دانشگاه آزاد اسلامی
واحد تهران جنوب
دانشکده فنی و مهندسی
سمینار برای دریافت درجه کارشناسی ارشد “M.Sc”
مهندسی شیمی-فرآیند
عنوان:
پيشرانه هاي موشكي مايع ، ژل و هيبريد
استاد راهنما:

نگارش:

آذر 1389
فهرست مطالبعنوان مطالبشماره صفحهچکیده1مقدمه2فصل اول) پيشرانهاي مايع51-1) تاریخچه پیشرا نه های مایع51-2) انواع پیشرانه ها ی مایع61-3) دسته بندی پیشرانه های مایع81-4) معایب پیشرانه های مایع81-5) مزایای پیشرانه های مایع10 1-6) معرفی انواع سوخت های مایع141-7) معرفی انواع اکسنده های مایع141-8) پارامترهای اساسی و معیار های مهم درارزیابی پیشرا نه های مایع141-9) معرفی برترین سوخت ها ی مایع141-10) معرفی برترین سوخت ها ی مایع151-11) معرفی برترین اکسنده های مایع171-12) روند توسعه پیشرانه های مایع در سیستم های موشکی18فصل دوم) پيشرانهاي ژل192-1) ژل چیست262-2) مزایا و معایب های پیشرانه های ژ ل درمقایسه با پیشرانه های مایع وجامد302-3) تاریخچه پیشرانه های ژل312-4) رئولوژی پیشرانه ژل312-5) شیمی ژل312-6) رئومتری(سیال سنجی)322-7) ژلنت ها342-8) جریان پیشرا نه های ژل392-9) پارامتر های مهم در ارز یابی پیشرانه های ژل41فهرست مطالبعنوان مطالبشماره صفحه2-10) مهمترین پیشرانه های ژل412-11) مهمترین اکسید کنند های ژل412-12) مهمترین ژل کننده ها43فصل سوم) پیشرانه های هیبریدی443-1) خط سیر توسعه پیشرا نهای هیبریدی453-2) تریبریدها463-3) مزایاومعایب سیستم های هیبریدی در مقایسه باسایر پیشرا نه ها49فصل چهارم) نتیجه گیری61مراجع لاتین64
فهرست جدول هاعنوان مطالبشماره صفحه2-1: خواص فیزیکی نمونه نفتی412-2: نتایج حاصل از سه آزمایش43

فهرست شکل هاعنوان مطالبشماره صفحه1-1 : عنصر هندسی71-2 : محاسبه ضریب خود نفوذی با استفاده از نمودار92-1 : سیستم Solvent-Heavy oil152-2 : نمایی از Visual cell182-3 : نمایی از سل حجم ثابت دکتر ریاضی192-4 : پارامترهای مربوط به شکل 3202-5 : تغییرات فشار بر حسب زمان262-6 : تغیرات ارتفاع بی بعد مایع با زمان در دمای8/37درجه سانتی گراد272-7 : تغییرات فشار بی بعد درحجم ثابت در8/37درجه سانتی گراد282-8 : ضریب نفوذ سیستم متان- پنتان در8/37درجه سانتی گراد برای فاز گاز ومایع292-9 : مقایسه ضریب نفوذ ماسبه شده از روش ریاضی با سار روش ها292-10 : شرایط استفاده شده در روش Zhang312-11 : داده های فشار – زمان برای سیستم نفت- دی اکسید کربن342-12 : داده های فشار – زمان برای سیستم نفت- متان352-13 : داده های فشار- زمان برای سیستم متان-نفت در صفحه نیمه لگاریتمی362-14 : داده های فشار- زمان برای سیستم دی اکسید کربن -نفت در صفحه نیمه لگاریتمی362- 15 : ضریب نفوذ سیستم نفت- دی اکسید کربن در فشارهای تعادلی مختلف 372- 16 : ضریب نفوذ سیستم نفت- متان در فشارهای تعادلی مختلف372-17 : : روش عددی سیستم دی اکسید کربن- نفت382-18 : رسم داده های روش عددی سیستم متان- نفت382-19 : مقایسه نتایج این روش با دیگر تحقیقات392-20 : نمایی از یک Blind Cell412-21 : فشار بر حسب زمان422-22 : نمایش داده ها در صفحه نیمه لگاریتمی422-23 : نتایج آزمایشگاهی در مشار 8 مگاپاسکال47
چکیده
منظوراز پیشرانه ها1 ،یک مخلوط شیمیایی است که شامل سوخت (احیا شونده) و اکسنده میباشد، پیشرا نه ها از جمله (مایع،ژل،هیبرید) به عنوان پیشرانه های دوجزیی2 یاد می شوند و عموماً پیشرا نه ها را به همین نام می شناسند و از این رو کمتر به نام پیشرا نه های تک جزیی3 تلقی می شوند.
از اين رو در دهه هاي اخير ،محققان سعي نمودند كه معروفترين و پيشرفته ترين پيشرانه هاي مايع و ژل و هيبريد را در زمينه پيشرانش هاي موشكي ارائه دهند كه شامل: خانواده آزيدها و آمينها و هيدازين ها بصورت مايع ،ژل و هيبريد مي باشند.
