آغاز عصر فضا را می‌توان به نوعی محصول پیشرفت بشر در طراحی و تولید موتورهای سوخت مایع دانست. اولین پرتابگرهای شوروی و آمریکا همه از موتورهای سوخت مایع استفاده می‌کردند. این نوع موتورها از فناوری طراحی و ساخت بسیار بالایی برخوردار بودند. آنها معمولاً از دو جزء تفکیک‌شده اکسیدکننده و احیاشونده مایع، به عنوان پیشران استفاده می‌کنند. امروزه موتورهای سوخت جامد تا حد زیادی جای موتورهای سوخت مایع را گرفته‌اند.
موتور پیشران مایع، موتوری است که عمل احتراق شیمیایی در آن با استفاده از یک یا چند ماده اکسیدکننده و احیاشونده مایع، انجام می‌پذیرد. مجموعه این احیاشونده (سوخت) و اکسیدکننده، در اصطلاح پیشران نامیده می‌شوند. این پیشران به صورت تفکیک‌شده، در مخازنی در موشک پرتابگر ذخیره و نگهداری می‌شود و هنگام روشن شدن راکت، به محفظه احتراق تزریق شده و باعث ایجاد احتراق و تولید نیروی رانش می‌شود [1]. کنستانتین تسیلکوفسکی روسی، پدر علوم راکتی، اولین کسی بود که اصول راکت‌های پیشران مایع را در کتاب خود تحت عنوان تحقیق و بررسی پیرامون فضای بین‌سیاره‌ای با استفاده از وسایل عکس‌العملی، در سال 1896، مطرح کرد.
سال‌ها بعد و بر پایه همین تئوری‌ها برای اولین بار رابرت گودارد آمریکایی در 16 مارس 1926، یک راکت سوخت مایع را آزمایش کرد که توانست طی 5/2 ثانیه پرواز، حدود 40 پا از زمین بلند شود [2،3]. موشک وی2 ارتش آلمان (تصویر2) در جنگ جهانی دوم اولین نمونه عملیاتی و کاربردی یک راکت پیشران مایع به عنوان موتور یک موشک بود. سوخت این راکت ساده، الکل و ماده اکسیدکننده آن، اکسیژن مایع بود [4].
صویر 1- اولین موتور راکتی پیشران مایع جهان که در سال 1926 توسط رابرت گودارد ساخته شد.
موتورهای پیشران مایع از 5 بخش اصلی تشکیل شده‌اند که عبارتند از:
مخازن سوخت و اکسیدکننده
مخازنی هستند تعبیه شده در خارج از موتور که پیشران‌های مایع در داخل آنها نگهداری می‌شوند. در واقع این مخازن را بیشتر می‌توان جزئی از موشک پرتابگر به حساب آورد تا خود موتور پیشران مایع. از آنجایی که معمولاً پیشران‌ها فشار بسیار بالا و دمای خیلی پایینی دارند، و از طرفی وزن این مخازن لازم است تا حتی‌الامکان کمتر باشد، طراحی آنها بسیار مشکل و با ملاحظات فراوانی همراه است. معمولاً یک نوع گاز که با مایع سوخت یا اکسیدکننده به هیچ‌وجه واکنش نمی‌دهد، با فشار بالا به داخل این مخازن تزریق می‌شود تا نوعی فشار پشت‌دستی را برای هدایت هرچه بیشتر پیشران‌ها پدید آورد.
توربوپمپ
این زیرسامانه پیشران‌های مایع را از مخازن مکیده و با فشار و دبی مناسب به سمت محفظه احتراق هدایت می‌کند. به تعبیری می‌توان توربوپمپ را قلب یک موتور پیشران مایع دانست. برای هر یک از اکسیدکننده و سوخت، توربوپمپ‌های جداگانه‌ای به کار می‌رود. انرژی توربوپمپ‌ها معمولاً از یک مولد گاز و توربین تامین می‌شود. بخشی از سوخت و اکسیدکننده درمسیر محفظه احتراق وارد این مولد گاز می‌شوند و با پس از واکنش گازهایی را حاصل می‌کنند که باعث کار توربین و به تبع آن توربوپمپ‌ها می‌شود. البته لازم به ذکر است در برخی از موتورهای پیشران مایع کوچک‌تر (که البته در صنعت فضایی کاربرد ندارند)، پیشران‌ها با همان فشار پشت‌دستی مخازن به داخل محفظه احتراق تزریق می‌شوند و نیازی به توربوپمپ نیست [1]. در موتورهای پیشران مایع که در مراحل بالایی پرتابگرها استفاده می‌شوند و همچنین در موتورهای پیشران مایع فضایی، که در ماهواره‌ها و فضاپیماها برای کنترل و تغییر مسیر استفاده می‌شوند، نیز به دلیل فشار کمتر محفظه احتراق، در بسیاری موارد توربوپمپ وجود نداشته و سامانه با فشار پشت‌دستی محفظه‌های پیشران کار می‌کند. به لحاظ مهندسی اگر فشار محفظه احتراق کمتر از 30 بار باشد، استفاده از توربوپمپ توجیهی ندارد.
