ) stavlja se mlaznik sa veim kritinim otvorom, a za nie temperature mlaznik sa manjim kritinim otvorom (sl. 27). Na taj nain se nastoji zadrati optimalni pritisak plinova u komori za izgaranje.

Sl. 27 Mlaznik RMPG a) ljetni mlaznik, b) zimski mlaznik

40

Sl. 28 Shema ravnomjerne promjene

kritinog otvora mlaznika

Ravnomjerno reguliranje kritinog otvora mlaznika, u ovisnosti od temperature goriva, postie se pomou specijalnog konusa prikazanog na slici 28. Konus se moe pomicati uzdu osi mlaznika i na taj nain mijenjati kritini otvor. Konus se obino pokree runo prije starta rakete. Postoji i niz konstrukcija mlaznika sa automatskim podeavanjem povrine kritinog otvora u ovisnosti od temperature ipke goriva u motoru. Takva jedna konstrukcija prikazana je na Sl. 29. S promjenom temperature mijenja se volumen pare (plina) u prostoru f , a time i pritisak na klip (7) koji je sa druge strane pritisnut oprugom (10).

Sl.29 Shema samopodeavajueg mlaznika a) opa shema motora sa ureajem za samopodeavanje b) sustav za samopodeavanje

1 tijelo motora, 2 gorivo, 3 dijafragma za centriranje, 4 pokretna ''kruka'', 5 pokretni cilindar 6 klipnjaa, 7 klip, 8 mehanizam brtvljenja, 9 nepokretni cilindar, 10 pokretna opruga

f volumen popunjen parom tekuine sa niskom tokom kljuanja

Porastom temperature pritisak para raste, i konus (4) se pomie ulijevo, te se pri tome kritini otvor poveava. Ako se temperatura smanji, pritisak plina na klip (7) se smanjuje, opruga (10) potiskuje klip i konus (4) udesno, te se kritini otvor smanjuje. Na taj se nain pritisak u komori odrava konstantnim. U trenutku poetka

41

rada motora, pri naglom porastu pritiska, dolazi do velike razlike izmeu unutranjeg i vanjskog pritiska koji djeluje na ahuru pokretnog cilindra (5). Vanjski, vei pritisak, pritie ahuru (5) uz nepokretnu ahuru (9) i fiksira pokretni sustav, a time se i kritini otvor zadrava u prijanjem stanju, tj. u poloaju kojem je odredio kritini otvor mlaznika u ovisnosti od temperature goriva prije starta rakete.

RAKETNI MOTORI NA TEKUE POGONSKO GORIVO (RMTPG)

Raketni motori na tekue pogonsko gorivo su takvi motori koji za svoj pogon koriste tekue komponente goriva i oksidatora. Ove tekue komponente pogonskog goriva se uvaju u posebnim spremnicima na raketi te se iz njih odvode u komoru izgaranja. Tu izgaraju stvarajui velike koliine plinova izgaranja te visoke pritiske i temperature. Plinovi velikom brzinom istjeu preko mlaznika u vanjsku atmosferu. Kao posljedica visokih pritisaka plinova u komori izgaranja i velike brzine njihovog istjecanja iz motora, javlja se sila potiska (P). Opa shema rada takvog motora prikazana je na slici 30.

Sl.30 Opa shema rada RMTPG

KLASIFIKACIJA I PODRUJE PRIMJENE RMTPG

KLASIFIKACIJA

Raketni motori na tekue pogonsko gorivo mogu se klasificirati po nekoj karakteristinoj osobini: pogonskom gorivu, shemi samog motora, nainu ubacivanja komponenti u komoru izgaranja i dr. Jedna od moguih klasifikacija ovih motora dana je na slici 31.

42

PODRUJE PRIMJENE Ova vrsta motora se uglavnom koristi na raketama. Mogu se javljati kao startni motori na raketama veih snaga i svemirskim letjelicama. Na slici 32 prikazana je raketa vee snage sa RMTPG. Raketa ''Saturn I'' koja u svemir podie svemirske brodove ''Apolo'' ima silu potiska prvog stupnja rakete oko 340 000 kN. Ovi raketni motori se mnogo koriste za balistike rakete velikog dometa, srednjeg dometa i za antirakete, protuzrakoplovne rakete, rakete ''brod brod'', meteoroloke i druge rakete. RMTPG su osnovni motori za pokretanje svemirskih letjelica. Oni se takoer susreu i u zrakoplovstvu kao dodatni forsani motori za brzi start ili manevar zrakoplova.

