پمپ های توربو چگونه نیرو می گیرند؟

مدیران انجمن: parse, javad123javad

ارسال پست
نمایه کاربر
rohamjpl

نام: Roham Hesamiرهام حسامی

محل اقامت: City of Leicester Area of Leicestershire LE7

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 1471

سپاس: 3154

جنسیت:

تماس:

پمپ های توربو چگونه نیرو می گیرند؟

پست توسط rohamjpl »

پمپ های توربو چگونه نیرو می گیرند؟
یک توربوپمپ موتور موشک، پیشران مایع را از مخازن خودرو با فشار نسبتا کم دریافت می‌کند و همان را با فشار تزریق و سرعت جریان خاص به محفظه احتراق خود می‌رساند. گازهای پرفشار درگیر در این محفظه برای نیرو دادن به توربین توربوپمپ منبسط می شوند.عملکرد توربو پمپ موتور موشک این است که پیشرانه های مایع را از مخازن خودرو با فشار کم دریافت کرده و با دبی و فشار تزریق مورد نیاز به محفظه احتراق می رساند.توربوپمپ یک پمپ پیشرانه با دو جزء اصلی است: یک پمپ روتودینامیک و یک توربین گاز محرک که معمولاً هر دو روی یک محور نصب می‌شوند یا گاهی اوقات با هم دنده می‌شوند. هدف توربوپمپ تولید یک سیال پرفشار برای تغذیه محفظه احتراق یا استفاده های دیگر است.
دو نوع توربوپمپ وجود دارد: پمپ گریز از مرکز، که در آن پمپاژ با پرتاب سیال به بیرون با سرعت بالا انجام می شود، یا پمپ جریان محوری، که در آن پره های چرخان و استاتیک متناوب به تدریج فشار سیال را افزایش می دهند.
پمپ های جریان محوری قطر کمی دارند اما افزایش فشار نسبتاً کمی دارند. اگرچه چندین مرحله فشرده سازی مورد نیاز است، پمپ های جریان محوری با سیالات کم چگالی به خوبی کار می کنند. پمپ های گریز از مرکز برای سیالات با چگالی بالا بسیار قوی تر هستند اما برای سیالات با چگالی کم به قطرهای بزرگ نیاز دارند.توربوپمپ موتور موشک مایع در مقایسه با توربوجت‌ها، فن‌های توربو و توربوپراپ‌ها یک ماشین دوار منحصربه‌فرد است، زیرا معمولاً مایعات برودتی را در حالی که توسط گازهای با دمای بالا هدایت می‌شود پمپ می‌کند و اختلاف دمای زیادی بین پمپ و پمپ ایجاد می‌کند. توربین پمپ باید در حین پمپاژ سیالات با چگالی نسبتا بالا در فشارهای ورودی کم، از ایجاد حفره اجتناب کند و آنها را در فشارهای بسیار بالا در محدوده دریچه گاز نسبتاً وسیع به محفظه رانش برساند. به طور معمول، توربین توسط محصولات احتراق غنی از سوخت به حرکت در می‌آید که دارای سطوح انرژی و ظرفیت حرارتی موجود ۱۰ برابر بیشتر از توربو جت معمولی است. توربوپمپ برای عملکرد و وزن در حداقل اندازه پاکت ممکن بهینه شده است تا بسته بندی موتور را تسهیل کند. یاتاقان‌ها معمولاً در پیشرانه‌هایی که پمپ می‌شوند کار می‌کنند که دارای حداقل ویژگی‌های روانکاری هستند. مهر و موم استاتیک و دینامیکی برای جلوگیری از اختلاط پیشرانه ها در داخل توربوپمپ استفاده می شود که منجر به سوختن و خرابی فاجعه بار می شود.
پیکربندی توربوپمپ به شدت به چرخه موتور و الزامات موتور برای جریان و فشار بستگی دارد. پیکربندی‌های مختلف توربوپمپ در سطح طراحی مفهومی، با استفاده از رشته‌های درگیر در فرآیند انتخاب طرح، «آخرین هنر» ماشین‌های دوار زمانی که هر طراحی انجام شد، و الزامات چرخه موتور که بر طراحی توربوپمپ تأثیر می‌گذارند، مورد بحث قرار خواهند گرفت.
