Tryska

Tryska ( pohánět trysku v oblasti astronautické ) je kanál proměnlivého průřezu v zadní části motoru, produkujících plyny ze spalování horký, který převádí tepelnou energii z toho do kinetické energie . K dosažení tohoto cíle a v závislosti na kontextu implementace může být tryska konvergentní, divergentní nebo může obsahovat konvergující část a další divergentní ( Lavalova tryska ). Zejména jsou trysky v zadní části proudových motorů vybavujících letadla a na raketových motorech pohánějících rakety a odpalovací zařízení .

Princip činnosti

Cílem trysky je zvýšit kinetickou energii tekutiny procházející skrz ni, to znamená její rychlost, transformací její vnitřní energie, to znamená její teploty.

Princip fungování trysky je založen na vlastnostech plynů, když cirkulují podzvukovou a nadzvukovou rychlostí. Když plyn proudí podzvukovou rychlostí trubkou se zužujícím se průměrem, jeho rychlost se zvyšuje. Rychlost plynu však nesmí překročit rychlost zvuku (Mach 1). Ve skutečnosti je v režimu nadzvukového proudění (rychlost větší než rychlost zvuku) chování plynu obráceno: aby se zvýšila jeho rychlost, musí se zvětšit průměr potrubí. Toto chování plynu je založeno na principu zrychlení plynu popsaném Hugoniotovou rovnicí :

{\ frac {dS} {S}} = (M ^ {2} -1) {\ frac {dv} {v}}

S je plocha průřezu potrubí, v rychlost a M Machovo číslo $M = v / c$

Tryska může být konvergentní, divergentní nebo konvergentní i divergentní:

Sbíhající se tryska umožňuje urychlit plyny proudící podzvukovou rychlostí. Pokud je tlak dostatečný, může rychlost dosáhnout Mach 1 na výstupu z trysky, ale nemůže tuto hodnotu překročit.
Rozbíhající se tryska umožňuje zrychlovat plyny, které jsou již na jejím vstupu nadzvukovou rychlostí.
Konvergentní a divergentní tryska ( Lavalova tryska ), jejíž vlastnosti jsou vyvinuty níže.

Pouzdro trysky Laval

Lavalova tryska umožňuje zrychlit plyny z podzvukové rychlosti na nadzvukovou rychlostí kombinací dvou výše popsaných efektů. Plyny se zrychlují na Mach 1 v sbíhající se části trysky a poté se zrychlují nad Mach 1 v rozbíhající se části. Tryska Laval má proto tři podsestavy:

konvergovat
hrdlo, kde je průměr průřezu minimální
rozbíhající se část, která může mít tvar kužele nebo zvonu nebo se může skládat z lopatek v případě plynové turbíny .

Rychlost vypouštěných plynů: případ raketového motoru

Čím vyšší je rychlost vypouštěných plynů, tím účinnější je přeměna vnitřní energie na energii kinetickou. V případě raketového motoru se plyny produkují spalováním pohonných hmot za vysokého tlaku. Rychlost vypuzených plynů se vypočítá pomocí následující rovnice:

v_ {e} = {\ sqrt {{\ frac {TR} {M}} \ cdot {\ frac {2 \ gamma} {\ gamma -1}} \ cdot \ left [1- \ left ({\ frac { p_ {e}} {p}} \ right) ^ {{{\ frac {\ gamma -1} {\ gamma}}}} \ right]}}

s:
$v_e$	= Rychlost plynů na výstupu z trysky vm / s
$T$	= Teplota na vstupu do trysky
$R$	= Univerzální konstanta ideálních plynů
$M$	= Molekulová hmotnost plynu v kg / kmol
$\ gama$	= = Adiabatický koeficient ${\ frac {c_ {p}} {c_ {v}}}$
$c_p$	= Tepelná kapacita plynu při konstantním tlaku
$životopis$	= Tepelná kapacita plynu při konstantním objemu
$p_ {e}$	= Tlak plynu na výstupu z trysky
$p$	= Tlak plynu na vstupu trysky