PRINCIPJELNA SHEMA RMTPG I NJEGOVE KARAKTERISTIKE

PRINCIPJELNA SHEMA RADA RMTPG

S konstruktivne toke gledita i principa rada RMTPG uglavnom se susreemo sa dvije osnovne sheme:

- RMTPG sa turbopumpnim sustavom napajanja - RMTPG sa sustavom napajanja natpritiskom

Prvi tip motora se uglavnom koristi za jednokratnu uporabu, jer je sustav

upuivanja motora i njegov sustav automatike za odravanje konstantne sile potiska dosta sloen. Drugi tip motora, napajanje natpritiskom, slui za viekratnu upotrebu, ima jednostavan sustav upuivanja i zaustavljanja, te se uglavnom efikasno moe koristiti u svemirskim letjelicama i djelomino u zrakoplovstvu.

43

Sl.31 Klasifikacija RMTPG

44

Sl.32 Shema rakete ''saturn'' sa svemirskim brodom ''apolo'' 1 prvi stupanj, 2 prijelaznik, 3 drugi stupanj, 4 prijelaznik, 5 trei stupanj, 6 odsjek ureaja

7 mjeseev modul svemirskog broda, 8 odjel raketnog motora, 9 svemirski brod, 10 SAS sustav za spaavanje 11 kabina astronauta, 12 prijelaznik - izmeu rakete - nosaa i svemirskog broda

Sl.33 Prvi stupanj rakete ''saturn''

I spremnici tekue gorue komponente, II spremnici oksidirajue tekue komponente, III komore za izgaranje

45

Na slici 33.1 je dana principijelna shema RMTPG sa sustavom napajanja nadtlakom. Zrak pod visokim pritiskom iz spremnika ( 1 ) ide preko reduktora ( 2 ), koji visoki pritisak smanjuje na odgovarajuu veliinu, u spremnike goriva ( 3 ) i oksidatora ( 4 ). Kapljevite komponente, pod djelovanjem navedenog pritiska, se potiskuju prema startnim ventilima ( 5 i 6 ). Ako su ovi ventili otvoreni, gorivo i oksidator se potiskuju u komoru izgaranja gdje se mijeaju, samozapaljuju i stvaraju silu potiska. Jedna od komponenata se vodi kroz kouljicu mlaznika i komore raketnog motora radi hlaenja te se tek tada ubacuju u komoru za izgaranje.

Sl. 33.1 Principijelna shema RMTPG sa sustavom napajanja nadtlakom

Bitno kod ovih raketnih motora je sljedee: - Startni ventili se mogu otvarati i zatvarati po elji, te se na taj nain raketni motor moe paliti i gasiti, ovisno od programa leta rakete ili svemirske letjelice. Na taj nain se lako korigiraju putanje leta svemirskih letjelica, vraaju iz orbite Zemlje na Zemlju, upuuju na druge planete i sl. Startni ventili mogu biti izraeni tako da se otvaraju i zatvaraju pomou elektromagnetskih zavojnica, te je na taj nain omogueno upravljanje radom ventila sa vee daljine, to je za svemirske letove bitno. - Pritisak zraka u spremnicima goriva i oksidatora kao i u cjevovodima je velik, on mora biti vei od pritiska u komori izgaranja da bi se komponente goriva i oksidatora mogle u nju ubaciti. Zbog ovako velikog pritiska, koji se kree do vie tisua kilopaskala, stjenke spremnika i cjevovoda su deblje pa je zbog toga i cijela konstrukcija ovog motora glomazna. - Brizgaljke preko kojih komponente oksidatora i goriva idu u komoru za izgaranje moraju osigurati ravnomjerno rasprivanje tekuih pogonskih tvari kao i njihovo ravnomjerno meusobno mijeanje da bi to bolje izgarale i stvarale zadanu silu potiska.