عملکرد موتور موشک مایع بدون پمپالزامات موتور
موتورهای موشک مایع بسته به نیاز ماموریت یا با فشار یا پمپ تغذیه می شوند. اگر سرعت ماموریت و بار کم باشد، پیشرانه ها با فشار دادن به مخازن خودرو به محفظه رانش هدایت می شوند. با افزایش سرعت ماموریت، فشار محفظه باید افزایش یابد تا نیروی رانش از هر پوند پیشرانه افزایش یابد تا نسبت رانش به وزن خودرو افزایش یابد. این امر پیچیدگی اضافی توربوپمپ ها را برای به حداقل رساندن وزن مخزن خودرو توجیه می کند.
نوع چرخه موتور انتخاب شده نیز بر الزامات و پیکربندی توربوپمپ تأثیر می گذارد. به طور کلی، سه نوع چرخه موتور در موتورهای موشک مایع استفاده شده است: چرخه مولد گاز، چرخه احتراق مرحله‌ای و چرخه گسترش دهنده. اصطلاح چرخه موتور به منبع انرژی برای به حرکت درآوردن توربین اشاره دارد.
چرخه ژنراتور گاز
در موتور سیکل ژنراتور گاز، جریان توربین موازی با محفظه رانش است و برای توسعه رانش استفاده نمی شود. پیشرانه کافی برای به حرکت درآوردن توربین از تخلیه پمپ خارج می شود، در ژنراتور گاز سوزانده می شود و از طریق توربین تا فشار اتمسفر منبسط می شود. فشار تخلیه پمپ مورد نیاز توسط فشار تزریق محفظه احتراق ایجاد می شود و فشار موجود برای به حرکت درآوردن توربین را ایجاد می کند. بنابراین، دبی پمپ مورد نیاز برابر است با جریان محفظه احتراق به اضافه جریان مورد نیاز برای به حرکت درآوردن توربین. با تخلیه توربین به جو، انرژی موجود در هر پوند جریان به دلیل نسبت فشار زیاد زیاد است. به حداکثر رساندن راندمان توربوپمپ و افزایش دمای کارکرد توربین تا حد مواد موجود، سرعت جریان مورد نیاز توربین را کاهش می‌دهد و در عین حال ضربه خاص موتور را در هر ثانیه افزایش می‌دهد. دمای توربین به طور کلی بر اساس یک مطالعه تجاری وزن موتور، پیچیدگی طراحی توربین و ضربه خاص انتخاب می شود. بنابراین، موتورهای چرخه ژنراتور گاز، فشارهای تخلیه مورد نیاز پمپ را به حداقل می‌رسانند، دبی مورد نیاز پمپ را به حداکثر می‌رسانند و دمای کار توربین را برای فشار محفظه احتراق معین به حداکثر می‌رسانند. موتورهای چرخه ژنراتور گاز قبلی که توسط Rocketdyne ساخته شده بودند (در حال حاضر Rocketdyne Propulsion and Power که بخشی از شرکت بوئینگ است) شامل Redstone، Thor، Jupiter، H-l، F-l و J-2 بود. موتورهای چرخه ژنراتور گاز فعال فعلی ساخته شده توسط Rocketdyne شاملچرخه احتراق مرحله‌ای
در موتور سیکل احتراق مرحله‌ای، جریان توربین در سری با محفظه رانش است. بیشتر جریان سوخت و مقدار کافی از جریان اکسید کننده برای رسیدن به دمای توربین مورد نظر از تخلیه پمپ خارج می شود، در یک پیش سوز احتراق می شود و از طریق توربین به فشار تزریق محفظه احتراق منبسط می شود. باقی مانده جریان اکسید کننده در محفظه احتراق اصلی اضافه می شود تا فرآیند احتراق کامل شود. موتور سیکل احتراق مرحله‌ای، تکانه خاص موتور را با عبور