مقدمه
منظوراز پیشرانه ها4 ،یک مخلوط شیمیایی است که شامل سوخت (احیا شونده) و اکسنده میباشد، پیشرا نه ها از جمله (مایع،ژل،هیبرید) به عنوان پیشرانه های دوجزیی5 یاد می شوند و عموماً پیشرا نه ها را به همین نام می شناسند و از این رو کمتر به نام پیشرا نه های تک جزیی6 تلقی می شوند.
قابل ذکر است که لغت (PROPELLANT)، ازریشه ای (PROPEL) گرفته شده و به معنای حرکت دادن شی ءمی باشد.
پیشرا نه های موشکی (مایع،ژل،هیبرید) به دلیل طبیعی بودن شان ،ماده های پر انرژی هستندکه این عامل آنها را مخاطره آمیز می سازد. در بین پیشرا نه ها ، پیشرا نهای مایع دسته مهمی از پیشرانه های موشکی است که این امر بد لیل ویژگیهایی ، نظیر :ایمپا لس ویژه بالا ،قابلیت خاموش کردن و روشن کردن های مکرر موتور وامکان تغییر تراست ، امکان سرد کردن محفظه احتراق توسط پیشرا نه و….، می باشد که هنوز موشکهای مایع سوز در پروژه های موشکی و حمل ماهواره ،در بین سیستم های موشکی حرف اول می زند.
شایان ذکر است که محرکۀ راکت پیشرانه های مایع در حدود1 میلیون پوند نیرو تولید می کنند وبه همین خاطر موتورپیشرانه های مایع نسبت به موتور پیشرانه های جامد به مراتب دارای قدرت بیشتری است.ولی موتور سیستم های مایع سوز نسبت به موتور موشکهای سوخت جامد پیچید گی های بیشتری دارد ولذا هزینه تمام شده برای ساخت سیستم مایع سوز معمولاً بیشتر از سیستم های با سوخت جامد است.
پیشرا نهای مایع ،سیالهای عاملی7برای موتور های راکت می باشند.زمانی که این پیشرا نهادر محفظه احتراق راکت میسوزند ،تولید نیروی پیشران( تراست8 )می کنند و بعد ازآن گازهای داغی البته باسرعت بسیار زیاد از دماغۀ انتهایی (نازل) موشک خارج می شود.
قریب به 80 سال گذشته،محققان برای استفاده از پیشرا نه ها الگو ومعیار خاصی را نداشتند،واز این رو ازآنها به طور گسترده در دامنه وسیعی از زمینه های نظامی و فضایی استفاده می کردند.بطور مثال بعد از دهه ها تجربه عملی در سالهای بسیارپیشین ،یک ترکیب پیشرانه دوجین9 (دو گانه)برای پیشرا نش موتورراکت بوجو دآمد که در آن سالها مورد توجه محققان علوم فضایی بوده است .مانند: (اسید نیتریک 10واسید نیتریک قرمز دود کننده11) که جزء اکسنده ها می باشند بعد ها جای خودشان را به اکسنده های جدید نظیر(تترا اکسید نیتروژن12، پر اکسید هیدروژن13) دادند وهم چنین ،می توان گفت که بعضی از سوخت ها امروزه از آنها در عرصه کارهای نظامی ودفاعی استفاده نمی شود به مانند:اتر/ گازوییل، تولوئن ،که آنها از این رو جای خودشان را به سوخت های جدید نظیر(RP-1 )،دی متیل هیدرازین نا متقارن14 دادند.
علی رغم اینکه در همه پیشرا نه ها، یک رابطه و یا هما هنگی خاصی بین کیفیت خوب و کیفیت بد آنها وجود دارد ، این امر باعث می شود که این موادشیمیایی ازهمدیگر متمایز شوند. به این دلیل امروزه دانشمندان برای استفاده از هر پیشرانه محدویت ها و معیارهای را در نظر گرفته و مورد تست های آزمایشگاهی قرار داده اند تا مناسب ترین پیشرانه را کشف کنند تا بیشترین ایمپالس ویژه15 (ISP) که مهمترین پارامتر در ارزیابی های پیشرانه های برتر است را داشته باشند.
بیشتر ین ارزیابی ها توسط محققان در بین سالهای (1965تا 1933) انجام شده اند به طوری که، درکلیه کشور ها (1800تا2000) نوع پیشرا نه های مختلف تحت بررسی های آزمایشگاهی قرار گرفته اندوبیش از 300نوع ترکیب پیشرا نها دو گانه در محفظه های تراست کوچک تست شده اند.به طوری که درکشور هایی مانند: شوروی ،که تعداد نامعلومی از آنها بین سالهای(1945تا1970) بدست آمدند ودرآمریکا تقریباً 1300نوع پیشرانه بین سال های (1936 تا1970) شنا خته شده بودند.