تزریقگر (تصاویر 3 و 4)
|
|
محفظه احتراق (تصویر 5)
محفظه احتراق محلی است که در آن سوخت و اکسیدکننده پس از عبور از تزریقگر با یکدیگر مخلوط شده و طی یک واکنش شیمیایی مشتعل می‌شوند. محفظه‌های احتراق موتورهای پیشران مایع دما و فشارهای بسیار بالایی را تحمل می‌کنند. محفظه‌های احتراق پیشرفته امروزی تا فشار 400 بار را هم تحمل می‌کنند [1]. در حالی که در دهه 50 و 60 حداکثر این مقدار حدود 110 بار بود [4]. فشار محفظه احتراق، پایه‌ای‌ترین عامل در طراحی و تعیین ویژگی‌های سایر قسمت‌های یک موتور پیشران مایع است.
نازل (تصویر5)
بخش انتهایی موتور پیشران مایع است که گازهای بسیار داغ و پر سرعتی که از محفظه احتراق خارج می‌شوند را به فضای بیرون هدایت می‌کند. انتقال مومنتوم این گازهای داغ خروجی بخشی از نیروی رانش راکت را ایجاد می‌کند. نازل نیز به لحاظ طراحی و فناوری ساخت یکی از قسمت‌های بسیار پیچیده موتور پیشران مایع محسوب می‌شود.
ویر 6- نحوه ارتباط بخش‌های یک موتور راکتی پیشران مایع
|
موتورهای پیشران مایع را مانند هر سامانه مهندسی دیگر، می‌توان بر اساس معیارهای مختلفی دسته‌بندی کرد. معیارهای از قبیل: نوع پیشران، نسل، مرحله مورد استفاده در پرتابگر، مقدار نیروی رانش و غیره. اما پایه‌ای‌ترین و دقیق‌ترین دسته‌بندی به لحاظ طراحی- مهندسی، تقسیم این موتورها به دو دسته سیکل باز و سیکل بسته است. همان‌گونه که پیشتر ذکر شد، توربوپمپ‌ها انرژی خود را از یک مجموعه مولد گاز و توربین دریافت می‌کنند. اساس این نوع تقسیم‌بندی، نحوه استقرار این مولد گاز و توربین در سامانه است:
در این نوع موتورها مولد گاز بخش کوچکی از سوخت و اکسیدکننده را دریافت کرده، توربین را به گردش واداشته و در نهایت محصولات احتراق آن از یک نازل کوچک فرعی خارج می‌شوند.
در این نوع موتور، بخش بزرگی از سوخت یا اکسیدکننده وارد مولد گاز شده و توربین را به حرکت در می‌آورند. سپس گازهای خروجی از توربین که هنوز دارای مقدار زیادی سوخت یا اکسیدکننده هستند، از یک مسیر خاص وارد محفظه احتراق اصلی راکت می‌شوند. اصولاً سامانه‌های سیکل بسته بازده بیشتری دارند و موتورهای پیشران مایع پیشرفته‌تر از این نوع استفاده می‌کنند.
