Munnstykke

En dyse ( fremdriftsdyse i området for Astronautical ) er en kanal med variabelt tverrsnitt på baksiden av en motor som produserer gasser med forbrenningsvarm varme som omdanner den termiske energien til kinetisk energi . For å oppnå dette målet, og avhengig av konteksten for implementering, kan en dyse være konvergerende, divergerende eller inkludere en konvergerende seksjon og en annen divergerende ( Laval-dyse ). Spesielt er det dyser på baksiden av jetmotorer som utstyrer fly og på rakettmotorer som driver raketter og bæreraketter .

Prinsipp for drift

Målet med en dyse er å øke den kinetiske energien til væsken som går gjennom den, det vil si hastigheten, ved å transformere dens indre energi, det vil si temperaturen.

Prinsippet for drift av en dyse er basert på gassens egenskaper når de sirkulerer ved subsoniske og supersoniske hastigheter. Når en gass strømmer med en subsonisk hastighet gjennom et rør med en smalere diameter, øker hastigheten. Gasshastigheten kan imidlertid ikke overstige lydens (Mach 1). Faktisk, i et supersonisk strømningsregime (hastighet større enn lydhastigheten), blir gassens oppførsel omvendt: for at hastigheten skal øke, må rørets diameter øke. Denne gassadferden er basert på prinsippet om gassakselerasjon beskrevet av Hugoniot-ligningen :

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

S er arealet av tverrsnittet av kanalen, v hastigheten og M Mach-nummeret $M = v / c$

En dyse kan være konvergent, divergerende eller både konvergent og divergerende:

En konvergerende dyse gjør det mulig å akselerere gasser som sirkulerer med subsoniske hastigheter. Hvis trykket er tilstrekkelig, kan hastigheten nå Mach 1 ved utløpet av dysen, men den kan ikke overstige denne verdien.
En divergerende dyse gjør det mulig å akselerere gasser som allerede har supersonisk hastighet ved innløpet derav.
En konvergerende og divergerende dyse ( Laval-dyse ) hvis egenskaper er utviklet nedenfor.

Tilfelle av Laval-dyse

En Laval-dyse gjør det mulig å akselerere gasser fra en subsonisk hastighet til en supersonisk hastighet ved å kombinere de to effektene beskrevet ovenfor. Gassene akselereres til Mach 1 i den konvergerende delen av dysen, og deretter akselereres de over Mach 1 i den divergerende seksjonen. En Laval-dyse har derfor tre underenheter:

konvergerer
nakken der snittdiameteren er minimal
den divergerende delen som kan være i form av en kjegle eller en bjelle eller kan bestå av bladene i tilfelle av en gasturbin .

Hastigheten på utdrevne gasser: tilfelle av en rakettmotor

Jo høyere hastigheten til gassene som drives ut, desto mer effektiv blir omdannelsen av intern energi til kinetisk energi. I tilfelle av en rakettmotor produseres gasser ved forbrenning av drivmidler under forhold med høyt trykk. Hastigheten til de utdrevne gassene beregnes ved hjelp av følgende ligning:

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

med:
$v_e$	= Gassens hastighet ved dysens utløp i m / s
$T$	= Temperatur ved dysens innløp
$R$	= Universalkonstant av ideelle gasser
$M$	= Molekylær masse av gass i kg / kmol
$\ gamma$	= = Adiabatisk koeffisient ${\ frac {c_ {p}} {c_ {v}}}$
$c_p$	= Termisk kapasitet for gass ved konstant trykk
$CV$	= Varmekapasitet for gass ved konstant volum
$p_ {e}$	= Gasstrykket ved dyseutløpet
$s$	= Gastrykk ved dyseinntaket

Den resulterende hastigheten kan optimaliseres gjennom tre parametere:

Temperaturen i forbrenningskammeret
Forholdet mellom trykket ved innløpet og utløpet av dysen
Typer drivmidler brent (molekylvekt av forbrenningsgassene)

Eksempler

Den eneste av disse parametrene som avhenger av dysens egenskaper er trykkforholdet. Vi kan illustrere dens innflytelse når en motor brenner en oksygen / hydrogenblanding med et indre trykk på 115 bar (tilfellet med Vulcain 2- motoren i Ariane 5 ): med a = 1,2 faller gasshastigheten med omtrent 14% hvis utløpstrykket er 5 bar i stedet for 1 bar. $\ gamma$

I praksis faller hastighetene til de brente gassene innen følgende områder:

1700 til 2900 m / s for raketmotorer med flytende monopropellant
2900 til 4500 m / s for rakettmotorer med flytende drivstoff
2100 til 3200 m / s for faste drivmotorer

Forskjellene i utkastingshastighet er knyttet til valget av drivmidler (mer eller mindre eksoterme kjemiske reaksjoner og derfor mer eller mindre høye temperaturer), til trykket i forbrenningskammeret, til forbrenningssyklusen som er valgt (mer eller mindre tap) og lengden av den divergerende delen (optimal gassutvidelse).