دادن جریان توربین از محفظه رانش برای ایجاد نیروی رانش به حداکثر می‌رساند. با این حال، این فشار تخلیه توربین را به مقداری بیش از فشار تزریق محفظه احتراق اصلی افزایش می دهد. قدرت توربین مورد نیاز برای راه اندازی پمپ ها، فشار ورودی توربین و فشار تخلیه پمپ مورد نیاز را تعیین می کند. دبی پمپ برابر با دبی محفظه رانش است. حداکثر راندمان توربو پمپ و حداکثر دمای توربین، فشار ورودی توربین و فشار تخلیه پمپ مورد نیاز را به حداقل می رساند و بنابراین، وزن توربو پمپ را به حداقل می رساند. یک معاوضه بین دمای توربین و فشار تخلیه پمپ معمولاً برای تعیین نیازهای پمپ توربین انجام می شود. بنابراین، موتور احتراق مرحله‌ای، فشار تخلیه پمپ را به حداکثر می‌رساند، نرخ جریان پمپ را به حداقل می‌رساند و دمای کارکرد توربین را به حداکثر می‌رساند. موتور اصلی شاتل فضایی (SSME) یک موتور سیکل احتراق مرحله‌ای است.
سه نوع موتور رایج قرمز نشان دهنده جریان سوخت است، در حالی که سبز نشان دهنده جریان اکسید کننده است.
چرخه گسترش دهنده
در موتور سیکل گسترش دهنده، جریان توربین نیز با محفظه رانش سری است. با این حال، انرژی در دسترس توربین فقط به جریان سوختی محدود می شود که به جای احتراق با اکسیژن مایع در پیش سوز، در گذرگاه های خنک کننده محفظه رانش از قبل گرم می شود. موتور سیکل منبسط کننده همچنین با عبور دادن همه پیشرانه ها از محفظه رانش، ضربه خاص موتور را برای فشار محفظه معین به حداکثر می رساند. فشار تخلیه مورد نیاز پمپ برابر با فشار تزریق محفظه رانش به اضافه افت فشار توربین است. انرژی موجود برای به حرکت درآوردن توربین، موتور سیکل منبسط کننده را به فشارهای احتراق محفظه رانش نسبتاً کم، فشار تخلیه پمپ متوسط ​​و دمای پایین عملکرد توربین محدود می کند. موتور برودتی مداری انتقال خودرو یک موتور سیکل گسترش دهنده است.
سایر عوامل موتور
سایر عوامل موتور که به طور قابل توجهی بر انتخاب پیکربندی توربوپمپ تأثیر می گذارد، انواع پیشرانه ها، شرایط ورودی پیشرانه و الزامات دریچه گاز موتور است. پیشران های معمولی عبارتند از RP-1، LH2، LO2، MMH، NTO و سایر مایعات با محدوده چگالی و دما. تغییرات چگالی به طور قابل توجهی نیازهای افزایش (فشار) هد پمپ و تفاوت های زیادی در جریان حجمی ایجاد می کند، به عنوان مثال، پیشرانه های با چگالی کم نیاز به افزایش هد بسیار بالاتری برای ایجاد فشار تخلیه یکسان دارند (بالا رفتن سر = افزایش فشار / چگالی، DH = DP /پ). تغییرات در انرژی موجود پیشران ترکیبی تأثیر قابل توجهی بر طراحی توربین دارد.
شرایط ورودی پیشرانه که به صورت فشار مکش مثبت خالص ورودی پمپ (NPSP=فشار بخار کل فشار- پیشران ورودی پیشران) بیان می‌شود، الزامات عملکرد مکش پمپ را دیکته می‌کند. NPSP بدون کاویتاسیون مضر.
الزامات دریچه گاز موتور، محدوده جریان و فشار تخلیه را که توربوپمپ باید با عملکرد پایدار ارائه کند، تعیین می کند. برای جلوگیری از عملکرد ناپایدار توربوپمپ به دلیل کاویتاسیون یا توقف، باید ویژگی های شروع و خاموش شدن موتور نیز در نظر گرفته شود.