|
|
مزایا و معایب موتورهای پیشران مایع در مقایسه با موتورهای پیشران جامد پایه‌ای‌ترین تفاوت به لحاظ طراحی- مهندسی بین موتورهای پیشران مایع و جامد در این است که در موتورهای پیشران مایع، نیروی رانش کمتر اما در مدت زمان بیشتر تولید می‌شود. اما در موتورهای پیشران جامد، نیروی پیشران بیشتری در مدت زمان کمتری تولید می‌شود. به همین دلیل است که در بسیاری از پرتابگرهای معروف (به‌ویژه در غرب)، معمولاً موتورهای پیشران جامد به صورت بوسترهایی هستند که در مرحله اول پرتاب به کمک پرواز پرتابگر می‌آیند. در این پرتابگرها موتور اصلی در واقع موتور پیشران مایعی است که بعد از بوسترها به صورت کامل و با تمام توان روشن می‌شود و پرتابگر را در طول مسیر خود می‌راند. سامانه پرتاب شاتل فضایی نمونه‌ای از این مورد است. یکی از مزایای اصلی موتورهای پیشران مایع نسبت به پیشران جامد، قابلیت کنترل به نسبت راحت نیروی رانش در آنهاست. به بیان دیگر، در موتورهای پیشران مایع، نیروی رانش را می‌توان با تغییر نسبت اختلاط اجزای پیشران، تقریباً مشابه تغییر سرعت با استفاده از پدال گاز در اتومبیل، کنترل کرد؛ امری که در موتورهای اولیه پیشران جامد امکان‌پذیر نبود. البته در سال‌های اخیر با پیشرفت فناوری کنترل نیروی رانش در موتورهای پیشران جامد، این ویژگی موتورهای پیشران مایع قدری کم‌رنگ شده است. یکی دیگر از مزایای موتورهای پیشران مایع، فناوری به نسبت قابل اعتماد آنهاست. این بدین معنا نیست که سامانه آنها از پیچیدگی و حساسیت کمتری نسبت به موتورهای پیشران جامد برخوردار است. این مزیت را فقط به دلیل قدیمی‌تر بودن و آزمایش پس‌داده‌تر بودن انواع شناخته‌شده آنها می‌توان به موتورهای پیشران مایع نسبت داد. همان‌گونه که اشاره شد، موتورهای پیشران مایع با آغاز عصر فضا به کار گرفته شدند و تا سال‌های متمادی، بیشتر پرتابگرها از این نوع پیشران استفاده می‌کردند. امروزه، این ویژگی موتورهای پیشران مایع نیز دیگر منحصر به‌فرد محسوب نمی‌شود. عیب بزرگ موتورهای پیشران مایع، بازرسی، نگهداری و عملیات آماده‌سازی بسیار مشکل آنهاست که هزینه‌های آنها را بالا می‌برد. همچنین پیچیده‌تر بودن زیرسامانه‌های این نوع موتور باعث افزایش هزینه و قیمت آنها می‌شود. از این رو، دنیای صنعت فضایی در طی چند دهه اخیر بیشتر به سمت موتورهای پیشران جامد روی آورده است که عموماً کم‌هزینه‌تر و دارای عملیاتی بسیار ساده‌‌تر هستند.
|
|
مثالی از نحوه عملکرد یک موتور پیشران مایع موتور سوخت مایع آردی- 107، یکی از اولین موتورهای موشکی اتحاد جماهیر شوروی است که کار طراحی آن از سال‌های اولیه دهه 50 میلادی شروع شد و در سال 1957، به صورت کاملاً عملیاتی درآمد [2]. این شاهکار مهندسان صنعت هوافضای شوروی از نوع سیکل باز و دارای قابلیت اطمینان و کارآیی بسیار بالایی بود، به طوری که انواعی از آن تا اوایل دهه 90 نیز در پرتابگرهای مختلف مورد استفاده قرار می‌گرفت. این موتور پیشران مایع، دارای چهار مجموعه مستقل محفظه احتراق و نازل اصلی و همچنین دو مجموعه محفظه و نازل فرعی (جهت کنترل وضعیت موشک) بود که هر شش مورد از یک توربوپمپ تغذیه می‌شدند. نوع بهینه‌سازی شده این موتور، آردی- 108 نام داشت. این موتور دو مجموعه نازل و محفظه احتراق فرعی از نوع اولیه خود بیشتر داشت که البته آنها هم از یک توربوپمپ واحد تغذیه می‌شدند. این نوع بهینه‌سازی شده معمولاً در مرحله دوم پرتابگرها استفاده می‌شد، لذا نازل‌های آن به لحاظ ابعاد و اندازه قدری از آردی- 107 بزرگ‌تر بود. به واقع می‌توان گفت عصر فضا با ساخت این خانواده موتور آغاز شد. نقشه ساده شده این موتور در تصویر شماره 7 آمده است.