Bruksområder for dysene

Dyser finner flere typer applikasjoner:

Den jetmotor dyse av et fly eller en rakett-motor av en rakett bidrar til fremdriftskraften reaksjonskraft som ved ekspansjon av varme gasser som dannes ved forbrenning av drivmidler.
Når det gjelder en gasturbin , gjør gassene som produseres av forbrenningen det mulig å sette i gang akselen til en generator som leverer elektrisitet. Væskens energi transformeres til mekanisk energi. Bladene spiller rollen som divergerende. Væsken kan være vann fra en dam som leveres av et høytrykksrør eller vann fra sekundærkretsen til en kjernefysisk reaktor brakt til veldig høy temperatur / trykk.
Dyseprinsippet brukes også på de sentrale dysene på injektorer eller sprøyter .

Dyse for rakettmotor

Rolle og betjening av rakettmunnstykket

Den rakettmotor er drivsystemet som rakettene brukes til å akselerere til hypersoniske hastigheter og være i stand til å operere i et vakuum som er å si uten å måtte trekke oksydasjonsmiddelet mot atmosfæren. De drivmidler som er lagret ombord brenne i et forbrenningskammer og de gasser som dannes blir akselerert av en Laval-dyse . De produserer en skyvekraft som øker rakettens hastighet i samsvar med loven om bevaring av momentum . Dysen spiller en sentral rolle i effektiviteten av denne fremdriften ved å konvertere termisk energi og gasstrykk som følge av forbrenning til kinetisk energi . Gassene kastes ut med en hastighet på opptil 2000 til 4000 m / s mens temperaturen og trykket faller kraftig mellom forbrenningskammeret og utløpet til den divergerende delen av dysen.

Økningen i hastigheten på gassene i den divergerende delen er desto viktigere, jo større er forholdet mellom diameteren på nakken og diameteren på utløpet til den divergerende delen. Dette seksjonsforholdet tar verdier mellom 40 og 300 av grunner som er forklart nedenfor.
Drivkraften er optimal når gasstrykket ved dysens utløp er lik omgivelsestrykket. De første trinnsdysene som må operere ved omgivelsestrykk er relativt korte, fordi gassen ikke må utvides for mye, mens trinnene som arbeider i vakuum er veldig langstrakte.
Motordysen i første trinn fungerer under svært forskjellige ytre trykkforhold mellom tenning av motoren (atmosfæretrykk nær 1 bar) og utryddelsen (nesten tom). Formen er derfor et kompromiss.
Det ideelt formede divergerende er av stor lengde, men dette har en direkte innvirkning på løfteraketten. For å begrense mengden kan dysen til rakettmotorene i de øvre trinnene være delvis utplasserbar.
De kaster som kreves for å drive en rakett er enorme: de kan nå 800 tonn for flytende drivrakettmotorer og 1500 tonn med fast rakettdriv. For å oppnå slike trykk, blir trykket og temperaturen brakt til grensene for hva materialene i kontakt med de varme gassene tåler. Utformingen av en dyse er avhengig av utvikling av kjøleteknikker og valg av passende materialer.
All fremdriftskraft fra en rakett påføres dysen, som genererer maksimale mekaniske spenninger i nakken. På en billedlig måte kan vi si at hele vekten til raketten (som kan nå flere hundre tonn) hviler utelukkende på dysen.

Tilpasset dyse: kompromissene

For at en rakettmotordyse kan bidra optimalt til gassakselerasjon ( passende dyse ), må dens lengde tilpasses trykket i det ytre miljøet. Jo lenger dyse, jo lavere er trykket ved utløpet. De divergerende delene av motorene som driver de øvre trinnene i bærerakettene, må være spesielt lange, fordi det ytre trykket er nesten null, og på bakkenivå må dysen være kortere for ikke å havne i underekspansjon av gassene. Munnstykkets lengde fører til en forlengelse av bæreraketten og derfor til en tyngre struktur, noe som er skadelig for den generelle ytelsen. Trykket i det ytre miljøet varierer raskt under flyturen, og dysenes lengde er derfor et kompromiss for å oppnå best mulig effektivitet.