ا ایجاد الزامات موتور، پیکربندی توربوپمپ بر اساس بهینه‌سازی پمپ‌ها برای هر پیشرانه، توربین برای انرژی قابل دسترس گاز محرک، و ترتیب طراحی مکانیکی برای ملاحظات عمر، وزن و قابلیت تولید انتخاب می‌شود.
پمپ‌های موتورهایی با سوخت چگالی مشابه و پیشرانه‌های اکسیدکننده مانند RP-1/LOX و فشار تخلیه مشابه معمولاً در سرعت تقریباً یکسانی بهینه هستند. این اجازه می دهد تا پمپ های سوخت و اکسید کننده روی یک محور مشترک قرار گرفته و توسط یک توربین مشترک (Redstone، Atlas، RS-27، F-1، و XLR-132) هدایت شوند. حداکثر سرعت پمپ معمولاً توسط الزامات عملکرد مکش برای جلوگیری از کاویتاسیون محدود می شود. راندمان بهینه توربین به سرعت خط معینی نیاز دارد که حاصل ضرب سرعت شفت و قطر توربین است. توربین حداقل وزن دارای بالاترین سرعت و کمترین قطر در محدودیت های ساختاری و آرایش مکانیکی است.
هنگامی که توربو پمپ تقویت کننده و پایدار اطلس طراحی شد، سرعت پمپ ها و توربین مبه طور مستقل بهینه شده و با جعبه دنده کاهش سرعت به هم متصل شده است، این نیاز به توسعه یک قطار دنده ای با بارگذاری بالا برای به حداقل رساندن وزن توربو پمپ داشت، اما بهترین انتخاب طراحی بر اساس عملکرد مکش، عملکرد توربین و فناوری مواد در آن زمان در نظر گرفته شد.
هنگامی که توربوپمپ F-1 طراحی شد، فناوری القای کنتد برای افزایش قابلیت عملکرد مکش پمپ توسعه یافته بود. این امر به طراحی پمپ ها و توربین ها اجازه می دهد تا با سرعت یکسان در یک محور مشترک کار کنند و نیاز به گیربکس کاهش 60000 اسب بخاری را که احتمالاً به هر حال امکان پذیر نبود، از بین برد.
J-2 اولین موتور چرخه ژنراتور گاز بود که از هیدروژن مایع (LH2) به عنوان سوخت و از اکسیژن مایع (O2) به عنوان اکسید کننده استفاده کرد. هیدروژن مایع با چگالی کم نیاز به کارکردن پمپ سوخت با سرعت بسیار بالاتر از پمپ LO2 را به منظور توسعه هد بالا مورد نیاز معرفی کرد. فناوری القا کننده استحکام بالا توسعه داده شده بود که بهینه سازی پمپ LH2 را با سرعت بالاتر و هدایت پمپ ها با توربین های جداگانه امکان پذیر می کرد. توربین ها به صورت سری مرتب شدند تا از نسبت فشار زیاد انرژی موجود به بهترین وجه استفاده کنند و بازده توربین را در سرعت های مربوطه خود به حداکثر برسانند.
انتخاب فشار محفظه 3000 psi و سیکل احتراق مرحله‌ای برای SSME برای به حداکثر رساندن ضربه خاص، به طور قابل‌توجهی نیاز به توربوپمپ را در مقایسه با موتورهای F-1 یا J-2 افزایش داد. افزودن افت فشار پیش سوز و توربین به صورت سری با فشار محفظه احتراق بالا منجر به نیاز فشار تخلیه 8500 psia و 7000 psia برای پمپ های LO2 و LH2 شد.
فشار مخزن سوخت نیز برای بهینه سازی وزن وسیله نقلیه شاتل فضایی به حداقل رسید. ترکیبی از فشارهای ورودی کم (NPSP کم) و فشارهای تخلیه مورد نیاز بالا، نیاز به بوست پمپ های مجزا برای بهینه سازی وزن توربوماشین را مطرح کرد. توربوپمپ سوخت کم فشار و توربوپمپ اکسیدکننده فشار کم، پیشران ها را در NPSP پایین دریافت می کنند و فشار آنها را به اندازه کافی افزایش می دهند تا توربوپمپ های سوخت فشار بالا و اکسید کننده در سرعت بالا بهینه شوند. پیچیدگی اضافه شده چهار توربو پمپ برای بهینه سازی وزن توربوماشین آلات و حفظ حاشیه عملکرد مکش برای عملکرد ایمن موتور توجیه شده است. ترکیب فشار تخلیه پمپ بالا و الزامات جریان، همراه با توربین‌های اسب بخار بالا که توسط بخار پرفشار غنی از هیدروژن هدایت می‌شوند، توربوپمپ‌های SSME را به پیشرفت قابل‌توجهی در پیشرفته‌ترین صنعت توربوماشین‌های موتور موشک تبدیل کرده‌اند.
پمپ ها
پیکربندی پمپ بر اساس الزامات ناشی از سیستم موتور است. شرایط ورودی (NPSP)، فشار تخلیه، سرعت جریان و محدوده عملیاتی همگی باید برآورده شوند. یک تحلیل پارامتریک برای انتخاب بهترین سرعت، قطر و تعداد مراحل مطابق با ملاحظات طراحی توربین و مکانیکی انجام می‌شود.
قطر ورودی پمپ معمولاً بر اساس NPSP موجود انتخاب می شود. تجربه آزمایشی روی القاگرها جمع‌آوری شده است تا عملکرد مکش آنها را به عنوان تابعی از NPSP (به طور کلی به صورت NPSH بیان می‌شود)، سرعت نصف النهاری ورودی سیال (Cm) و ضریب جریان القاءکننده (f) مرتبط کند.