Výslednou rychlost lze optimalizovat pomocí tří parametrů:

Teplota ve spalovací komoře
Poměr mezi tlakem na vstupu a výstupu z trysky
Druhy spálených pohonných hmot (molekulová hmotnost spalin)

Příklady

Jediným z těchto parametrů, které závisí na vlastnostech trysky, je tlakový poměr. Můžeme ilustrovat jeho vliv v případě, že motor spaluje směs kyslíku a vodíku s vnitřním tlakem 115 barů (v případě motoru Vulcain 2 Ariane 5 ): při a = 1,2 rychlost plynu poklesne přibližně o 14%, pokud výstupní tlak je 5 barů místo 1 baru. $\ gama$

V praxi spadají rychlosti spálených plynů do následujících rozmezí:

1 700 až 2 900 m / s pro raketové motory na kapalné monopropelenty
2900 až 4500 m / s pro raketové motory na kapalná paliva
2100 až 3200 m / s pro motory na tuhá paliva

Rozdíly v rychlosti vyhazování jsou spojeny s výběrem pohonných hmot (více či méně exotermické chemické reakce a tedy více či méně vysoké teploty), s tlakem ve spalovací komoře, se zvoleným spalovacím cyklem (větší či menší ztráta) a délkou rozbíhající se části (optimální expanze plynu).

Oblasti použití trysek

Trysky nacházejí několik typů aplikací:

Tryskový motor tryska z letadla nebo raketový motor části rakety přispívá k hnací síle , nebo reakční síly expanzí horkých plynů produkovaných při spalování pohonných látek.
V případě plynové turbíny umožňují plyny produkované spalováním uvést do pohybu hřídel alternátoru, který dodává elektřinu. Energie tekutiny se transformuje na mechanickou energii. Čepele hrají roli odlišně. Tekutinou může být voda z přehrady dodávaná vysokotlakým potrubím nebo voda ze sekundárního okruhu jaderného reaktoru přivedená na velmi vysokou teplotu / tlak.
Princip trysek se používá také u středních částí trysek vstřikovačů nebo postřikovačů .

Tryska raketového motoru

Úloha a činnost trysky raketového motoru

Raketový motor je pohonný systém, který raket použít k urychlení na nadzvukových rychlostí, přičemž je schopen pracovat ve vakuu To znamená, že, aniž by k tomu oxidantu z atmosféry. Tyto hnací prostředky uložené na palubě hořet ve spalovací komoře a plyny produkované jsou urychlovány Lavalova tryska . Vyrábí tah, který zvyšuje rychlost rakety v souladu se zákonem zachování hybnosti . Tryska hraje ústřední roli v účinnosti tohoto pohonu přeměnou tepelné energie a tlaku plynů vznikajících při spalování na kinetickou energii . Plyny jsou vypuzovány rychlostí až 2 000 až 4 000 m / s, zatímco teplota a tlak prudce klesají mezi spalovací komorou a výstupem rozbíhající se části trysky.