KARAKTERISTIKE RMTPG Kod RMTPG se susreemo sa dva osnovna tipa karakteristika:

- karakteristika potronje - visinske karakteristike

46

Pod karakteristikama potronje podrazumijevamo ovisnost sile potiska ( P ) i specifine sile potiska ( Pspec ) od vremenske potronje koliine plinova izgaranja

( *

G ) na nekoj visini, tj.

,*

= GfP

=

*

GfPspec pri H = konst.

U teoretskom razmatranju ovoga problema obino uzimaju ovisnosti:

( ),k

pfP = ( ),kspec pfP = ( )kpfG =*

pri H = konst.

gdje je

kp - pritisak u komori za izgaranje u toku rada raketnog motora.

Stvaran proraun ovih ovisnosti je otean, jer se promjenom veliine *

G mijenjaju i veliine gubitaka u komori za izgaranje, pa se ne mogu tono odrediti koeficijenti k ( koeficijent korisnog djelovanja komore koji uzima u obzir gubitke

na sili potiska zbog nepotpunog izgaranja goriva ) i koeficijent adijabate k. Stoga se u teoretskim proraunima koeficijenti k i k uzimaju konstantnim i

jednaki onima na proraunskom reimu rada motora. Veliina sile potiska ( P ) se moe pisati: P = PBP Fa ph ( 42 ) gdje je : PBP sila potiska u zrakopraznom prostoru, Fa povrina poprenog presjeka izlaza iz mlaznika, ph pritisak vanjske atmosfere na zadanoj visini ( H ). Izraz ( 42 ) moemo pisati u obliku: haKRkBP pFFpKP = ( 43 )

gdje je :

KRk

BP

BP

Fp

PK

= ( 44 )

Iz ( 43 ) se vidi da je P = f( pk ) linearna ovisnost, jer su veliine KBP, FKR, Fa , ph konstantne. Ova linearna ovisnost se moe prikazati i grafiki. Npr. ako uzmemo za jednu toku te linearne ovisnosti pk = 0, tada je : P = - Fa ph , a drugu toku te ovisnosti dobiti emo za bilo koju drugu vrijednost pk 0 .

47

Sl.33.2 P = f ( pk ) Teoretska ovisnost P = f ( pk ) pri H = 0 kree se po krivulji ( 2 ) ( sl. 33.2 ), ali

stvarna njena promjena nije takva. Ta linearnost je ostvarljiva samo do:

4.02.0 h

a

p

p

Pri manjim vrijednostima odnosa pa / ph '' udarni val '' od zrane struje ulazi u zadnji dio mlaznika, pa se linearnost naruava po krivulji ( 2 ) ( isprekidani dio '' ---'' ) na slici 33.2, sve do toke B gdje je sila potiska P = 0; tada je pk = ph Za sve vrijednosti pk pk1 silu potiska raunamo po formuli 43, a za pk < pk1 po formuli 45.

( )hodvodvodvppFW

g

GP +=

...

*

( 45 )

Sl. 34 Otkidanje plinske struje od stijenki mlaznika zbog djelovanja vanjskog pritiska ph

48

Kod odnosa pritiska pa / ph < 0.2 vanjska atmosfera pod djelovanjem pritiska ph se uvlai u mlaznik sabijajui struju plinova izgaranja sa izlazne povrine Fa na izlaznu povrinu Fodv. , ( Fodv. < Fa ). Daljnjim smanjenjem ovog odnosa Fodv. se smanjuje dok se ne svede na Fodv. = 0 ; tada prestaje istjecanje plinova, a pritisak u komori se izjednaava sa atmosferskim pritiskom ( pk = ph ).

Potronja plinova izgaranja u jedinici vremena ( )k

pfG =*

moe se razmotriti

na sljedei nain: Znamo da je specifini impuls komore za izgaranje

*

G

FpKRk

= ( 46 )

odakle dobivamo :

KRk FpG

=*

( 47 )

Za datu vrstu goriva = konst. i FKR = konst. , ostaje da je *

G = f ( pk ) linearna funkcija, sl. 35.

Sl.35 - *

G = f ( pk )

Pri veliini pritiska u komori pk = pk2 ( u toci B, sl. 35 ) linearnost funkcije

( )k

pfG =*

se naruava zbog odvajanja struje plinova na izlazu iz mlaznika ( pa ).