قطر القاء (مساحت ورودی) برای محدود کردن سرعت نصف النهاری سیال (Cm) انتخاب می شود به طوری که NPSH/Cm2/2g موجود برابر یا بیشتر از 3 سر سرعت برای آب، 2 برای LO2 و 1 برای LH2 باشد. تغییر در حد تجربی تفاوت در سرکوب ترمودینامیکی بین آب، LO2 و LH2 را نشان می دهد. با کاهش فشار ورودی موجود و NPSH، قطر القاء باید افزایش یابد تا سرعت سیال (سانتی متر) کاهش یابد و NPSH/cm2/2g برابر با حد سرعت سرعت حفظ شود. حد نیز تابعی از ضریب جریان القاء است که به عنوان سرعت نصف النهار تقسیم بر سرعت نوک القاء تعریف می شود:
با انتخاب قطر ورودی، سرعت شفت برای محدود کردن سرعت نوک القاء به حدود 550 فوت بر ثانیه انتخاب می شود. محدودیت سرعت نوک برای کنترل انرژی کاویتاسیون گرداب نوک است که تابعی از سرعت نوک به توان ششم است. ضخامت تیغه نیز باید با افزایش سرعت نوک افزایش یابد تا به بارگذاری گریز از مرکز و فشار واکنش نشان دهد. این امر ناحیه عبور جریان را کاهش می دهد و در نتیجه عملکرد مکش را کاهش می دهد. سرعت مخصوص مکش پمپ به صورت بیان می شود
این معیاری است از توانایی پمپ برای کار در هد ورودی پایین (NPSH) بدون ایجاد حفره (تشکیل حباب های بخار) کافی برای از دست دادن هد. معمولاً در طول فرآیند طراحی برای کاربردهای موتور موشک با عمر طولانی، حاشیه NPSH 50 درصد انتخاب می‌شود. کاویتاسیون، علاوه بر کاهش فشار تخلیه پمپ و راندمان ناشی از تشکیل حباب‌های بخار، می‌تواند باعث آسیب ساختاری قابل توجهی در هنگام فروپاشی حباب‌های بخار (منفجر شدن) به ویژه در سیالات با چگالی بالا شود. توسعه فناوری القای Rocketdyne یک پیشرفت کلیدی برای افزایش سرعت پمپ بوده است.قطر شفت، اسپلاین ها و کوپلینگ ها باید به اندازه کافی بزرگ باشند تا گشتاور را منتقل کنند که تابعی از سرعت و اسب بخار است. این بسته به ایستگاه های محوری انتخاب شده در امتداد شفت، قطر شفت و حداقل قطر مجاز مسابقه داخلی بلبرینگ را تعیین می کند. سرعت بحرانی روتور تابعی از توزیع جرم روتور و نرخ فنر، محل یاتاقان و نرخ فنر و سختی محفظه است. برای یاتاقان های عنصر نورد، حاصل ضرب قطر داخلی و سرعت شفت (DN) به عنوان معیار بارگذاری داخلی یاتاقان استفاده می شود. محدودیت های عمر تجربی برای DN به عنوان تابعی از پیشران یا روان کننده مورد استفاده برای خنک کردن یاتاقان تعیین شده است.
با این محدودیت‌های تعاملی، مکان‌های یاتاقان‌ها به گونه‌ای انتخاب می‌شوند که محدوده سرعت عملیاتی را از سرعت‌های بحرانی دور نگه دارند و برای به حداکثر رساندن عمر یاتاقان، قطر سوراخ یاتاقان را به حداقل برسانند.
از نقطه نظر سرعت بحرانی، یاتاقان‌های داخلی دهانه یاتاقان را کاهش می‌دهند و اولین سرعت بحرانی را افزایش می‌دهند تا زمانی که اورهنگ تقریباً از نصف طول دهانه تجاوز نکند. با این حال، این بدان معنی است که گشتاور نیرو باید از سوراخ یاتاقان عبور کند که قطر یاتاقان و DN را در زمانی که یاتاقان بین پمپ و توربین قرار می‌گیرد، به حداکثر می‌رساند.