برای سا بقۀ پیشرانه های خود مشتعل این طور می توان گفت،که درسال 1936کلمۀ Hypergolic برای سوخت خود مشتعل،توسط یک محقق آلمانی Dr.Noeggerath ارائه شد واینکه تاکنون تعدادی زیادی پیشرانه های خود مشتعل در کشور های مختلف از سالهای ( 1933تا1970 ) مورد بررسی و استفاده قرار گرفته اند.
در این سمینار سعی شده است که انواع پیشرا نه ها و دسته بندی آنها شرح داده شود واینکه انواع اکسنده هاو سوخت های مایع را معرفی کرده و هم چنین خاصیت های شیمیایی و فیزیکی آنها ونکته آخر پارامتر های اسا سی و کلیدی در تحلیل مناسبترین پیشرا نها وروند توسعه این گونه موادشیمیایی را مورد تحلیل و بررسی قرار دهیم

فصل اول

فصل اول : پیشرا نه های مایع
1-1- تاریخچه پیشرا نه های مایع
سابقه ی پیشرانه های مایع وتکنولوژی راکت این نوع پیشرانه ها ، به سومین دهۀ قرن 20 برمی گردد به طوری که در سال 1898 یک معلم روسی به نام) Tsiolkovsky.Konstantin.E) ایده اکتشاف فضایی بوسیله موشک راپیشنهاد داد.او درسال 1926 موفق به ساخت و به پرواز درآوردن اولین موشک پیشرانه مایع گردید که این موشک که از اکسیژن مایع16 وبنزین بعنوان پیشرانه استفاده میکرد واز این رو ،او اولین کسی بود که معادله بنیادی پرواز موشک وهم چنین پوروپزال17 آن رانوشت. بعد از آن (Hermannoberth ) آلمانی با یک نظریه ریاضی آن معادله را بسط داد و همگام با این عمل،
(Robert H.Goddard ) اولین موتور پیشران مایع در سال 1926 به پرواز درامد.
تحقیقات برای ساخت موشکهای با پیشرا نه ها مایع ادامه یافت تا اینکه منجر به ساخت اولین موشک نظامی (V-2) درآلمان گردید . این موشک از پیشرانه ای متشکل از اکسیژن مایع و اتیل الکل18 استفاده می کرد.این موشک در سال 1942 عملاً توسط آلما نها وارد جنگ شد.لذا اولین پیشرانه مایعی که بطورجدی در راکت های مایع سوز استفاده شد اتیل الکل به همراه اکسیژن مایع بود. ضربه ویژه این پیشرانه با الکل 75درصد در موشک(V-2) برابر 198 ثانیه بود اما در موشک( B2A) که از الکل 95 درصد استفاده شد،ایمپالس ویژه 241ثانیه بدست آمد.نکته قابل ذکر در مورد خانواده الکل ها این است که با تمام تغییرات در میزان غلظت الکل ها ،ضربه ویژه حاصله بسیار پایین بود ،لذا این سوخت کنار گذاشته بود.
حال در این قسمت گریزی به تاریخچۀ پیشرا نه های مایع کشور های مختلف می زنیم وسابقه آنها را مورد بررسی قرار می دهیم:
تاریخچه پیشرا نه مایع در آمریکا: در سال 1923 ، شخصی به نام Robert.H.Goddard اولین موتور پیشرا نه مایع با استفاده از اتر واکسیژن مایع ساخت اما بعد از مدتی جای این پیشرا نه را گازوییل/ اکسیژن مایع گرفت . Goddard اولین کسی بود که راکتی با پیشرانه مایع به فضا پر تا پ کرد.
در سال 1930 آزمایشگاه هوانوردی و درجه داری موسسه تکنولوژی آمریکاییGALCIT)) 19 ازاسید نیتریک به عنوان (اکسنده) وسوخت هیدرو کربنی یا الکل (سوخت) و به دنبال آن از آنیلین20 به عنوان سوخت هم استفاده می کردند. و همچنین در (GALCIT)،پژوهشگران ترکیب (آنیلین ، اسید نیتریک) را در سال 1940 بصورت پیشرانه خود مشتعل یافتند.البته قابل ذکر است که دانشمندان فضایی و نظامی آمریکا در ناسا اولین پیشرانه خود مشتعل ،خود رادر سال1940 یافتند. تاریخچه پیشرا نه مایع در آلمان:یکی از پیشگامان قدیمی در عرصه پیشرا نه های مایع در آلمان ،(Hermann Oberth )است که او کارهای تحقیقاتی خویش را از سال 1930 آغاز کرد.
(Otto Lutz ) یکی دیگر از پیشگامان فضایی است که در سالهای (1945 تا 1935) یعنی در طی سال های جنگ جهانی دوم وحتی قبل از آن، ترکیبات مختلفی از پیشرانه های خود مشتعل که به بیش از 1100 نوع میرسد، از قبیل آلدهید،سیکلو پنتادین21،الکل فور فورال22 ،و…، رامورد تحقیق و بررسی قرار دادند.بطوری که اولین پیشرانه خود مشتعل خود را درسال (1936) کشف کرده اند. همچنین این دانشمند تحقیقاتی در مورد منو پیشرانه ها انجام داده است وبعد از مدت اندکی به سمت پیشرانه های دوجزیی متمایل شد. وترکیب بسیاری از سوخت ها با پر اکسید هیدروژن (80 درصد)واسید نیتریک،را مورد بررسی قرار داد.
