مترجم: حبیب الله علیخانی
منبع:راسخون
منبع:راسخون
موشک ها عموماً دارای دو سیستم پیشرانش هستند که به نوع سوخت وابسته می باشد: این سوخت می تواند جامد یا مایع باشد. راکت هایی که از پیشرانه های سوخت جامد استفاده می کنند، عموماً موتور (Motor) نامیده می شوند در حالی که سیستم های با سوخت مایع ماشین (engine) نامیده می شوند. هر سیستم دارای مزیت ها و محدودیت های خاص خود می باشد. این مزیت ها و محدودیت ها بر روی استفاده، ذخیره سازی و کارایی و هزینه های عملیاتی مربوط به حفظ و نگهداری آنها، مؤثر است. هر سیستم دارای تجهیزات جانبی مربوط به خود می باشند مثلا سیستم تحویل سوخت یا پیشرانه ها و همچنین بخش اکسیژن رسان. سیستم پیشرانه اجازه می دهد تا موشک نیروی لازمه برای فایق آمدن بر جاذبه را بدست آورد. این فشار یا نیروی لازمه موجب می شود تا سرعت وسیله در فضا افزایش یابد. اگر راکت بتواند نیروی رانشی بیشتری برای موشک فراهم آورد، موجب می شود تا موشک اتمسفر را رها کند و بر گرانش پیروز شود. نسبت پیشرانش به وزن، سرعت موشک، برد و مسیر پرواز آن را تعیین می کند. نسبت پیشرانش به وزن برای شاتل فضایی در حدود 1.6 است و برای موشک های بالستیک قاره پیما ، این نسبت تقریبا 1.2 است. بسته به سیستم پیشرانش موشک، میزان بار مؤثر نیز می تواند تغییر کند. افزایش پیشرانش می تواند موجب بهبود میزان بار مؤثر و یا برد وسیله شود. اگر سیستم پیشرانش موشک بتواند رانش مؤثری برای موشک مهیا کند، سپس می تواند موشک را با سرعت بیشتری به جلو براند. این اثربخشی می تواند مزیت هایی از جمله کاهش هزینه و افزایش میزان بار مؤثر موشک، در خود داشته باشد. سیستم پیشرانش، سنگین ترین بخش هر موشک تلقی می شود. به طور نرمال، سوخت 93 % از وزن کل موشک را تشکیل می دهد. بدنه نیز دو حدود 7 درصد باقیمانده را تشکیل می دهد. از این میزان، 3 % مربوط به بار مؤثر (سری جنگی) می باشد.
سیستم های پیشرانش سوخت مایع پیچیده تر و هزینه ی آنها در طی سرویس دهی، بیشتر است. این نوع از موشک، شامل یک سری از سیستم ها مانند بخش ذخیره سازی اکسیدایزر، یک سیستم پمپ برای کشیدن سوخت و اکسید کننده از مخازن، یک محفظه ی احتراق که در آن سوخت و اکسید کننده مخلوط می شوند، یک نازل خروج گاز احتراق یافته برای ایجاد رانش، سیستم الکتریکی، یک سیستم جرقه زنی و یک سیستم لوله کشی، می باشد.