در این سری که اثرات کاویتاسیون را نشان می دهد، به تشکیل تدریجی حباب های کوچک با کاهش فشار ورودی (NPSH) توجه داشته باشید. اینها در نهایت منفجر می شوند و باعث آسیب می شوند
از نقطه نظر یاتاقان، مطلوب ترین مکان بیرونی است به طوری که می توان اندازه و هندسه یاتاقان را مستقل از قطر شفت مورد نیاز بهینه کرد. با این حال، یاتاقان‌های بیرونی ورودی پمپ به دلیل تلفات ورودی، NPSP موجود در القاء را کاهش می‌دهند، و همچنین قطر توپی القایی را افزایش می‌دهند، که به نوبه خود باعث افزایش قطر خارجی برای حفظ منطقه جریان می‌شود. یاتاقان های بیرونی توربین به طور کلی نیاز به خنک کننده اضافی، آب بندی دینامیکی و ساختار پشتیبانی دارند که به طراحی توربوپمپ پیچیدگی می بخشد.
مهر و موم های محور دینامیکی برای محتوی و جداسازی پیشرانه ها و گاز محرک توربین نیز باید با قطر شفت و سرعت کار سازگار باشد. مهر و موم های LO2، به علاوه آب بند های گاز داغ، به علاوه مهر و موم های میانی که با هلیوم برای جداسازی LO2 و زهکش های نشت گاز داغ تمیز می شوند، باید بین پمپ و توربین روی یک توربو پمپ LO2 با یک شفت مشترک قرار داده شوند. بسته آب بندی به طور قابل توجهی اورهنگ یاتاقان داخلی را که با LO2 خنک می شود افزایش می دهد، که سپس سرعت های بحرانی روتور را کاهش می دهد.
پایاری روتور نیز عامل اصلی در انتخاب محل یاتاقان ها و انواع آب بندی های دینامیکی است. سفتی پشتیبانی و میرایی اضافی را می توان توسط مهر و موم های دینامیکی برای افزایش سرعت های بحرانی و تثبیت روتور برای جلوگیری از چرخش ساب سنکرون فراهم کرد. HPFTP برای SSME دارای یاتاقان های بیرونی با نسبت سفتی دهانه یاتاقان به روتور است. سفتی پشتیبانی اضافه شده توسط مهر و موم های بین مرحله ای پمپ، سرعت بحرانی اول روتور را به بیش از نیمی از حداکثر سرعت عملیاتی افزایش می دهد که از چرخش ساب سنکرون جلوگیری می کند. میرایی اضافه شده توسط مهر و موم های بین مرحله ای همچنین اجازه می دهد تا با سرعت بحرانی دوم بدون ارتعاش قابل توجه روتور کار کند.
اساساً تمام موشک هایی که من می شناسم دارای پمپی هستند که سوخت و اکسید کننده را به محفظه احتراق می رسانند. توربوپمپ یکی از پیچیده ترین و گران ترین اجزای کل موشک است. اگر یک موتور بدون پمپ با نیروی گرانشی امکان پذیر بود، تا به حال این کار انجام شده بود.
اما برای من بلافاصله مشخص نیست که چرا موتور موشک به پمپ نیاز دارد در حالی که سوخت و اکسید کننده می تواند از طریق گرانش (و شتاب) تامین شود. من چند ایده دارم که چرا پمپ ممکن است ضروری باشد، اما می خواهم توضیحی قطعی داشته باشم.عملکرد یک موتور موشک - ضربه خاص آن - به طور مستقیم با سرعت گاز اگزوز متناسب است (و نه چیز دیگر!). این سرعت با رهاسازی محصولات احتراق از محفظه احتراق تحت فشار (که با تولید مداوم گاز خروجی با سوزاندن سوخت تحت فشار قرار می‌گیرد) به دست می‌آید و هر چه فشار بیشتر باشد، می‌توانید گاز خروجی را بیشتر شتاب دهید - عملکرد بهتری به دست آورید.