در آلمان شرکت ، هایی از جمله: شرکت (Helmuth water) وجود دارد که قدم نویی را در رابطه با پیشرا نه ها برداشته است و از این رو پیشرانه جدیدی به نام (C-Stoff )که مخلوطی از ترکیب:{ هیدرازین هید رات23(30 در صد) ومتیل الکل24(57 درصد) وآب (13 درصد)} به عنوان سوخت وهم چنین اکسنده این ترکیب به نام ((T-Stoff که شامل ( پر اکسید هیدروژن غلیظ شده ) می باشد را ساخته است.در سال های پیشین، در آلمان از تترا اکسید نیتروژن وگازوییل(نفت گاز)، برای موتور های با پیشرا نه مایع استفاده می کردند.
آقای Warmke اولین کسی بود که در جهان، در کشور آلمان در شهر Penemnda سعی کرد،که یک مخلوطی از تولید کند ولی زمانی که این ترکیب پیشرانه منفجر شد به مرگ او منجر شد.ولی بعداز این واقعه تلخ، در حدود 50 نوع از تک پیشرانه ها را دانشمندان آلمانی در یک محفظه تراست کوچک (TC)آتش زا مورد تحقیق و پژوهش قرار گرفته اندکه ما در این قسمت تعداد محدودی از آنها را نام می بریم .از قبیل:نیترو متان،اکسید اتیلن،مخلوطی از نیترو گلیسرین الکل هاو…. می باشد. قابل توجه است که در آلمان همۀ پیشرانه ها فوق الذکردراین سال های اخیر کنار گذاشته شده اند.چون این پیشرانه های تک جزیی فوق تولید انفجار شدیدی {چه با وجودعامل خارجی از جمله (ضربه ،گرما،اصطحکاک)و چه با نا خالصی درآنها} می کردند.
تاریخچه پیشرا نه مایع درژاپن: از سال 1935 اولین پیشرانه مایع در این کشور مورد بررسی قرار گرفته است که این پیشرا نه شامل (اکسیژن مایع/ الکل) بوده است. ولی به دلیل خاصی ،استفاده از این پیشرانه در سال 1939 متوقف شد.
در سال 1944 ،صنایع سنگین میستویشی25 اولین موتور پیشرا نه مایع به نام (Tokuro-1)را ساخت و برای پیشرا نه آن، از پیشرانه تک جزیی به نام پراکسید هیدروژن با محلول کا تالیست (پر منگنات سدیم -آب)، استفاده کرد.
این شر کت بزرگ ژاپنی در سال 1960،از یک پیشرانه قابل نگه داری در موشک های هواشناسی26 استفاده می کردند.هم چنین در این شر کت کروسین27(سوخت)/اسید نیتریک یااکسیژن مایع به عنوان یک ترکیب پیشرانه مورد بررسی قرار داده اند.
در ژاپن از کروسین (سوخت)/ اکسیژن مایع در شاتل فضایی (Space Vehicle Launch) استفاده می شده است.
تاریخچه پیشرا نه مایع در بریتانیا:برنا مه این کشور درباره پیشرا نه های مایع در بین سال های (1947تا1971) می باشد. به طوری که انگیزه والگوی این کشورازبرنامه هاو تست های انجام شده درشرکت آلمانی به نام شرکت (Helmuth walter ) روی موتور(V-2) با استفاده از پیشرانه پراکسید هیدروژن، در پایان جنگ جهانی دوم گرفته شده است. .بریتانیا درسال های قبل از 1945 یعنی در طی جنگ جهانی دوم، روی پیشرانه {گازوییل(نفت گاز)/اکسیژن مایع رقیق شده باآب }،وبا یک فندک یا (شعله مستقیم) در موتور(Lizzy ) بررسی هایی انجام داده است.
در سال 1946، محققان بریتانیایی روی پیشرا نه پراکسید هیدروژن با غلظت بالای(90 درصد) و به دنبال آن الکل/اکسیژن مایع , هم چنین روی هیدرازین وآب آزمایشاتی وتحقیقاتی را در سیستم پیشرانش موشکی انجام داده ا ند.
در سال 1960 روی پیشرا نها ی(اکسیژن مایع/ هیدروژن مایع)کارهای تحقیقاتی انجام داده اندوالبته این روند روی منوپیشرانه های قابل نگه داری وپیشرانه های دو گانه خود مشتعل از جمله: / مخلوط سوخت های آمین،تترا اکسید نیتروژن/ هیدرازین28 یا منو متیل هیدرازین29، ادامه پیدا کرده است.
تاریخچه پیشرا نه مایع در هند:روند پیشرا نه مایع درهند از سال 1980 شروع شد در آغاز این امر،از پیشرانه های قابل نگه داری منو متیل هیدرازین/ تترا اکسید نیتروژن ا ستفاده کرده است. هم چنین از سال 1989 کار برروی پیشرانه(اکسیژن مایع/ هیدروژن مایع) آغاز شده وتاکنون ادامه دارد.