Pri veliini pritiska pk = ph ( toka A, sl. 35 ), .0*

=G Zavisnost specifinog potiska od pritiska u komori za izgaranje razmotriti

emo na sljedei nain:

49

Znamo da je :

*****.

GFp

pFpF

G

FpK

G

pF

G

P

G

PP

KRk

hKRkaKRkBPhaBPspec

=

==

=

k

h

aBPspecp

pfKP

.

( 48 )

gdje je : *

G

FpKRk

= - specifini impuls komore za izgaranje

KR

a

a

F

Ff = ( 49 )

Iz jednadbe ( 48 ) je jasno da Pspec. od pritiska u komori ( pk )zavisi po zakonu hiperbole. Asimptote hiperbole su kod pk = inf i pk = 0. Kad je pk = inf ( beskonano ), imamo: Pspec. = KBP = PspecBP ( 50 ) Kod pk = 0 imamo : Pspec. = - inf ( 51 ) Krivulja 1 ( sl. 36 ), je teoretskog karaktera gdje se ne razmatra otkidanje struje plinova izgaranja od stijenki mlaznika, a krivulja 2 je stvarna ovisnost Pspec. od pritiska u komori ( pk ) zbog promjene odnosa pk / ph .

Sl.36 Pspec. = f ( pk ) 1 teoretska krivulja, 2 stvarna krivulja

50

Visinska karakteristika RMTPG je ovisnost sile potiska ( P ) i specifine sile potiska ( Pspec. ) od visine leta ( H ) ili pritiska vanjske atmosfere ( ph ) pri konstantnoj potronji raketnog goriva, tj. Pri konstantnom pritisku u komori za izgaranje. pri pk = konst. imamo: P = f ( H ) Pspec. = f ( H ) Pri promjeni visine H mjenja se i pritisak vanjske atmosfere, tj. mijenja se pritisak ph . Znamo da je sila potiska:

haKRkBPhaBPpFFpKpFPP == ( 52 )

=

k

h

aBPspecp

pfKP

.

( 53 )

Iz ove jednakosti ( 52 i 53 ) vidimo da je ovisnost P i Pspec. linearna u odnosu na ph jer su svi ostali faktori konstantni. Taj njihov opi zakon ovisnosti dat je na sljedeem grafikonu ( sl. 37 ):

Sl. 37 P = f ( ph ), Pspec. = f ( ph )

Sl. 38 P = f ( H ), Pspec. = f ( H )

P0 sila potiska pri visini H = 0

51

Poznato je da pritisak ( ph ) i promjena visine nisu u linearnoj ovisnosti, pa iz tih razloga P i Pspec. sa visinom nemaju linearni zakon promjene. Taj zakon promjene ima sljedei oblik sl. 38:

52

TEKUE POGONSKE TVARI

Pri projektiranju raketnih motora na tekue pogonske tvari ozbiljan problem predstavlja izbor odgovarajuih pogonskih tvari ( gorue i oksidirajue komponente ). Na rakete sa ovakvim raketnim motorima treba postaviti spremnike goriva i oksidatora. Obino je masa oksidatora oko etiri puta vea od mase goriva, te gustoa ovih komponenti znatno utjee na ukupnu masu rakete. Traenje pogonskih tvari koje bi dale to vei specifini potisak Pspec. takoer predstavlja ozbiljan problem.

OSNOVNI ZAHTJEVI KOJI SE POSTAVLJAJU PRED TEKUE POGONSKE TVARI

Tekue pogonske tvari se sastoje od gorue komponente ( gorivo ) i oksidirajue komponente ( oksidator ) koja u sebi sadri vee koliine kisika neophodnog za izgaranje. Ove komponente se na raketi uvaju u odvojenim spremnicima a spajaju se tek u komori za izgaranje, gdje dolazi do njihove pripale ili samozapaljenja. To su klasine dvokmponentne tekue pogonske tvari. Mogu se susresti i unitarne tekue pogonske tvari koje u sebi sadre zajedno goruu i oksidirajuu komponentu, npr. nitroglicerin C3H5(ONO2)3 . Ovakve unitarne smjese su jako opasne u normalnoj eksploataciji, brzo mogu detonirati pa se radi toga i ne koriste kao pogonske tvari za raketne motore , te ih neemo ni razmatrati. Tekue pogonske tvari bi morale ispunjavati sljedee zahtjeve :