Zvýšení rychlosti plynů v rozbíhající se části je o to důležitější, že poměr je velký mezi průměrem hrdla a průměrem výstupu rozbíhající se části. Tento poměr sekce má hodnoty mezi 40 a 300 z důvodů vysvětlených níže.
Tah je optimální, když je tlak plynu na výstupu z trysky roven tlaku okolí. Trysky prvního stupně, které musí pracovat při okolním tlaku, jsou relativně krátké, protože plyn nesmí být nadměrně expandován, zatímco ty stupně, které pracují ve vakuu, jsou velmi protáhlé.
Tryska motoru prvního stupně pracuje za velmi odlišných podmínek vnějšího tlaku mezi zapálením motoru (atmosférický tlak blízký 1 bar) a jeho zánikem (téměř prázdný). Jeho tvar je tedy kompromisem.
Ideálně tvarovaný divergent má velkou délku, ale to má přímý dopad na hmotnost odpalovacího zařízení. Pro omezení objemu může být tryska raketových motorů horních stupňů částečně roztažitelná.
Tyto tahy potřebné k pohonu rakety jsou obrovské: oni mohou dosáhnout 800 tun kapalných raketových motorech pohonných a 1500 tun na tuhá raketová paliva. K dosažení těchto tahů jsou tlaky a teploty uvedeny na meze toho, co mohou odolat materiály, které přicházejí do styku s horkými plyny. Konstrukce trysky je z velké části založena na vývoji chladicích technik a výběru vhodných materiálů.
Veškerá hnací síla rakety působí na trysku, která generuje maximální mechanické namáhání na krku. Obrazovým způsobem můžeme říci, že celá hmotnost rakety (která může dosáhnout několika stovek tun) spočívá pouze na hrdle trysky.

Přizpůsobená tryska: kompromisy

Aby tryska raketového motoru optimálně přispívala k zrychlení plynu ( vhodná tryska ), musí být její délka přizpůsobena tlaku vnějšího prostředí. Čím delší je tryska, tím nižší je tlak na výstupu. Rozbíhající se části motorů pohánějící horní stupně odpalovacích zařízení musí být obzvláště dlouhé, protože vnější tlak je téměř nulový a na úrovni země musí být tryska kratší, aby neskončila v nedostatečné expanzi plynů. Délka trysky vede k prodloužení nosné rakety, a tudíž k těžší konstrukci, což je na úkor celkového výkonu. Tlak vnějšího prostředí se během letu rychle mění a délka trysek je tedy kompromisem pro dosažení nejlepší možné účinnosti.

Tryska raketového motoru prvního stupně je vyrobena tak, aby pracovala za velmi odlišných podmínek vnějšího tlaku: při startu je to 1 bar, ale při vypnutém motoru téměř nulová. Geometrie trysky se nemůže přizpůsobit kontinuálním změnám vnějšího tlaku. Provedená volba spočívá v expanzi plynů na výstupu z divergentu, to znamená, že jeho tlak je po většinu provozní doby stolku vyšší než tlak okolního vzduchu. To umožňuje mít krátkou trysku a tím snížit hmotnost odpalovacího zařízení.
Když se však raketový motor před vzletem rozběhne a když je motor vypnutý, produkované plyny jsou dočasně nadměrně rozpínané, což vytváří oddělení toků, které může poškodit trysku při vzletu a vytvářet nesymetrické tahy při vzletu a zániku.

Odlišný tvar

Tvar divergentu musí být takový, aby jeho stěna splývala s aktuální linií toku vypuzených plynů. Tento profil se obecně počítá řešením Eulerových rovnic, zejména pomocí charakteristické metody . V případě trysek používaných v oblasti plazmových trysek vyžadují teploty a tedy velmi vysoké viskozity použití řešení Navier-Stokesových rovnic . Optimální profil je profil kužele s polovičním úhlem v horní části 15 °. Aby se zkrátila délka rozbíhající se části a tím se zmenšila délka nosné rakety a tím i její hmotnost, jsou implementována dvě řešení:

Ideální zkrácena tryska (TIC) je tryska, jejíž profil sleduje optimální křivky, ale který je odříznut na svém konci. V případě motoru Vulcain má ořezání ideálního profilu o 2/3 (délka 2,5 metru místo 7 metrů) za následek ztrátu tahu omezenou na 3%.
Optimalizovaný Vnitřní tryskový šok (TOC = tahu optimalizovaná obrysu ) je tryska, jejíž profil se liší od optimální křivky, která umožňuje uložit dalších 20% na délce rozbíhající se části ve srovnání s TIC typu trysky. Úhel v blízkosti krku (od 20 do 50 °) je větší než optimální úhel, což umožňuje rychlejší zvětšení průměru rozbíhající se části. Odchylka od ideálního profilu se postupně snižuje, aby na konci rozbíhající se části dosáhla pouze kolem 10 °. O získaném tvaru se říká, že jde o kalíšek na vejce. Tento zisk přichází za cenu více narušeného toku plynu, který může vést k vnitřním rázovým vlnám v rozbíhající se části.