با توجه به تصویر 7، مراحل و نحوه کار موتور، در ادامه ارائه می‌شود:
1- با صدور سیگنال روشن شدن، شیر شماره 1 باز می‌شود و گاز هلیوم تحت فشار پس از عبور از رگلاتورهایR2 و R3 به مخازن سوخت و اکسیدکننده وارد می‌شود و با ایجاد فشار پشت‌دستی بالا، مایعات پیشران را به سمت توربوپمپ‌ها روانه می‌کند. 2- شیرهای دیافراگمی 3 و 4 باز شده و سوخت و اکسیدکننده به پمپ‌ها وارد می‌شوند. 3- مولد گاز پیشران جامد، توربین را راه می‌اندازد و بدین‌وسیله پمپ‌ها شروع به کار می‌کنند. 4- شیرهای 5، 6، 7 و 8 باز می‌شوند. 5- قسمتی از سوخت و اکسیدکننده به طرف محفظه احتراق رفته و آتشزنه محفظه احتراق عمل می‌کند. همزمان قسمتی از آن پس از عبور از شیرهای 7 و 8 و تثبیت‌کنندهRf و پایدارکننده Sgg وارد مولد گاز می‌شود. 6- پس از مدت بسیار اندکی و با تمام شدن خرج جامد مولد گاز سوخت جامد، محصولات احتراق مولد گاز که حالا فعالیت خود را آغاز کرده است، توربین را به حرکت در می‌آورند. در این مرحله مولد گاز سوخت جامد از دور خارج شده است. 7- به طور همزمان، شیرهای 13 و 14 باز شده و مولد گاز کوچکی (غیر از مولد گاز اصلی که توربین را پشتیبانی می‌کند)، محصولات احتراق غنی از سوخت پرفشار خود را جهت تامین فشار پشت‌دستی و همچنین حرارت دادن به سوخت، به مخزن سوخت می‌فرستد. در محصولات احتراقی که به پشت‌دست مخزن اکسیدکننده وارد می‌شوند، باید مقادیر بسیار بسیار اندک و بی‌اثری از اکسیدکننده وجود داشته باشد. از این رو، در اصطلاح طراحی به آن غنی از سوخت گفته می‌شود. 8- به منظور بالا بردن دمای اکسیدکننده، قبل از رسیدن به محفظه احتراق، اکسیدکننده از طریق شیر 11 وارد یک مبدل حرارتی که در مسیر گازهای خروجی توربین قرار دارد می‌شود، حرارت گرفته و مجدداً به مخزن باز می‌گردد. گازهای خروجی توربین از طریق اگزوز خارج می‌شوند. 9- پایدارکننده‌هایScc وSgg برای پایدارسازی جریان‌های سوخت و اکسیدکننده قبل از ورود به محفظه احتراق و مولد گاز به کار می‌روند. پایدارکنندهها معمولاً فقط در مسیرهایی تعبیه می‌شوند که دبی جرمی کمتری از آنها عبور می‌کند. 10- تثبیت‌کننده جریان Rf که قبل از مولد گاز توربین قرار دارد، با تنظیم مقدار سوخت وارد شده به مولد و به تبع آن، تنظیم توان توربوپمپ، عملاً نقش تنظیم‌کننده نیروی پیشرانش (یا در اصطلاح عامیانه، دسته گاز) را در کل موتور ایفا می‌کند. 11- سوخت قبل از ورود به تزریقگر، با عبور از جداره نازل، حرارت گرفته و به خنک‌کاری نازل نیز کمک می‌کند. 12- پس از اتمام کار موتور و افت مشخص فشار محفظه احتراق، شیر شماره 2 باز می‌شود و نیتروژن مایع به داخل لوله‌های سوخت و اکسیدکننده جاری می‌شود و باقی‌مانده آنها را از طریق شیر شماره 12 خالی می‌کند. خاموش شدن موتور، عملیاتی کاملاً کنترل شده است و تصور اینکه موتور با تمام شدن سوخت و اکسیدکننده به طور خودبه‌خود خاموش شود، کاملاً اشتباه است. هر قدر خاموش شدن موتور (به‌ویژه در موتورهای چندمرحله‌ای) کنترل‌شده‌تر باشد، کنترل و دقت مراحل بعدی موشک پرتابگر بهتر صورت خواهد گرفت. 13- برخی مشخصات این موتور عبارتند از: فشار کاری محفظه احتراق: 5/58 اتمسفر، زمان کارکرد: 140 ثانیه، ایمپالس ویژه در سطح دریا/خلاء: 255 ثانیه/310 ثانیه، ایمپالس ویژه نازل خروجی مولد گاز: 45 ثانیه، دبی جرمی مولد گاز: 8/8 کیلوگرم بر ثانیه، نیروی پیشرانش در سطح دریا/خلاء: 1/82 تن/100 تن، سوخت: کروسین، اکسیدکننده: اکسیژن مایع
تصویر 8- مدلی از موتور پیشران مایع و سیکل باز آردی- 1 |