1. Da osigura to vei specifini potisak, a samim tim e se osigurati i vea brzina rakete. Da bi se osigurao visok specifini potisak, neophodno je izabrati pogonsku tvar sa velikom koliinom kemijske energije koja se ocjenjuje po njenoj kalorinoj vrijednosti. Pod kalorinom vrijednou pogonske tvari podrazumijevamo koliinu topline koju dobivamo pri potpunom izgaranju 1 kg pogonske tvari.

2. Pogonske tvari i njihove komponente moraju imati malu viskoznost. Ovim se smanjuje hidraulini otpor sustava dovoda goriva , uslijed ega se smanjuje utroak energije potrebne za ubacivanje komponenata pogonske tvari u komoru za izgaranje i poboljava proces rasprivanja komponenti u komori.

3. Promjena viskoznosti komponenata sa promjenom vanjske temperature mora biti minimalna i po mogunosti jednaka za obje komponente. Pri tome e rad raketnog motora malo ovisiti od temperature.

4. Oksidator i gorivo trebaju imati veliku specifinu masu. Pri veoj spec. masi tvar e zauzimati manji volumen i u datu raketu se mogu smjestiti vee koliine pogonske tvari.

5. Jedna od komponenata pogonske tvari mora imati dobru sposobnost hlaenja koja omoguava sigurno hlaenje zidova komore za izgaranje u toku rada motora. Da bi se ovaj zahtjev ispunio, potrebno je da komponente, ili bar jedna od njih, imaju visoku temperaturu kljuanja i veliki toplinski kapacitet. Komponenta koja se koristi za hlaenje unutranje povrine komore za izgaranje ne smije se razlagati niti stvarati gare pri pregrijavanju. U sluaju

53

neispunjenja ovog zahtjeva, moe pregorjeti omota i poremetiti se reim rada pogonske grupe.

6. Volumenske potronje obiju komponenata trebaju po mogunosti da budu bliske jedna drugoj. U tom sluaju se olakava proces dobivanja smjese, jer je broj brizgaljki goriva i oksidatora priblino jednak.

7. Smjesa oksidatora i goriva mora se lako paliti u svim sluajevima i da pri tome imaju veliku brzinu izgaranja. Ti inioci olakavaju stavljanje pogonske grupe u rad i iskljuuju mogunost skupljanja u komori izgaranja veih koliina eksplozivnih smjesa . Pogonske tvari trebaju imati to manji period zakanjenja paljenja koji je u samozapaljivih pogonskih tvari jednak vremenu od trenutka dodira oksidatora sa gorivom do trenutka njihovog paljenja. Za samozapaljive pogonske tvari vrijeme zakanjenja se kree u granicama od 0,02 do 0.03 sek. Osim navedenoga , ove tvari ne trebaju imati visoku temperaturu pripaljivanja.

8. Komponente pogonske tvari moraju imati nisku temperaturu smrzavanja ( - 40 do 60C ) i visoku temperaturu kljuanja ( min. + 80 do + 100C ). To osigurava normalan rad pogonske grupe, skladitenje pogonske tvari, a takoer i same rakete napunjene gorivom, u irokom temperaturnom rasponu.

9. Pogonske tvari moraju lako i brzo izgarati, ali ne i suvie brzo, jer to moe dovesti do eksplozivnog izgaranja i razaranja motora.

10. Komponente pogonske tvari moraju biti stabilne , tj. da ne mijenjaju svoja fizika i kemijska svojstva pri eksploataciji. Ovaj zahtjev ne iskljuuje primjenu nedovoljno stabilnih tvari, pod uvjetom da se ustanove metode njihove stabilizacije.

11. Obje komponente trebaju imati to manju toksinost. Primjena pogonskih tvari u motorima koje tetno djeluju na organizam ovjeka prilino komplicira eksploataciju raketnih motora i zahtjeva strogo pridravanje propisa tehnike zatite.