Dalším způsobem, jak zmenšit délku rozbíhající se části, je znásobit počet trysek spojených s jedinou spalovací komorou. Tuto techniku používá několik sovětských / ruských raketových motorů na kapalná paliva, včetně RD-171, který má 4 trysky. Průtok každé trysky tvoří čtvrtinu celkového průtoku, zmenšuje se velikost hrdla a následně průměr a délka rozbíhající se části. Zvýšení délky je vyhodnoceno na 30%, přičemž na oplátku je větší složitost a nepochybně větší hmotnost než konfigurace jedné trysky.

Chlazení trysky

Spaliny opouštějící spalovací komoru mají velmi vysokou teplotu. V případě trysek raketového motoru, které pracují při velmi vysokých teplotách (kolem 3000 ° C ), musí být zajištěn proces chlazení stěn trysky, protože žádná slitina není schopna odolat vysoké teplotě a také vysokému tepelnému namáhání. Hrdlo trysky je místo, kde jsou tepelné výměny nejintenzivnější, zatímco konec rozbíhající se části je místem, kde cirkulují nejchladnější plyny. Používá se několik technik chlazení:

Pokud raketový motor spaluje kryogenní pohonné látky (kapalný vodík, kapalný kyslík), které jsou vždy skladovány při velmi nízké teplotě, spočívá chlazení oběhem pohonných látek v jejich cirkulaci v dvojité stěně, která se rozprostírá od spalovací komory k celé nebo části divergentní, než se spálí za vzniku hnacích plynů.
Radiační chlazení spočívá v použití kovů schopných odolat velmi vysokým teplotám, jako je molybden nebo niob, jejichž teplota stoupne na hodnotu pod jejich bodem tání a poté dosáhnou tepelné rovnováhy postupnou evakuací tepla přenášeného plyny. U raketových motorů se středním až vysokým výkonem lze tuto techniku použít pouze pro chladnější části trysky.
Ablativní povlaky se také používají pro trysky s nízkým tahem nebo pro výkonnější motory, ale jejich použití je omezeno na chladnější oblasti.
Chlazení kapalinového filmu spočívá v cirkulaci podél stěny trysky (a spalovací komory) kapalinového chladiče než zrychlených plynů, což tak brání tomu, aby struktura dosáhla svého bodu tání. Tato technika byla sama o sobě používána určitými průkopníky pohonu, jako je Goddard, ale vedla ke snížení impulzu o 5 až 17% bez doplňování dalších technik chlazení: množství odkloněných pohonných hmot je pak mezi 1 a 6% a specifický impuls je snížen z 0,5 na 2%. K vytvoření fluidního filmu může být použito několik technik: nadbytečné palivo (tedy nespálené) může být přiváděno do spalovací komory pomocí injektorů umístěných na obvodu vstřikovací desky nebo na bočních stěnách spalovací komory nebo trysky. Další technika používaná pro motory na tuhá paliva spočívá v poskytnutí bloků materiálu ve spalovací komoře, které při spalování produkují chladnější plyny.

Porovnání odlišných technik chlazení aplikovaných na různé raketové motory

Raketový motor	Typ	Geometrie	Odlišná sekce	Odlišný materiál	Chladicí technika
Vinci	Pohon horního stupně	Poměr řezu : 240 rozbíhající se výška 3,2 m průměr výstupu: 2,2 m	Horní část	Slitina mědi a niklu	Cirkulace kapalného vodíku ve dvojité stěně
Vinci	Pohon horního stupně		Nižší část	Uhlíkový kompozit	Pasivní sálavé chlazení ( 1 800 Kelvinů)
Vulcan 2	Pohon prvního stupně	Poměr řezu : 58 rozbíhající se výška 2,3 m průměr odtoku: 2,1 m	Horní část	Slitina niklu	Cirkulace vodíku ve dvojité stěně
Vulcan 2	Pohon prvního stupně		Nižší část	Slitina niklu	Plynný film složený z výfukových plynů plynové turbíny a vodíku z chladicího systému