به طور نرمال، موشک های سوخت مایع از سوخت و اکسیدکننده ی مجزا استفاده می کنند که این سوخت و اکسید کننده، پس از مخلوط شدن، احتراق می یابند. اکسیدکنده، اکسیژن را برای سوختن سوخت، مهیا می کند. در واقع این مسئله در مواقعی ضرورت دارد که موشک در ارتفاع بالای جو قرار دارد. بسیاری از سوخت ها و اکسید کننده هایی که امروزه استفاده می شوند، فوق العاده حساس هستند. در صورتی که این سوخت ها با هم مخلوط شوند، به صورت شیمیایی واکنش می دهند و می سوزند و نیاز به وجود سیستم جرقه زنی برای انها وجود ندارد. برای مثال، ایالات متحده در موشک های قاره پیمای Titan، از دی اتیل هیدرازین و مونومتیل هیدرازین به عنوان سوخت و نیتروژن تتروکسید به عنوان اکسید کننده، استفاده می کند. سایر سوخت های مایع عبارتند از نفت چراغ، هیدروژن مایع و الکل. سیستم های پیشرانه ی موشکی همچنین از اکسیژن مایع به عنوان اکسید کننده، استفاده می کنند. در مورد موشک های تک مرحله ای، تانک اکسیژن در کف و تانک سوخت در بالای ان قرار دارد. این کار موجب کاهش مرکز گرانش موشک می شود. یک سیستم پیشرانش موشک معمولا از اکسیدکننده ی بیشتری استفاده می کند و این اکسید کننده از سوخت سنگین تر است. در موشک های چند مرحله ای، آرایش سوخت و اکسید کننده، برعکس است تا بدین صورت مرکز گرانش موشک، انتقال یابد. برخی از تانک ها، از فولاد ضد زنگ ساخته می شوند، در حالی که تانک های کوچک تر، از جنس صفحات آلومینیومی می باشند. به طور نرمال، فضایی میان مراحل مختلف موشک های بالستیک با سوخت مایع وجود دارد. این بخش ها برای قرارگیری تانک سوخت و اکسید کننده و قرارگیری سیستم های مکانیکی و الکتریکی مناسب می باشند.
بسیاری از انواع سوخت ها و اکسیدکننده ها، فرار و خورنده هستند. اکسیدکننده و سوخت در محفظه ی احتراق به صورت فیزیکی ترکیب می شوند. وقتی سوخت و اکسید کننده می سوزند، گازهای حاصل از احتراق از محفظه خارج می شود. فشار و دمای داخل این محفظه به دلیل وجود گازهای گرم، افزایش می یابد. این گاز انرژی جنبشی را افزایش می دهد و با عبور از نازل، موجب تولید نیروی رانشی می شود. یعنی خروج گاز نیروی رانش ایجاد می کند و بدین صورت، موشک در طول مسیر، حرکت می کند.
محفظه ی احتراق در یک سیستم با سوخت مایع، به صورت استوانه ای است. معمولاً این محفظه ی احتراق نیازمند حجم بالایی برای این مسئله است که سوخت و اکسید کننده ی با مقادیر مناسب ترکیب شوند و پس از سوختن، موجب مهیا نمودن مقادیر مناسبی از گازهای خروجی شوند. می توان این تصور را داشت که فشار و دمای بالا که دیواره ی محفظه ی احتراق و نازل خروج گاز تحمل می کند، به گونه ای بالاست که این بخش ها، باید در برابر آن تحمل داشته باشند. اگر کل سیستم خنک سازی نشود، اجزای فلزی ممکن است ذوب شوند و کل محفظه ی احتراق و سایربخش های حیاتی دیگر مربوط به سیستم احتراق از بین رود. یک روش ابداعی، که بوسیله ی طراحان موشک پیشنهاد شده است، سرد کردن با استفاده از مایع ورودی (regenerative cooling) می باشد. در این فرایند، سوخت مایع از نزدیکی دیواره ی احتراق، محفظه ی گازهای تولیدی و سایر نواحی حساس، حرکت می کند. این فرایند سیستم را از دمای 5000 فارنهایت (2760 درجه ی سانتیگراد) خنک سازی می کند و همچنین موجب گرم شدن سوخت و مهیا نمودن آن برای انجام واکنش احتراق می شود.
میزان رانش، به چندین وضعیت وابسته است. اولاً اندازه ی ناحیه ی احتراق برای سوخت که تعیین کننده ی میزان و جرم گاز تولیدی است. دوماً طول زمانی که سوخت می سوزد نیز بر روی نحوه ی رانش اثرگذار است. سوم اینکه، نسبت سوخت به اکسید کننده، به طور مستقیم بر روی میزان و دمای گاز خروجی اثرگذار است. چهارم اینکه شیب نازل خروجی می تواند بر روی جهت گیری و تمرکز گاز خروجی، اثرگذار باشد.