12. Pogonska tvar ne bi smjela djelovati na konstrukcijske materijale. Primjena korodirajuih elemenata pogonske tvari zahtjeva da se spremnik i cjevovodi izrauju od skupih visokolegiranih materijala.

13. Ove tvari ne smiju biti eksplozivne. 14. Dobivanje pogonskih tvari zahtjeva osiguranje sirovinske i industrijske baze

da bi njihova proizvodnja bila to jeftinija.

Jako je teko, a gotovo i nemogue, ispuniti sve ove zahtjeve. U mnogim sluajevima, bez obzira na nedostatke eksploatacijskog karaktera, dobro je upotrebljavati pogonske tvari visokih energetskih karakteristika.

54

OKSIDATORI

U RMTPG svojstva pogonske tvari se uglavnom odreuju karakterom oksidatora. Oksidatori se dosta razlikuju po svojim svojstvima za razliku od goriva ije su karakteristike priblino jednake. Ove bitne razlike u svojstvima oksidatora odraavaju se na svojstva pogonske tvari. Zbog tih razliitih svojstava oksidatora i veliina Pspec. se naglo mijenja, a znamo da je raketni motor kvalitetniji to ima veu silu specifinog potiska. Promjena Pspec. , u ovisnosti od smjese oksidatora i goriva , dana je u tablici 8 TABLICA 8

GORIVO

OKSIDATOR

Pspec. [ Ns/kg ]

KEROZIN KEROZIN KEROZIN 75 % - tni ETIL ALKOHOL ETIL ALKOHOL

TEKUI KISIK DUINA KISELINA TETRAOKSID DUIKA TEKUI KISIK TEKUI KISIK

3000 2600 2800 2800 2900

Danas se susreemo sa oksidatorima koji imaju u svom sastavu velik postotak kisika, kao to se to vidi iz sljedee tablice: TABLICA 9

NAZIV

Kemijska formula

Molekularna

masa

Specifina

masa [ kg/m3*103 ]

Temperatura smrzavanja

[ K ]

Temperatura

kljuanja [ K ]

Toplina

isparavanja [ KJ/kg ]

Toplina

nastajanja [ KJ/kg ]

Poluoksid duika Duina kiselina Vodik peroksid Klor dioksid Klorna kiselina Tetranitrometan Duik tetroksid Duik pentoksid Duik monoksid Kisik Ozon

N2O

HNO3

H2O2

ClO2

HClO4

C(HO2)4

N2O4

N2O5

NO

O2

O3

44,0

63,0

34,0

67,0

100,5

196,0

92,0

108,0

30,0

32,0

48,0

1,23

1,52

1,46

-

1,78

1,65

1,47

1,63

1,27

1,14

1,45

170,6

213,8

271,3

214

161

286

263,7

303

112

46

21,5

183,5

359

272

382,9

383

398

295

320

122

91

161

1780

2756

5480

1880

807

100

228

565

3000

-

3007

284

481

- - - -

291

187 -

213

305

55

Od gore navedenih oksidatora neto vie emo rei o duinoj kiselini, tekuem kisiku vodik peroksidu. Duina kiselina - HNO3 se mnogo upotrebljava u raznim granama industrije i nije skupa. To je bezbojna tekuina. ista, 100 % duina kiselina je nepostojana, brzo se razlae na sobnoj temperaturi na sljedei nain:

2HNO3 H2O5 + H2O 2NO2 + H2O + 2

1O2 ( 54 )

Proces razlaganja se usporava vodom koja nastaje ve pri dosezanju koncentracije 98 do 99 %. Duina kiselina uvijek sadri izvjesnu koliinu vode i oksida duika. Prisustvo duinih oksida u duinoj kiselini daje joj tamnocrvenu boju. Karakteristike duine kiseline su date u prethodnoj tablici. Ova kiselina spada u jako isparljive tekuine. U RMTPG se koristi duina kiselina 96 do 98 % - tne koncentracije. Sadraj vode vei od 2 do 4 % je nepoeljan, jer vlaga u duinoj kiselini sniava specifini potisak raketnom motoru ( npr. jedan postotak vlage u duinoj kiselini sniava specifini potisak za oko 10 Ns/kg ). Duina kiselina sadri 76 % kisika, to je ini jakim oksidatorom. Reakcija je pri tome sljedea: 2HNO3 H2O + N2 + 2,5 O2 ( 55 ) U ovisnosti od njene koncentracije, mijenja joj se i toka kljuanja ( tablica 10.) TABLICA 10 Koncentracija