Případ raketových motorů na tuhá paliva

U trysek na tuhá paliva reguluje hrdlová část spalování bloku „tuhé palivo“. Hrdlo trysky by mělo být dostatečně široké, aby unikly spaliny vytvářející tah, ale dostatečně úzké, aby pohonná hmota nehořela při jediném výbuchu.

Systém orientace tahu

Orientovatelná tryska je tryska kloubově uspořádaná kolem jedné nebo dvou os a umožňuje upravit směr tahu .

Typ trysky

Roztažitelná divergentní tryska

Raketové motory nejvyššího stupně vyžadují velmi dlouhé trysky, protože pracují ve vakuu. Aby se omezila strukturální hmotnost, kterou by ukládala velmi dlouhá tryska, obsahují některé motory, jako je RL-10 B-2, které pohánějí druhý stupeň odpalovače Delta IV, roztažitelný divergent, který je plně nasazen, pouze když byl spodní stupeň upustil.

RL10 má divergentní rozšiřitelnost
Schéma RL-10 s rozšiřitelnou divergencí.
Test nasazení rozšiřitelné části trysky motoru RL-10 B-2 pohánějící druhý stupeň odpalovače Delta IV.

Vnější tryska / centrální tělo (např. Aerospike)

Tryska s vnějším tokem nebo s centrálním tělesem se automaticky přizpůsobuje změně tlaku, ke které dochází během letu, přičemž má malou stopu. Byly testovány různé geometrie:

Nezkrácená prstencová tryska
Víceotáčková tryska s komolým středovým tělem
Lineární multi-tryska se zkráceným středním tělem, jako je aerospike

Koncept byl testován na prototypech, ale nikdy nebyl použit na operačním odpalovacím zařízení kvůli specifickým problémům specifickým pro letecké trysky a zejména kvůli problémům s chlazením a jejich složitosti (prstencová nebo distribuovaná spalovací komora).

Centrální trysky
Test lineární multi-trysky se zkráceným středovým tělem Aerospike XRS-2200 (2001)
Nezkrácená prstencová tryska testována na motoru na tuhá paliva (2004)
Schéma porovnávající dva raketové motory používající na jedné straně konvenční trysku a na druhé straně trysku typu Aerospike

Dvojitá křivka trysky

Dvojitě zakřivená tryska má postupně dva různé profily, které vedou od hrdla k výstupu rozbíhající se části. Druhá část začíná výpadkem. Tento typ trysky musí umožňovat přizpůsobení se změně tlaku, s níž se setká raketový motor prvního stupně mezi začátkem a koncem jeho provozu. V nízké nadmořské výšce se používá pouze horní část trysky, zatímco když je vnější tlak výrazně snížen, veškerá rozbíhající se část přispívá k směrování toku plynu. Tato konfigurace umožňuje samočinné přizpůsobení průtoku bez mechanismu, ale způsobuje boční zatížení během přechodu mezi dvěma režimy proudění.

Proudová tryska

Trysky proudových motorů se používají za různých podmínek. Existují dva typy trysek: tryska pro hnací plyn určená k rozšíření spalin a tryska směřující přívod vzduchu, která může být konvergentní nebo divergentní. Proudový motor má také následující vlastnosti, které ovlivňují konstrukci jeho trysek:

Několik otáček motoru s přídavným spalováním nebo bez něj
Relativně nízká míra expanze
Vyhození sekundárního proudu (studený proud)
U tajných stíhacích letadel je třeba maskovat tepelný podpis
U některých bojových letadel významná odchylka tryskového plynu (orientovatelná tryska, vertikální vzlet)
Velmi variabilní rychlosti vstupu vzduchu. U letadel letících nadzvukovou rychlostí musí být vzduch před vstupem do kompresní komory zpomalen na podzvukovou rychlost.