برای تزریق سوخت به محفظه احتراق باید آنها را با فشاری بالاتر از فشار موجود در محفظه به داخل فشار دهید. این امر مستلزم لوله کشی و زیرساخت هایی است که بتوانند این فشارها را تحمل کنند - دیوارهای ضخیم، حجیم و سنگین. اگر کل مخزن را تحت فشار قرار دهید، کل مخزن باید ضد فشار باشد - به اندازه کافی قوی باشد تا در برابر فشارهای بالا مقاومت کند. این منجر به مخزن فوق‌العاده ضخیم و سنگین می‌شود یا - عملاً - مخزنی که نسبتاً سنگین است اما فقط فشار بسیار متوسطی را تحمل می‌کند. که به فشار کم محفظه احتراق و عملکرد ضعیف تبدیل می شود.
توربوپمپ ها راهی برای حل این مشکل هستند - مخزن فقط باید فشار بسیار کمی را که برای رساندن سوخت به پمپ لازم است تحمل کند، و سپس تنها بخش کوچکی از زیرساخت که از پمپ عبور می کند باید تقویت شود و می توان آن را تا حد زیادی تقویت کرد. (کوچک است!) فشار محفظه بسیار بالا را فراهم می کند - عملکرد موتور عالی.
با این حال، موشک های تغذیه تحت فشار چندان هم غیر معمول نیستند. بیشتر موتورهای موشکی روزهای اولیه تحت فشار تغذیه می شدند. اغلب مقرون به صرفه تر است که با یک مرحله ساده تر، بزرگتر و کم کارایی یک موشک پیش بروید تا اینکه چیزی با عملکرد عالی که هزینه زیادی دارد.برای اضافه کردن یک دلیل دیگر برای فشار پمپ توربو - پایداری احتراق. بسیار مهم است که احتراق سوخت و اکسیژن ساز به شیوه ای ثابت، قابل کنترل و ایمن انجام شود. بدیهی است و نیازی به توضیح ندارد، درست است؟ اما واقعیت فیزیکی رسیدن به این شرایط مطلوب باعث شد تا نسل‌های مهندسین خواب خود را از دست بدهند. به طور خلاصه، تغذیه فشار بالا از توربوپمپ ها، در کنار سایر اقدامات، به حل این مشکل کمک شایانی می کند.
در بخش تغذیه گرانش سوال اصلی، واقعاً مهم نیست که منشأ نیرویی که سوخت تجربه می کند چیست. خواه خود گرانش باشد، چه شتاب موشک یا فشار هیدرواستاتیکی خود ستون سیال - در هر سناریوی قابل تصوری، این فشار اگر برای موتور بسیار کم باشد، همانطور که قبلا در پوسترهای دیگر توضیح داده شد. فقط می خواستم به این نکته توجه کنم که اگر سوار یک موشک شتاب دهنده بودید و چشم بند داشتید، هیچ راهی برای تشخیص اینکه چه مقدار نیروی از گرانش و چه مقدار از شتاب احساس می شود وجود ندارد. به این ترتیب گرانش و نیروهای اینرسی برابر هستند و سوخت نیز این احساس را دارد. با توجه به اینکه شتاب معمولاً در محدوده 3g تا 6 gاست و موشک شیب آهسته خود را به سمت افقی تقریباً بلافاصله پس از بلند شدن آغاز می کند، تأثیر گرانش در مقایسه با سایر نیروها به سرعت محو می شود، یا با افزایش نسبت شتاب. نیروها در مقابل گرانش، یا با کاهش مداوم مولفه گرانش در امتداد محور طولی موشک در طول اجرای برنامه گام.
$ \underbrace{-\nabla p - \rho\nabla \varphi = 0}_\textrm{equation of hydrostatics}\,.\tag{I}$
امیدوارم این کمک کند.hope I helped you understand the question. Roham Hesami, sixth semester of aerospace engineering
smile072 smile072 رهام حسامی ترم ششم مهندسی هوافضا
تصویر

ارسال پست