تاریخچه پیشرا نه مایع درفرا نسه:کشور فرانسه تاریخ برجسته ای در رابطه با پیشرانه های مایع دارند. Robert Esnault .Pelterie اولین شخصی است که بین سالهای (1881-1957) در عرصه پیشرانه های مایع پیشگام می باشد.او برای اولین بار درسال 1931،با پیشرانه تک جزیی از نوع تترا نیترو متان کار کرد ولی بخاطر مخاطرات این نوع پیشرانه، آن را کنار گذاشت و دربین سالهای (1940- 1945) به سمت پیشرانه های دو گانه (اتر/ اکسیژن مایع) رفت.در سالهای پیشین، فرانسه هیدرازین باآب رقیق شده یا هیدرات هیدرازین،رابه جای هیدرازین خالص در بسیاری ازموتورها ی با پیشرانه مایع استفاده می کرده است که امروزه ،موتورهای(Viking) با پیشرانه دیگری به نام دی متیل هید رازین نا متقارن درعرصه پیشرانش موشکی استفاده می شود.
تاریخچه پیشرا نه مایع در روسیه:در شوروی بیش از 500نوع مختلف پیشرانه مایع ساخته وشناخته شده اند،در سال 1919 تلاش ها وبررسی هایی روی پیشرانه مایع صورت گرفته است .در بین سال های (1931-1933) تعدادی از ترکیبات پیشرانه در مرکز پژوهشی (GDL)30،توسط (GLuskko ) تست وارزیا بی هایی انجام شده است.از قبیل:( اکسیژن مایع/ هیدروژن مایع) ،تولوئن،گازوییل،الکل و کروسین .،نیترو متان، پراکسید هیدروژن،اسید نیتریک قرمز دود کننده.
محققان GDL تصمیم گرفته اند ،که منو پیشرانه ها ی که انفجار های شدیدی تولید می کنند را رها کنند و به همین خاطر به سمت پیشرانه ها ی دو گانه متمایل شدند. آنها در ابتدا به سراغ پیشرانه ها ی قابل نگه داری رفتندبه دلیل اینکه هیچ بخار اضافی تولید نمی کردند وهم چنین تشکیل حالت انجماد را نمی دهد . در سال 1933، اسید نیتریک /کروسین) و حتی چندین سال بعد ازآن، پیشرانه هایی به مانند:
(اکسیژن مایع/ هیدروژن مایع) و(کروسین/ اکسیژن مایع( را به دلیل عملکرد و تولید تراست بالا، مورد توجه ونظر محققان در چندین دهه بوده است.
گفتنی است که روس ها در چند سال اخیرتحقیقاتشان را روی سنتز(ترکیب)جدیدی از کروسین ،به نام (Syntin) متمرکز کرده اند که عملکرد بالاتری نسبت به کروسین معمولی دارد.این کروسین جدید سنتز شده به همراه (اکسیژن مایع فوق سرد)، ایجاد ایمپالس ویژه بالاتری نسبت به (کروسین/ اکسیژن مایع) می کند.
تاریخچه پیشرا نه مایع درچین:روند توسعه پیشرانه های مایع چین خیلی تندتر از سایر کشورها می باشد ودر پیشرانه های مایع سابقه یی بیش از 50سال دارد.آنها از سال1956 برای توسعه دادن پیشرانه های مایع و موتور های مربوط به آنها متمرکز شده بودند.
در طی سال های 1950 ،زیر نظر (Hsuh shen Tsien) وبا کمک روسیه ،چینی ها موشک (R-2)
با پیشرانه (اکسیژن مایع/ الکل) ساختندوبعدها دراین موشک از پیشرانه های (اسید نیتریک قرمز دود کننده/ دی متیل هید رازین نا متقارن) و(تترا اکسید نیتروژن/ دی متیل هید رازین نا متقارن)، استفاده
می کردند.درباره این دو ترکیب پیشرانه اخیر می توان گفت که تترا اکسید نیتروژن نسبت به اسید نیتریک قرمز دود کننده ،از لحاظ نگه داری در مخزن پایدارتر و بادوام تر می باشد. در چند سال اخیر ،محققان چینی از پیشرانۀ{ اسید نیتریک قرمز دود کننده + تترا اکسید نیتروژن(27درصد)/ (50درصد تری اتیل آمین31/ و 50درصد تری اتیل بنزن آمین MA-50(}استفاده می کردند ولی بعدها به دلیل تأخیر دراشتعال ومشکلات پایداری در احتراق آنها،پیشرانه مذکور به این ترکیب از پیشرانه{اسید نیتریک قرمز دود کننده + تترا اکسید نیتروژن(20درصد)/دی متیل آمین هیدرازین نا متقارن)} تغییر پیدا کرده است.