وقتی خدمه پرتاب را آغاز می کنند، یک پیشرانش با سوخت مایع باید بواسطه ی یک جریان بالا از سوخت و اکسید کننده، ایجاد شود که این کار از طریق پمپ شدن این سوخت به داخل محفظه ی احتراق، انجام می شود. سیستم پمپ از یک منبع انرژی مستقل استفاده می کند و معمولا دو پمپ وجود دارد. این پمپ ها سخت و اکسیدکننده را به صورت مجزا و از طریق لوله های موجود انتقال می دهند. قطعات پمپ از یک ایمپلر، چرخ توربینی و یک دنده استفاده می کنند که به ایمپلر و چرخ توربین، متصل است. توان مربوط به سیستم پمپ از یک ژنراتور گازی ایجاد می وشد که از سوخت و اکسید کننده برای تولید گاز با فشار بالا استفاده می کند. این مسئله موجب می شود تا سوخت به سمت ناحیه ی مخلوط شدن در داخل محفظه ی احتراق، کشیده شود. مقادیری از سوخت ها و مواد اکسید کننده ممکن است دوباره به تانک ها ذخیره سازی مربوطه بازگشت داده شوند تا بدین صورت فشار موجود در فرایند حفظ شود. این عمل کمک می کند تا جریان موجود سوخت در داخل سیستم پمپ، حفظ شود. یک شارژ اولیه و یا یک وسیله، برای تأمین توان پمپ استفاده می شود و این بخش کمک می کند تا عمل پمپ شروع شده و سوخت و اکسید کننده وارد محفظه ی احتراق شوند. ژنراتور گازی در صورتی کار می کند که سوخت و گاز موجود باشد (شکل 1).
وقتی موشک در مسیر پرتاب خود است، این موشک ممکن است از سطوح کنترل ایرودینامیکی مانند پره ها، تغییرات جهتی پیدا کند. به هر حال، این سیستم کنترلی می تواند به آهستگی اثر بخشی خود را از دست دهد. در واقع اثر این عوامل در ارتفاع های بیشتر، کمتر است. برخی از موشک ها، از پره های خروجی گاز حاصل از احتراق، برای انحراف گاز خروجی استفاده می کنند، در حالی که سایر موشک ها، از راکت های دوقابه برای جهت دهی گازهای خروجی در جهت خاص، استفاده می کنند.
یکی دیگر از گزینه های رانش ترکیب سوخت و اکسید کننده در مخلوطی جامد است. این سیستم یک جایگزین با هزینه ی پایین تر است که مشکلات مربوط به ذخیره سازی سوخت و اکسیدکننده، پمپاژ، ساختار داخلی و استفاده از مواد خورنده، را ندارد. مخلوط سوخت و اکسید کننده، منفجر می شوند و با نرخ نسبتاً ثابتی، می سوزند، مگر آنکه طراحی ها از اصلاح کننده ی سوخت، کمک گرفته باشند. برخلاف سیستم سوخت مایع که در آن، نرخ سوختن بوسیله ی نرخ پمپاز سوخت و اکسید کننده، کنترل می شود، در سیستم سوخت جامد، نرخ سوختن بوسیله ی سطح پیش رانه ی قرار گرفته در حالت احتراق، کنترل می شود. نرخ سوختن همچنین به اندازه و شکل ماده، ترکیب سوخت، دمای محفظه ی احتراق، سرعت گازهای احتراق در نزدیکی سطح سوختن، کیفیت سوخت و فشار، وابسته می باشند. موشک های سوخت جامد، به طور نرمال، نیازمند یک ساختار سنگین تر و مقاوم تر نسبت به فشارهای بالایی می باشند که مدت زمان های کوتاه به محفظه ی احتراق وارد می شود.
سیستم رانش سوخت جامد، شامل پیشران، محفظه ی احتراق، یک سیستم جرقه زنی و نازل خروجی می باشد. پیشران در داخل محفظه ی احتراق قرار دارد. محفظه ی احتراق سوخت جامد می تواند بزرگتر از محفظه های مورد استفاده در سیستم های سوخت مایع باشد. همچنین وسایلی برای به دام انداختن و جلوگیری از سوختن سوخت و همچنین تجهیزان بسته شدن نازل خروجی و کاهش میزان رانش نیز در این ساختار، قرار دارد. سیستم سوخت جامد از یک مخلوط شیمیایی استفاده می کند که شامل سوخت و اکسید کننده است. برای مثال، Minuteman III که ساخت ایالات متحده ی آمریکاست، از سوخت جامدی بر پایه ی اکریلیک اسید و اکسید کننده ای بر پایه ی آمونیوم پرکولات و آلومینیوم، بهره می برد.