En første trinns rakettmunnstykke er laget for å fungere under svært forskjellige ytre trykkforhold: dette er 1 bar ved oppskyting, men nesten null når motoren er slått av. Dysens geometri kan ikke tilpasse seg de kontinuerlige variasjonene av det ytre trykket. Valget er å utvide gassene ved utløpet av det divergerende, det vil si at trykket er større enn omgivelsesluften i det meste av scenen. Dette gjør det mulig å ha en kort dyse og dermed redusere massen til bæreraketten.
Imidlertid, når rakettmotoren går opp før start og når motoren er slått av, blir de produserte gassene midlertidig overekspanderte, noe som skaper en separasjon av strømningene som kan skade dysen ved start og generere ikke- symmetriske trykk. ved start og ved utryddelse.

Divergerende form

Formen på det divergerende må være slik at veggen smelter sammen med den nåværende strømningslinjen for de utdrevne gassene. Denne profilen beregnes vanligvis ved å løse Eulers ligninger, spesielt ved å bruke den karakteristiske metoden . Når det gjelder dyser som brukes innen plasmastråler, krever temperaturene og derfor de svært høye viskositetene oppløsningen til Navier-Stokes-ligningene . Den optimale profilen er den for en kjegle med en halv vinkel på toppen av 15 °. For å forkorte lengden på den divergerende delen og dermed redusere lengden på bæreraketten og dermed dens masse, er to løsninger implementert:

Den ideelle avkortede dysen (TIC) er en dyse hvis profil følger den optimale kurven, men som er avskåret i enden. Når det gjelder Vulcain-motoren, vil trimming av den ideelle profilen med 2/3 (lengde på 2,5 meter i stedet for 7 meter) føre til tap av skyvkraft begrenset til 3%.
Den optimaliserte indre støtdysen (TOC = Thrust-Optimized Contour ) er en dyse hvis profil avviker fra den optimale kurven, noe som gjør det mulig å spare ytterligere 20% på lengden på den divergerende delen sammenlignet med en TIC-dyse. Vinkelen i nærheten av nakken (fra 20 til 50 °) er større enn den optimale vinkelen, noe som gjør det mulig å øke diameteren på den divergerende delen raskere. Avviket fra den ideelle profilen reduseres gradvis for å nå bare rundt 10 ° på slutten av den divergerende delen. Den oppnådde formen sies å være en eggekopp. Denne gevinsten kommer på bekostning av en mer forstyrret gasstrøm som kan gi opphav til indre sjokkbølger i den divergerende delen.

En annen måte å redusere lengden på den divergerende delen er å multiplisere antall dyser assosiert med et enkelt forbrenningskammer. Flere sovjetiske / russiske rakettmotorer med flytende drivstoff bruker denne teknikken, inkludert RD-171 som har 4 dyser. Strømningshastigheten til hver dyse er en fjerdedel av den totale strømningshastigheten, størrelsen på halsen reduseres og følgelig diameteren og lengden på den divergerende delen. Lengdeforsterkningen vurderes til 30% med til gjengjeld større kompleksitet og utvilsomt større masse enn en enkelt dysekonfigurasjon.

Kjøling av dysen

Forbrenningsgassene som forlater forbrenningskammeret har en veldig høy temperatur. Når det gjelder rakettmotordyser som arbeider ved svært høye temperaturer (rundt 3000 ° C ), må det tilveiebringes en prosess for kjøling av veggene i dysen, da ingen legeringer er i stand til å motstå høy temperatur. Også høy termisk belastning. Dysens hals er der varmevekslingene er de mest intense, mens enden på den divergerende delen er der de kaldeste gassene sirkulerer. Flere kjøleteknikker brukes:

Hvis rakettmotoren brenner kryogene drivmidler (flytende hydrogen, flytende oksygen) som alltid lagres ved svært lav temperatur, består kjøling ved sirkulasjon av drivmidler i å få disse til å sirkulere i en dobbel vegg som strekker seg fra forbrenningskammeret til hele eller deler av divergerende før de blir brent for å produsere drivgassene.
Strålingskjøling består av å bruke metaller som tåler svært høye temperaturer som molybden eller niob, som stiger i temperatur til en verdi under smeltepunktet, og når en termisk likevekt ved gradvis å evakuere varmen som kommuniseres av gasser. For middels til høy effekt rakettmotorer kan denne teknikken bare brukes til de kjøligere delene av dysen.
Ablative belegg brukes også til dyser med lite trykk eller på kraftigere motorer, men begrenser bruken til kjøligere områder.
Kjøling av væskefilm består i å sirkulere langs veggen på dysen (og forbrenningskammeret) en væskekjøler enn de akselererte gassene, noe som dermed forhindrer at strukturen når smeltepunktet. Denne teknikken ble brukt på egenhånd av visse fremdriftspionerer som Goddard, men den resulterte i en reduksjon på 5 til 17% av impulsen uten å utfylle andre kjøleteknikker: mengden avledet drivmiddel er da mellom 1 og 6% og spesifikk impuls reduseres med 0,5 til 2%. Flere teknikker kan brukes til å lage væskefilmen: supernumerært drivstoff (derfor uforbrent) kan føres inn i forbrenningskammeret ved hjelp av injektorer plassert ved periferien av injeksjonsplaten eller ved sideveggene til forbrenningskammeret. Eller dysen. En annen teknikk som brukes for faste drivmotorer består i å tilveiebringe blokker av materiale i forbrenningskammeret som, ved brenning, produserer kjøligere gasser.