1-2-انواع پیشرانه ها ی مایع
1- پیشرانهای نفتی(Petroleum propellants)
2-پیشرانهای سرمازا (Crygeonic propellants)
3- پیشرانهای خود مشتعلHypergolic propellants) )
حال به تفضیل وشرح هر یک از انواع پیشرا نه های مایع می پردازیم:
1- پیشرانهای نفتی(Petroleum propellants):
پیشرانهای هستند که از اجزای نفت خام تهیه میشوند،که شامل مخلوطی از هیدروکربن های پیچیده می باشد.یکی از مواد نفتی استفاده شده در سوخت موشک ،کروسین سنگین(RP-1)است. پیشرانهای نفتی نسبت به مخلوطهای سرمازا ایمپالس ویژه () کمتری، و از پیشرانهای خود مشتعل ایمپالس ویژه بالاتری دارند. تولید سوخت های نفتی ازطریق برش های نفتی که حاصل از تصفیه ی نفت خام است،انجام می شود.این عمل باتوجه به عواملی چون جرم حجمی(ρ) ومیزان ونوع ترکیبات موجود،نقطه اشتعال ونقطه انجمادبستگی دارد.
شایان ذکر است که با گذشت زمان برشهای نفتی جای الکل ها را گرفتند زیرا دارای ایمپالس ویژه بیشتری نسبت به الکل ها بودند. به دلیل بالا بودن وزن مولکولی محصولات احتراقی خروجی (احتراق ناقص است)،باز هم میزان تولیدی پایین است ولی میزان دمای احتراق ایجاد شده در محفظه احتراق نسبت به خانواده الکل ها بیشتر است.ماکزیمم ایجاد شده در اثر احتراق برشهای نفتی با اکسیژن حدود 300ثانیه است.ارزانی وسهولت دسترسی به این سوخت ها از مزایای بسیار عالی این پیشرانه ها محسوب می شود. این سوخت ها برای مرحله اول موشک فضایی مانند دلتا استفاده شده اند.
تعداد زیادی از هیدروکربن ها ی نفتی بعنوان سوخت راکت استفاده می شود که شامل :
1-گازوییل
2-سوخت های جت
3-کروسین
هستند،که این گروه از سوخت ها در برگیرندۀ گروهای مهمی ازهیدرو کربن ها هستند از قبیل:
1-الفین ها
2-پارافین ها
3-آروماتیک
4- پیشرانهای سرمازا (Crygeonic propellants):
این نوع از پیشرانه ها دردمای پایین نگه داری می شوند از قبیل :هید روژن مایع(سوخت) و اکسیژن مایع(اکسنده)، هید روژن مایع دردمای( °C253-) و اکسیژن مایع در دمای (°C183-) می باشد.یکی از مشکلات این نوع پیشرانهابخصوص( هید روژن مایع/ اکسیژن مایع) دمای پایین آنها می باشد، به طوری که نگهداری آنها به مدت طولانی خیلی سخت است. مشکل دیگر این نوع پیشرانهاجرم حجمی پایین آنها است ،که برای نگهداری آنها به مخازن بزرگتری نیاز است. به دلیل این مشکلات نوع پیشرانهامناسب نمی باشند.
مزایای این نوع پیشرانها(هید روژن مایع/ اکسیژن مایع) ایمپالس ویژه() است. سایر پیشرانهای سرمازاازقبیل:]متان(سوخت)+ اکسیژن مایع [،مزیتی چون حجم کمتر(مخازن کوچکتر) نسبت به پیشرانها ( هید روژن مایع/ اکسیژن مایع )دارند. مزیتی دیگر این نوع پیشرانها تمیز(عاری از هر نا خالصی) بودن آنهااست ازجهت دیگر می توان آنهارا از منابع طبیعی تهیه کرد.
از طرفی دیگر، این نوع پیشرانها دارای نقطه جوش پایین هستند وهمان طور که اشاره شد در بین این پیشرانها ،بالاترین مربوط به ( هید روژن مایع/ اکسیژن مایع )است واز این رو جزء پیشرانهای متداول فضایی است ،باوجود این چند عیب برای آن قابل ذکر است.اولاً نقطه جوش آن بسیار پایین است که هزینه زیادی برای مایع کردن آن لازم است ،زیرا دستگا ههای مایع کننده بزرگی برای مایع کردن آن استفاده می شود.ثانیاً چگالی آن بسیار پایین است که باعث می شود تا حجم مخزن سوخت بسیارزیاد باشد یکی از اصلی ترین مشکبلات کاربرد هیدروژن مایع درحال حاضر،کاهش تلفات ناشی از تبخیر آن در زمان طولانی نگه داری ،هنگام حمل ونقل و هنگام شارژ موشک در زمان استارت است.
3- پیشرانهای خود مشتعلHypergolic propellants) ):
سوخت و اکسنده ،به طور مجزا درون محفظه احتراق تزریق می شوند وبدون نیاز به آتشزنه(شمع) با برخورد به یکدیگر مشتعل میشونند. اشتعال این نوع پیشرانه ها آنقدر سریع اتفاق می افتد که از تجمع پیشرا نه ها در محفظه احتراق جلو گیری می شود که این مورد یکی از حسن های این پیشرانه می باشد.