سوخت جامد به صورت یک بلوک یک تکه ریخته گری می شود. به هر حال، این بخش ریخته گری شده، دارای یک سوراخ و یا یک تورفتگی در کف خود می باشد. این سوراخ راهی برای کنترل شکل سطح سوختن، نرخ آتش گرفتن و میزان رانش ایجاد شده است. این سوراخ می تواند شکلی ستاره ای ، میله ای و یا تبوبی داشته باشد. این اشکال سوراخ بر روی نرخ و سطح ناحیه ی در حال سوختن، مؤثر می باشند. به طور عکس، یک موتور راکت چند روزنه ای دارای نرخ افزایشی در مورد سوختن سوخت می باشد که این مسئله موجب کاهش سریع مساحت سطح سوختن می باشد. کاهش در سطح سوختن و رانش ایجاد شده، موجب کاهش در میزان گاز خروجی می شود و بدین صورت، موجب کاهش در خروجی کل فشار گاز خروجی از سیستم می شود. قطعه ریخته گری شده، ممکن است یک سوراخ داشته باشد که در کل سیستم سوخت، وجود دارد. این بخش در حقیقت می تواند موجب می شود تا سطح سوختن افزایش یابد. در داقع چندین سوراخ در میان این بخش ریخته گری شده، قرار دارد که وظیفه ی آن، رهایش تنش های داخلی است (شکل 2).
n="center">
سیستم های پیشرانش سوخت مایع پیچیده تر و هزینه ی آنها در طی سرویس دهی، بیشتر است. این نوع از موشک، شامل یک سری از سیستم ها مانند بخش ذخیره سازی اکسیدایزر، یک سیستم پمپ برای کشیدن سوخت و اکسید کننده از مخازن، یک محفظه ی احتراق که در آن سوخت و اکسید کننده مخلوط می شوند، یک نازل خروج گاز احتراق یافته برای ایجاد رانش، سیستم الکتریکی، یک سیستم جرقه زنی و یک سیستم لوله کشی، می باشد.
به طور نرمال، موشک های سوخت مایع از سوخت و اکسیدکننده ی مجزا استفاده می کنند که این سوخت و اکسید کننده، پس از مخلوط شدن، احتراق می یابند. اکسیدکنده، اکسیژن را برای سوختن سوخت، مهیا می کند. در واقع این مسئله در مواقعی ضرورت دارد که موشک در ارتفاع بالای جو قرار دارد. بسیاری از سوخت ها و اکسید کننده هایی که امروزه استفاده می شوند، فوق العاده حساس هستند. در صورتی که این سوخت ها با هم مخلوط شوند، به صورت شیمیایی واکنش می دهند و می سوزند و نیاز به وجود سیستم جرقه زنی برای انها وجود ندارد. برای مثال، ایالات متحده در موشک های قاره پیمای Titan، از دی اتیل هیدرازین و مونومتیل هیدرازین به عنوان سوخت و نیتروژن تتروکسید به عنوان اکسید کننده، استفاده می کند. سایر سوخت های مایع عبارتند از نفت چراغ، هیدروژن مایع و الکل. سیستم های پیشرانه ی موشکی همچنین از اکسیژن مایع به عنوان اکسید کننده، استفاده می کنند. در مورد موشک های تک مرحله ای، تانک اکسیژن در کف و تانک سوخت در بالای ان قرار دارد. این کار موجب کاهش مرکز گرانش موشک می شود. یک سیستم پیشرانش موشک معمولا از اکسیدکننده ی بیشتری استفاده می کند و این اکسید کننده از سوخت سنگین تر است. در موشک های چند مرحله ای، آرایش سوخت و اکسید کننده، برعکس است تا بدین صورت مرکز گرانش موشک، انتقال یابد. برخی از تانک ها، از فولاد ضد زنگ ساخته می شوند، در حالی که تانک های کوچک تر، از جنس صفحات آلومینیومی می باشند. به طور نرمال، فضایی میان مراحل مختلف موشک های بالستیک با سوخت مایع وجود دارد. این بخش ها برای قرارگیری تانک سوخت و اکسید کننده و قرارگیری سیستم های مکانیکی و الکتریکی مناسب می باشند.