Sammenligning av forskjellige kjøleteknikker brukt på forskjellige rakettmotorer

Rakettmotor	Type	Geometri	Divergerende seksjon	Divergerende materiale	Kjøleteknikk
Vinci	Fremdrift på øvre trinn	Seksjonsforhold: 240 divergerende høyde 3,2 m utløpsdiameter: 2,2 m	Øvre del	Kobber og nikkel legering	Flytende hydrogen sirkulasjon i dobbel vegg
Vinci	Fremdrift på øvre trinn		Nedre del	karbon kompositt	Passiv strålingskjøling ( 1800 Kelvin)
Vulcan 2	Første trinn fremdrift	Seksjonsforhold: 58 divergerende høyde 2,3 m utløpsdiameter: 2,1 m	Øvre del	Nikkel legering	Hydrogen sirkulasjon i dobbeltvegg
Vulcan 2	Første trinn fremdrift		Nedre del	Nikkel legering	Gassfilm bestående av avgasser fra gasturbiner og hydrogen fra kjølesystemet

Tilfelle av faste drivstoffrakettmotorer

I drivmotorer med fast drivstoff regulerer halspartiet forbrenningen av "fast drivstoff" -blokken. Dysehalsen må være bred nok til at forbrenningsgassene kan slippe ut og skape trykk, men smal nok til at drivstoffet ikke brenner i en eneste eksplosjon.

Trykkorienteringssystem

En orienterbar dyse er en dyse som er ledd rundt en eller to akser og gjør det mulig å modifisere trykkretningen .

Dysetype

Uttrekkbart divergerende munnstykke

Topptrinn rakettmotorer krever svært lange dyser fordi de fungerer i vakuum. For å begrense den strukturelle massen som en veldig lang dyse ville påføre, inkluderer visse motorer som RL-10 B-2 som driver den andre fasen av Delta IV bæreraketten, en utvidbar divergent som bare er fullt utplassert når det nedre trinnet har vært falt.

RL10 har divergerbar utvidbar
Skjematisk oversikt over RL-10 med utvidbart divergent.
Test av utplasseringen av den utvidbare delen av dysen til RL-10 B-2- motoren som driver den andre fasen av Delta IV-bæreraketten.

Ekstern strømningsdyse / sentral kropp (f.eks. Aerospike)

Munnstykket med ytre strømning eller med et sentralt legeme tilpasser seg automatisk trykkendringen som oppstår under flyturen mens den har et lite fotavtrykk. Ulike geometrier er testet:

Ikke-avkortet ringformet dyse
Multidyse av revolusjon med avkortet sentralkropp
Lineær multidyse med avkortet sentral kropp som aerospike

Konseptet er testet på prototyper, men har aldri blitt brukt på en operativ bærerakett på grunn av de spesifikke problemene som er spesifikke for aerospikesdyser og spesielt kjøleproblemene og deres kompleksitet (ring eller distribuert forbrenningskammer).

Sentrale kroppsdyser
Test av en lineær multidyse med avkortet sentralkropp Aerospike XRS-2200 (2001)
Ikke-avkortet ringformet dyse testet på en solid drivmotor (2004)
Diagram som sammenligner to rakettmotorer ved å bruke en konvensjonell dyse og på den andre siden en Aerospike-dyse

Munnstykke med dobbel kurve

Den dobbeltbuede dysen har suksessivt to forskjellige profiler som går fra nakken til utløpet til den divergerende delen. Den andre delen begynner med frafall. Denne dysetypen må gjøre det mulig å tilpasse seg trykkendringen som en rakettmotor i første trinn møter mellom starten og slutten av driften. I lav høyde brukes bare den øvre delen av dysen, mens når det ytre trykket reduseres kraftig, bidrar hele den divergerende delen til å kanalisere gasstrømmen. Denne konfigurasjonen muliggjør selvtilpasning av strømmen uten en mekanisme, men den forårsaker laterale belastninger under overgangen mellom de to strømningsregimene.