Tryska hnacího plynu

Obecně se tryska jednoduše liší.

Pokud proudový motor pohání letadlo, které nepřekračuje rychlost zvuku, rozbíhající se část je tvořena vyčnívajícím kuželem. Tento systém se sám adaptuje.
Pokud letadlo používá přídavné spalování, použije se k regulaci průtoku krk s proměnlivým průměrem.

Přívod vzduchu

Aby proudový motor pracoval správně, musí se rychlost proudění vzduchu na vstupu kompresoru rovnat přibližně 600 km / h (0,5 Mach). Pokud letoun letí pod touto rychlostí, pak musí být přívod vzduchu konvergující tryska, nad tuto rychlost musí být přívod vzduchu divergentní tryska.

K získání geometrie odpovídající těmto různým potřebám se používají mobilní prvky: variabilní úseky s rampou nebo středovým tělem (myš) upravují profil přívodu vzduchu.
Když letoun letí nadzvukovou rychlostí, je geometrie přívodu vzduchu přizpůsobena geometrii trysky Laval. Proud přiváděného vzduchu je nejprve zpomalen v konvergující části, dokud nedosáhne Mach 1 v krku, poté zpomalení pokračuje v divergentní části, dokud jeho rychlost neklesne na Mach 0,5.
Když je letoun v klidu, zvýšení otáček motoru přirozeně vede k oddělení proudů vzduchu a tím ke snížení účinnosti sání. Pro omezení tohoto jevu se na straně vstupní trysky otevírají poklopy, které umožňují vstup dalšího vzduchu.

Poznámky a odkazy

Rovnice Richarda Nakky 12.
Rovnice Roberta Braeuninga 1.22.
(in) George P Sutton a Oscar Biblarz, Rocket Propulsion Elements: úvod do inženýrství raket , New York / Brisbane atd., Wiley-Interscience ,1992, 6 th ed. , 636 str. ( ISBN 0-471-52938-9 )
D. Marty str. 110
D. Marty str. 71-72
John Gary Landry, „Tok trysek s vibrační nerovnováhou“, zpráva NASA-CR-199948, 1995 [1]
Sutton a Biblarz str. 75-85
Philippe Reijasse (ONERA), „ Aerodynamika nadzvukových trysek “ ,28. listopadu 2007, str. 46-48
Luca Boccaletto, Řízení oddělení trysek. Analýza chování trysky typu TOC a definice nové koncepce: BOCCAJET (diplomová práce) ,2011, 327 s. ( ISBN 978-0-387-98190-1 , číst online ) , s. 11
Philippe Reijasse (ONERA), „ Aerodynamika nadzvukových trysek “ ,28. listopadu 2007, str. 61-66
Philippe Reijasse (ONERA), „ Aerodynamika nadzvukových trysek “ ,28. listopadu 2007, str. 9

Bibliografie

Knihy zaměřené na raketové motory

(v) George P Sutton a Oskar Biblarz, raketové pohonné prvky 8 th edition , Hoboken, NJ, Wiley ,2010, 768 s. ( ISBN 978-0-470-08024-5 , číst online )
(en) George P Sutton, Historie raketových motorů na kapalná paliva , Americký letecký a astronautický institut,2006( ISBN 1-56347-649-5 )
(en) NASA, trysky raketových motorů na kapalná paliva , NASA,Červenec 1976( číst online )

Obecné práce na provozu odpalovacích zařízení

Philippe Couillard, odpalovací zařízení a satelity , Toulouse, Cépaduès,2005, 246 s. ( ISBN 2-85428-662-6 )
Daniel Marty, Vesmírné systémy: design a technologie , Paříž / Milán / Barcelona, Masson,1994, 336 s. ( ISBN 2-225-84460-7 )