[ % ]

30

40

50

60

70

80

90

100

Toka

kljuanja

[ % ]

108,1

112,6

116,8

120,1

125,6

115,5

102

86

Od svih oksidatora koji se primjenjuju duina kiselina ima najveu gustou , to omoguava dobivanje pogonske tvari velike toplinske moi na njenoj osnovi. Relativno visoka temperatura kljuanja duine kiseline pri poveanom pritisku omoguava da se u nekim sluajevima upotrijebi kao komponenta za hlaenje. Duina kiselina jak je oksidator, a pare su joj otrovne. Ako ova kiselina doe na kou, prouzrokuje teke opekline i zato se sa njom mora raditi jako oprezno i strogo se pridravati propisa tehnike zatite. I u kapljevitom i u plinovitom stanju duina kiselina izaziva koroziju mnogih metala. Zbog korozije se razjeda spremnik i cjevovodi , a na njihovom dnu se taloi elatinirani talog koji moe zatvoriti instalacije pogonske grupe i da promjeni reim rada motora.

56

Poveanje temperature duine kiseline intenzivira koroziju. Skladitenje duine kiseline je oteano , jer plinoviti kisik , koji se izdvaja pri razlaganju kiseline , poveava pritisak u spremnicima. Da bi se smanjilo agresivno djelovanje duine kiseline u odnosu na metale , u nju se stavljaju dodaci inhibitori. Inhibitorna svojstva imaju sumporna kiselina , jod i dr. esto se duinoj kiselini dodaje tetraoksid duika N2O4 . Smjesa duine kiseline i tetraoksida duika ( u omjeru 15 30 % mase N2O4 ) ima u usporedbi sa duinom kiselinom veu gustou [ 103 * 1,60 kg/m3 ] , niu toku smrzavanja ( do - 70C ) , moe izdvojiti neto vie kisika za oksidiranje goriva, a takoer je neto manje agresivna od duine kiseline. Primjena istog tetraoksida duika u svojstvu oksidatora ograniena je visokom tokom smrzavanja ( - 9,3C ) i niskom tokom kljuanja ( + 22C ). esto se kao oksidirajua komponenta primjenjuje smjesa duine i sumporne kiseline pod nazivom melan . U ovoj smjesi sumporna kiselina smanjuje agresivnost duine kiseline a poboljava zapaljivost gorive smjese pogonske tvari. Tekui kisik je jedan od najjeftinijih oksidatora. Mnogo se upotrebljava u metalurkoj i kemijskoj industriji za dobivanje eksplozivnih tvari i za druge svrhe. Tekui kisik je jai oksidator od duine kiseline. To je tekuina plavkaste boje. Volumen tekueg kisika je 790 puta manji od volumena plinovitog kisika. Uslijed niske toke kljuanja, tekui kisik jako isparava , to dovodi do velikih gubitaka pri skladitenju i punjenju rakete. Da bi se smanjili gubici , tekui kisik se uva i transportira u specijalnim spremnicima sa dobrom toplinskom izolacijom ; to su obino spremnici sa dvije oplate , a izmeu njih se nalazi izolacijski materijal . Meutim primjena ak i takvih mjera ne iskljuuje gubitke tekueg kisika, isparavanje ostaje veliko. Pri koritenju kisika u RMTPG se obino gubi oko 50 % poetne koliine tekueg kisika. Ako se tekui kisik transportira u spremnicima 1000 1200 litara, njegovi gubici su 0,5 0,7 % od prvobitne koliine na 1 sat. U otvorenim spremnicima , bez izolacije , isparavanje je intenzivno , tako da u 1 minuti ispari 1 3 % prvobitnog volumena. Za uvanje velikih koliina kisika upotrebljavaju se spremnici 3, 6, 11 i 50 m3 jer su u ovakvim spremnicima gubici manji. Npr. u spremniku o