نازل موتور موشک

تاریخچه

نازل موتور موشک (به انگلیسی: Rocket engine nozzle) نوعی نازل پیشران است (معمولاً از نوع همگرا-واگرا) که در موتور موشک‌ها مورد استفاده قرار می‌گیرد تا گازهای احتراق تولید شده توسط سوزاندن پیشران‌ها را منبسط کرده و به آنها شتاب دهد، به گونه ای که گازهای خروجی با سرعت هایپرسونیک (Hypersonic) از نازل خارج شوند.[۱]

طرح یک نازل همگرا-واگرا که به آن نازل De Laval نیز می‌گویند. رنگ‌ها افزایش سرعت را در جهت جریان نشان می‌دهند.

به زبان ساده می‌توان گفت: موشک‌ها با احتراق سوخت، فشارهای بسیار زیادی (در حدود چند صد برابر فشار اتمسفر) در داخل محفظه احتراق ایجاد می‌کنند و نازل‌ها این گاز استاتیک فشار بالا، دما بالا را با سرعت زیاد و با فشارهایی نزدیک فشار اتمسفر به بیرون می‌رانند.

استفاده در شرایط خلاءویرایش

 
نازل مرحله یک موشک RSA-3

برای نازل‌هایی که در ارتفاعات خیلی زیاد یا شرایط خارج اتمسفر و درون خلاء کار می‌کنند، رسیدن به فشار محیط اطراف ناممکن است، در عوض، نازل‌هایی با نسبت مساحت بیشتر معمولاً کارآمدتر هستند. با این حال طول زیاد نازل باعث افزایش وزن شده که خود یک عیب محسوب می‌شود. معمولاً باید طولی برای نازل پیدا شود که راندمان کل دستگاه را بهینه کند. به علاوه، با کاهش دمای گاز ممکن است بعضی قسمت‌های دستگاه یخ ببندد که بسیار نامطلوب است و باید از آن پیشگیری گردد.[۱]

نازل همگرا-واگرا در حالت یک بعدیویرایش

 
نمودار یک نازل همگرا-واگرا، که نشاندهنده افزایش سرعت در راستای جریان (v)، با کاهش دما (T) و فشار (p) است. عدد ماخ قبل از گلویی زیر ۱، در گلویی برابر ۱ و پس از گلویی بیش از ۱ (مافوق صوت) می‌باشد.
 
نازل‌ها می‌توانند در شرایط زیر باشند: زیرمنبسط (underexpanded)، مساوی با محیط (ambient)، فرامنبسط (overexpanded)، فرامنبسط شدید. اگر یک نازل کاملاً منبسط نشده یا فرامنبسط شده باشد نسبت به حالت نازل ایدئال افت راندمان خواهد داشت. نازل‌های منبسط شده شدید نسبت به نازل‌های زیرمنبسط راندمان بیشتری دارند؛ ولی با حال این ناپایدار هستند.[۲]

برای آنالیز جریان گاز در داخل نازل‌های همگرا-واگرا نیاز به تعدادی فرض‌های ساده کننده مسئله داریم:

  • گازهای محفظه احتراق را گاز ایدئال فرض می‌کنیم.
  • جریان گاز یک فرایند آیزنتروپیک (آنتروپی ثابت) است، که نتیجه فرض گاز غیرلزج و فرایند آدیاباتیک می‌باشد.
  • دبی جریان گاز در طی زمان سوخت پیشران ثابت می‌باشد. (یعنی جریان پایدار فرض می‌شود)
  • جریان گاز غیرآشفته (non-turbulent) و از ورودی تا خروجی نسبت به محور مرکزی متقارن (axisymmetric) می‌باشد.
  • جریان تراکم پذیر و سیال یک گاز می‌باشد.

قبل از ورود گازهای احتراق به نازل موشک، سرعت زیرصوت می‌باشد. با تنگ‌تر شدن مسیر گاز مجبور به شتاب گرفتن شده تا اینکه در قسمت گلویی، جایی که کمترین سطح مقطع عبوری را دارد، سرعت خطی حرکت جریان به سرعت صوت (ماخ ۱) می‌رسد. پس از گلویی سطح مقطع دوباره افزایش یافته و گاز منبسط می‌شود و این سرعت خطی به صورت پیوسته افزایش می‌یابد و سرعت آن از سرعت صوت (ماخ ۱) بیشتر می‌شود.

سرعت خطی گازهای اگزاست خروجی را می‌توان با استفاده از معادله زیر محاسبه کرد:[۳][۴][۵]

 

که در این رابطه:

 , دمای مطلق گاز ورودی بر حسب کلوین
  ≈ 8314.5 J/kmol·K, ثابت جهانی گاز ایدئال
 , وزن مولکولی یا وزن گاز بر حسب کیلوگرم بر کیلومول
   , ضریب انبساط آیزنتروپیک
 , ظرفیت گرمایی مخصوص در فشار ثابت
 , ظرفیت گرمایی مخصوص در حجم ثابت
 , سرعت گاز در خروجی نازل بر حسب متر بر ثانیه
 , فشار مطلق گاز در خروجی نازل بر حسب پاسکال
 , فشار مطلق گاز در ورودی بر حسب پاسکال

برخی مقادیر معمولی برای سرعت گازهای اگزاست در موتورهای موشکی که با سوخت‌های مختلف کار می‌کنند:

۱٫۷ تا ۲٫۹ کیلومتر بر ثانیه برای موتورهای با پیشران‌های مایع Monopropellant.

۲٫۹ تا ۴٫۵ کیلومتر بر ثانیه برای موتورهای با پیشران‌های مایع Bipropellants

۲٫۱ تا ۳٫۲ کیلومتر بر ثانیه برای موتورهای با پیشران‌های جامد

منابعویرایش

  1. ۱٫۰ ۱٫۱ "Rocket engine nozzle". Wikipedia. 2019-12-19.
  2. Huzel, D. K. & Huang, D. H. (1971). NASA SP-125, Design of Liquid Propellant Rocket Engines (2nd ed.). NASA.Technical report
  3. Richard Nakka's Equation 12
  4. Robert Braeuning's Equation 2.22
  5. Sutton, George P. (1992). Rocket Propulsion Elements: An Introduction to the Engineering of Rockets (6th ed.). Wiley-Interscience. p. 636. ISBN 978-0-471-52938-5.