مزیت این نوع پیشرانها استارت آسان و قابلیت استارت مجدداست. این نوع پیشرانها در حالت معمولی مایع اند. در پیشرانهای خود مشتعل ، بامشکلا ت پیشرانهای سرمازاروبرو نیستیم. پیشرانهای خود مشتعل ازقبیل:هیدرازین/منو متیل هیدرازین ،دی متیل هیدرازین نامتقارن است.
2-3-دسته بندی پیشرانه های مایع
یک پیشرا نه مایع ممکن است شامل یک یا چند از موارد زیر باشد:
1-سوخت 2- اکسنده 3-کاتالیست 4- مواد افزودنی بی اثر
توجه(1):تمامی موارد بالا ،همگی مایع می باشند.
توجه(2):هر کدام از این موارد ،می تواند شامل یک یا چند تر کیب باشند.
کاتالیست و موادافزودنی بی اثر ،انرژی مورد نیاز پیشرا نش راکت را تأمین نمی کنند.به همین خاطر ازآن دسته بندی فوق خارج می شود.
1-4-معایب پیشرانه های مایع
معایب این نوع پیشرانه ها غا لبا در اکسنده های آنها می باشد.به طوری که کمترین مشکل آنها در ذخیره کردن وحمل کردن(جابجایی) است، که این ناشی از فعالیت بالای آنهامیباشدوبیشترین مشکل شان در پیجیده بودن32 این پیشرانه هاست. مانند اسید نیتریک اکسنده سمی است واکسنده های دیگری مانند:تری فلورید کلرو33 و پنتا فلورید کلرو34 و همچنین اوزون مایع35 ،همگی سمی وغیر پایدار وپرانرژی هستند.
مثال های دیگری در رابطه با معایب این پیشرانها :
1-(تترا اکسید نیتروژن+ آب)،این اکسنده خطر خوردگی را به همراه دارد.
2-( پراکسید هیدروژن+ نیترو متان36)،این اکسنده خطر انفجار رابه همراه دارد،چون ناپایدارند.
3-]فلورین مایع37، تترا اکسید نیتروژن، پراکسید هیدروژن، اسید نیتریک[،این اکسنده ها خطر مشتعل شدن را به همراه دارند.
1-5-مزایای پیشرانه های مایع
دربین پیشرانه ها،فقط پیشرانهای مایع،دارای بالاترین ایمپالس ویژه هستند که این عامل ناشی
از اکسنده های پر کاربردازقبیل:] تترا اکسید نیتروژن، اکسیژن مایع، پراکسید هیدروژن [است.
مزایای وخاصیت های مناسب پیشرانهای مایع عبارتند از:
1- نقطه انجماد پایین
2- چگالی ویژه ی بالا
3- پایداری
4- خاصیت های انتقال حرارت ازجمله: ] 1- گرمای ویژه ی بالا 2-هدایت دمایی بالا 3- نقطه جوش بالا[
5- خاصیت های پمپ کردن
6- تغییرات دمایی
7- خاصیت های احتراق و اشتعا ل
1-6-معرفی انواع سوخت های مایع
1- هید رازین
2- هیدروژن
3- آمین ها(متیل آمین،اتیل آمین،تری اتیل آمین،دی متیل هیدرازین نا متقارن)
4- هیدرو کربن های آروماتیکی مانند: بنزن
5- مشتقات نفتی ازجمله:گازوییل(Gasoline)، Jet Fuel(JP-1،2-JP،JP-3،JP-4،JP-5، RP-1)
6- هیدرو کربن های اشباع شده از قبیل: متان
7- پنتا بوران
1-7-معرفی انواع اکسنده های مایع
1-اکسیژن مایع
2-فلورین مایع
3-مخلوط اکسید های نیتروژن{ اکسیدنیترو ، تترا اکسید نیتروژن{
4-اسید نیتریک و اسید نیتریک قرمز دود کننده
1-8-پارامتر های اساسی و معیار های مهم در ارزیابی پیشرا نه های مایع
برای کشف کردن و یا فتن پیشرا نه های مناسب، که امروزه از آنها در صنایع فضایی و نظامی بطور گسترده استفاده می شود ، نیاز داریم که معیار های مهم و کلیدی رادر زمینه بهترین پیشرا نه ها بشناسیم .
ما در این بخش لاجرم ،گریزی به بحث ابتدایی ترمو دینامیک پیشرانه ها ومتغیر های ترمودینامیکی برای شناخت و پیش بینی کردن پرکاربرترین پیشرانه ها می زنیم .
در ابتد ا لازم می دانم که لیستی از پارامتر ها اصلی گفته شود و پس از آن به تحلیل وبررسی این گونه پارامتر ها پرداخته شود:
1- سرعت خروجی
2- دانسیته
3- ایمپالس ویژه ()
4- سمیت
به طوری که به اصل پا یستگی انرژی وجرمی که در سیستم ایزونتروپیک وبه دنبال پارامترهای ازجمله آنتالپی وآنتروپی خواهیم بود .در مورد آنترپی، تغییر جریان این پارامت بدون درنظر گرفتن عوامل خارجی چون ضربه واصطحکاک ، صفر است .مفهوم آنتالپی به مانند آنتروپی مفید است .پارامتر آنتالپی شامل انرژی درونی و کار بر روی سیستم خواهد بود آنتالپی پارامتری است که بعنوان گرما درقشار ثابت در هر دمایی تعریف می شود .در رابطه ای زیر یعنی آنتاپی سکو ن یا کامل که به ازای هر واحد جرم ثابت است.