بسیاری از انواع سوخت ها و اکسیدکننده ها، فرار و خورنده هستند. اکسیدکننده و سوخت در محفظه ی احتراق به صورت فیزیکی ترکیب می شوند. وقتی سوخت و اکسید کننده می سوزند، گازهای حاصل از احتراق از محفظه خارج می شود. فشار و دمای داخل این محفظه به دلیل وجود گازهای گرم، افزایش می یابد. این گاز انرژی جنبشی را افزایش می دهد و با عبور از نازل، موجب تولید نیروی رانشی می شود. یعنی خروج گاز نیروی رانش ایجاد می کند و بدین صورت، موشک در طول مسیر، حرکت می کند.
محفظه ی احتراق در یک سیستم با سوخت مایع، به صورت استوانه ای است. معمولاً این محفظه ی احتراق نیازمند حجم بالایی برای این مسئله است که سوخت و اکسید کننده ی با مقادیر مناسب ترکیب شوند و پس از سوختن، موجب مهیا نمودن مقادیر مناسبی از گازهای خروجی شوند. می توان این تصور را داشت که فشار و دمای بالا که دیواره ی محفظه ی احتراق و نازل خروج گاز تحمل می کند، به گونه ای بالاست که این بخش ها، باید در برابر آن تحمل داشته باشند. اگر کل سیستم خنک سازی نشود، اجزای فلزی ممکن است ذوب شوند و کل محفظه ی احتراق و سایربخش های حیاتی دیگر مربوط به سیستم احتراق از بین رود. یک روش ابداعی، که بوسیله ی طراحان موشک پیشنهاد شده است، سرد کردن با استفاده از مایع ورودی (regenerative cooling) می باشد. در این فرایند، سوخت مایع از نزدیکی دیواره ی احتراق، محفظه ی گازهای تولیدی و سایر نواحی حساس، حرکت می کند. این فرایند سیستم را از دمای 5000 فارنهایت (2760 درجه ی سانتیگراد) خنک سازی می کند و همچنین موجب گرم شدن سوخت و مهیا نمودن آن برای انجام واکنش احتراق می شود.
وقتی خدمه پرتاب را آغاز می کنند، یک پیشرانش با سوخت مایع باید بواسطه ی یک جریان بالا از سوخت و اکسید کننده، ایجاد شود که این کار از طریق پمپ شدن این سوخت به داخل محفظه ی احتراق، انجام می شود. سیستم پمپ از یک منبع انرژی مستقل استفاده می کند و معمولا دو پمپ وجود دارد. این پمپ ها سخت و اکسیدکننده را به صورت مجزا و از طریق لوله های موجود انتقال می دهند. قطعات پمپ از یک ایمپلر، چرخ توربینی و یک دنده استفاده می کنند که به ایمپلر و چرخ توربین، متصل است. توان مربوط به سیستم پمپ از یک ژنراتور گازی ایجاد می وشد که از سوخت و اکسید کننده برای تولید گاز با فشار بالا استفاده می کند. این مسئله موجب می شود تا سوخت به سمت ناحیه ی مخلوط شدن در داخل محفظه ی احتراق، کشیده شود. مقادیری از سوخت ها و مواد اکسید کننده ممکن است دوباره به تانک ها ذخیره سازی مربوطه بازگشت داده شوند تا بدین صورت فشار موجود در فرایند حفظ شود. این عمل کمک می کند تا جریان موجود سوخت در داخل سیستم پمپ، حفظ شود. یک شارژ اولیه و یا یک وسیله، برای تأمین توان پمپ استفاده می شود و این بخش کمک می کند تا عمل پمپ شروع شده و سوخت و اکسید کننده وارد محفظه ی احتراق شوند. ژنراتور گازی در صورتی کار می کند که سوخت و گاز موجود باشد (شکل 1).