Turbojet munnstykke

Dysene til turbojetene brukes under forskjellige forhold. Det er to typer dyser: drivdysen beregnet på å utvide forbrenningsgassene og dysen som kanaliserer luftinntaket som kan være konvergent eller divergerende. Jetmotoren har også følgende egenskaper som påvirker utformingen av dysene:

Flere motorhastigheter med eller uten forbrenning
Relativt lav ekspansjonshastighet
Sekundær strømutkast (kald strøm)
For skjult jagerfly, må du maskere den termiske signaturen
For noen kampfly, betydelig avvik fra drivstrålen (orienterbar dyse, vertikal start)
Svært varierende luftinntakshastigheter. For fly som flyr med supersonisk hastighet, må luften reduseres til subsonisk hastighet før du kommer inn i kompresjonskammeret.

Drivmunnstykke

Generelt sett er dysen ganske enkelt divergerende.

Hvis turbojet driver et fly som ikke krysser lydens hastighet, dannes den divergerende delen av en kjegle som stikker ut. Dette systemet er selvtilpasning.
Hvis flyet bruker en etterbrenner, brukes en hals med en foranderlig diameter for å regulere strømningen.

Luftinntak

For at turbojet skal fungere riktig, må hastigheten på luftstrømmen ved innløpet til kompressoren være lik ca. 600 km / t (Mach 0,5). Hvis flyet flyr under denne hastigheten, må luftinntaket være en konvergerende dyse, utover denne hastigheten må luftinntaket være en divergerende dyse.

For å oppnå en geometri som svarer til disse forskjellige behovene, brukes mobile elementer: variable seksjoner med rampe eller sentral kropp (mus) endrer profilen til luftinntaket.
Når flyet kjører med supersonisk hastighet, er geometrien til luftinntaket tilpasset en Laval-dyse. Den innkommende luftstrømmen reduseres først i en konvergerende seksjon til den når Mach 1 i nakken, deretter fortsetter retardasjonen i en divergerende seksjon til hastigheten synker til Mach 0,5.
Når flyet står stille, fører økningen i motorhastighet naturlig til separasjon av luftstrømmene og derfor en reduksjon i inntakets effektivitet. For å begrense dette fenomenet åpnes luker på siden av innløpsdysen for å tillate ekstra luft å komme inn.

Merknader og referanser

Richard Nakka likning 12.
Robert Braeuning's ligning 1.22.
(in) George P Sutton og Oscar Biblarz, Rocket Propulsion Elements: en introduksjon til konstruksjon av raketter , New York / Brisbane etc., Wiley-Interscience ,1992, 6 th ed. , 636 s. ( ISBN 0-471-52938-9 )
D. Marty s. 110
D. Marty s. 71-72
John Gary Landry, "Nozzle Flow with Vibrational Nonequilibrium", Rapport NASA-CR-199948, 1995 [1]
Sutton og Biblarz s. 75-85
Philippe Reijasse (ONERA), " Aerodynamikk av supersoniske dyser " ,28. november 2007, s. 46-48
Luca Boccaletto, Kontroll av dyseseparasjon . Analyse av oppførselen til en TOC-type dyse og definisjon av et nytt konsept: BOCCAJET (avhandlingsrapport) ,2011, 327 s. ( ISBN 978-0-387-98190-1 , leses online ) , s. 11
Philippe Reijasse (ONERA), " Aerodynamikk av supersoniske dyser " ,28. november 2007, s. 61-66
Philippe Reijasse (ONERA), " Aerodynamikk av supersoniske dyser " ,28. november 2007, s. 9

Bibliografi

Bøker med fokus på rakettmotorer

(i) George P Sutton og Oscar Biblarz, Rakettfremdrifts Elements 8 th edition , Hoboken, NJ, Wiley ,2010, 768 s. ( ISBN 978-0-470-08024-5 , les online )
(no) George P Sutton, historie med rakettmotorer med flytende drivstoff , American Institute of Aeronautics and astronautics,2006( ISBN 1-56347-649-5 )
(no) NASA, dyser med flytende rakettmotor , NASA,Juli 1976( les online )

Generelt arbeider med drift av bæreraketter

Philippe Couillard, bæreraketter og satellitter , Toulouse, Cépaduès,2005, 246 s. ( ISBN 2-85428-662-6 )
Daniel Marty, Romsystemer: design og teknologi , Paris / Milano / Barcelona, Masson,1994, 336 s. ( ISBN 2-225-84460-7 )