وقتی موشک در مسیر پرتاب خود است، این موشک ممکن است از سطوح کنترل ایرودینامیکی مانند پره ها، تغییرات جهتی پیدا کند. به هر حال، این سیستم کنترلی می تواند به آهستگی اثر بخشی خود را از دست دهد. در واقع اثر این عوامل در ارتفاع های بیشتر، کمتر است. برخی از موشک ها، از پره های خروجی گاز حاصل از احتراق، برای انحراف گاز خروجی استفاده می کنند، در حالی که سایر موشک ها، از راکت های دوقابه برای جهت دهی گازهای خروجی در جهت خاص، استفاده می کنند.
یکی دیگر از گزینه های رانش ترکیب سوخت و اکسید کننده در مخلوطی جامد است. این سیستم یک جایگزین با هزینه ی پایین تر است که مشکلات مربوط به ذخیره سازی سوخت و اکسیدکننده، پمپاژ، ساختار داخلی و استفاده از مواد خورنده، را ندارد. مخلوط سوخت و اکسید کننده، منفجر می شوند و با نرخ نسبتاً ثابتی، می سوزند، مگر آنکه طراحی ها از اصلاح کننده ی سوخت، کمک گرفته باشند. برخلاف سیستم سوخت مایع که در آن، نرخ سوختن بوسیله ی نرخ پمپاز سوخت و اکسید کننده، کنترل می شود، در سیستم سوخت جامد، نرخ سوختن بوسیله ی سطح پیش رانه ی قرار گرفته در حالت احتراق، کنترل می شود. نرخ سوختن همچنین به اندازه و شکل ماده، ترکیب سوخت، دمای محفظه ی احتراق، سرعت گازهای احتراق در نزدیکی سطح سوختن، کیفیت سوخت و فشار، وابسته می باشند. موشک های سوخت جامد، به طور نرمال، نیازمند یک ساختار سنگین تر و مقاوم تر نسبت به فشارهای بالایی می باشند که مدت زمان های کوتاه به محفظه ی احتراق وارد می شود.
سیستم رانش سوخت جامد، شامل پیشران، محفظه ی احتراق، یک سیستم جرقه زنی و نازل خروجی می باشد. پیشران در داخل محفظه ی احتراق قرار دارد. محفظه ی احتراق سوخت جامد می تواند بزرگتر از محفظه های مورد استفاده در سیستم های سوخت مایع باشد. همچنین وسایلی برای به دام انداختن و جلوگیری از سوختن سوخت و همچنین تجهیزان بسته شدن نازل خروجی و کاهش میزان رانش نیز در این ساختار، قرار دارد. سیستم سوخت جامد از یک مخلوط شیمیایی استفاده می کند که شامل سوخت و اکسید کننده است. برای مثال، Minuteman III که ساخت ایالات متحده ی آمریکاست، از سوخت جامدی بر پایه ی اکریلیک اسید و اکسید کننده ای بر پایه ی آمونیوم پرکولات و آلومینیوم، بهره می برد.
سوخت جامد به صورت یک بلوک یک تکه ریخته گری می شود. به هر حال، این بخش ریخته گری شده، دارای یک سوراخ و یا یک تورفتگی در کف خود می باشد. این سوراخ راهی برای کنترل شکل سطح سوختن، نرخ آتش گرفتن و میزان رانش ایجاد شده است. این سوراخ می تواند شکلی ستاره ای ، میله ای و یا تبوبی داشته باشد. این اشکال سوراخ بر روی نرخ و سطح ناحیه ی در حال سوختن، مؤثر می باشند. به طور عکس، یک موتور راکت چند روزنه ای دارای نرخ افزایشی در مورد سوختن سوخت می باشد که این مسئله موجب کاهش سریع مساحت سطح سوختن می باشد. کاهش در سطح سوختن و رانش ایجاد شده، موجب کاهش در میزان گاز خروجی می شود و بدین صورت، موجب کاهش در خروجی کل فشار گاز خروجی از سیستم می شود. قطعه ریخته گری شده، ممکن است یک سوراخ داشته باشد که در کل سیستم سوخت، وجود دارد. این بخش در حقیقت می تواند موجب می شود تا سطح سوختن افزایش یابد. در داقع چندین سوراخ در میان این بخش ریخته گری شده، قرار دارد که وظیفه ی آن، رهایش تنش های داخلی است (شکل 2).
n="center">
ادامه دارد...
منبع مقاله :
Thunder over the horizon/ Clayton K.S. Chun