(1-1)
آنتالپی سکون()،شامل جمعی از آنتا لپی استاتیکی یا آنتالپی محلی و انرژی جنبشی سیال می شود.از انرژی آنتا لپی سکون () می توان دمای سکون را بدست آورد.
و این دما از رابطه زیر بدست می آید:
(1-2)
در این بخش ،از کلمه سکون میتوان از کامل(TOTAL) هم استفاده کرد.
(J) درفرمول بالا معادل گرما ومعا دل کار مکانیکی خواهد بود.به طوری که واحدهای این پارامتر در گرما
() ، و واحد مکا نیکی آن() هم در نظر گرفته می شوند
پا یستگی انرژی برای جریان ا یزونتروپیک بین هر قسمت (X ، Y) ، کاهش آنتا لپی یا دمایی را نشان می دهد.محتوای از جریان ،بصورت یک افزایش انرژی جنبشی ظاهر می شود ودر نتیجه انرژی پتانسیل این جریان،ناچیز خواهد بود.
(1-3)
اصل پایستگی جرم دریک جریان پایا ، با برابر قراردادن ریت جریان جرمی در قسمت ( X،Y) با یک ورودی ویک خروجی درزیر بیان شده است.
(1-4)
وهم چنین دررابطه گازهای کا مل داریم:
(1-5)
مقدار ثابت جهانی گاز () است ، در معادله زیر، رابطه بین خواهیم داشت:
(1-6)

() برای هر گاز خاص با جرم مولکولی با توجه به معادله (1-6) نسبت معکوس دارد.
قابل ذکر است گرمای ویژه در حجم ثابت ()وگرمای ویژه در فشار ثابت () روابطی را به ما معرفی می کند به نام نسبت گرمای ویژه( K)، که خواهیم داشت:
(1-7)
(1-8)
(1-9) طبق فرآیند آیزونترپیک ،خواهیم داشت:
(1-10)
در طی انبساط آیزونترپیک ،درنازل فشار خودبخود کاهش پیدا می کند ودمای کل ازیک حدی افت می کند ،وهم چنین حجم های ویژه افزایش می یابد.
حال، باید به پارامتر های پیشرانش موشکی ازقبیل: نیروی تراست وضریب تراست، ایمپالس ویژه وسرعت خروجی و نسبت جرمی و دانسیته پیشرا نه ها پرداخته شود:
نکته بسیارمهم
ایمپالس ویژه() بستگی به :
1-PRESSURE RATIO
2-SPECIFIC HEAT RATIO
3- RATIO MASS
4- MOLECULAR MASS
5-COMBUSTION TEMPRETURE
6-TYPE OF PROPELLANT
دارند.لازم به ذکر است که دو مورد اولی را توضیح داده شد.
1-ایمپالس ویژه : درابتدا لازم است که ،ایمپالس کل را تعریف کنبم که این پارامتر نشان دهنده آزاد شدن انرژی کل سیستم پیشرانش به ازای هرکیلوگرم پیشرانه میباشد. معادله این پارامتر بصورت زیر تعریف می شود:
(1-11)
وبرای تراست ثابت:
(1-12)
حال با این تعریف ، به سراغ ایمپالس ویژه می رویم ،به این صورت که این پارامتر نشان دهنده قابلیت عملکرد پیشرانش است و اگر ریت کلی جریان جرمی پیشرانه وشتاب جاذبه برابر یا با شد، خواهیم داشت :
(1-12)
در این معادله، ایمپالس ویژه متوسط با زمان را برای هر سیستم پیشرانش نتیجه میدهد به خصوص
درجایی که نیروی تراست بازمان و شرایط ناپایدار (راه اندازی و توقف کردن سیستم ) تغییر میکند.
مقدار هم چنین می تواند بوسیله انتگرال گیری از مقادیر متوسط (و) برای فواصل کوتاه زماتی بدست آید.
معادله(1-13)را می توان به صورت دیگری نوشت:
اگر ریت جریان وزنی وجرم کلی موثر پیشرانه ها را فرض شود معادله به این صورت خواهد بود:
(1-13)
حال اگر نیروی تراست وجریان جرمی پیشرانه ثابت باشد خواهیم داشت:
(1-14)
2-نسبت جرمی:
حال پارامتردیگری که برای ارزیابی پیشران مایع در نظر گرفته می شود نسبت جرمی(MASS Ratio)
می باشد که به صورت زیر تعریف می شود:
(1-15)
:جرم پیشرانه ی است که بعد از عملیات پیشرانش جت به طور کامل مصرف شد
جرم پیشرانۀ قبل از عملیات پیشرانش می باشد.:
این مقدار می تواند برای موشک ها ی جنگی وبرای سایر موشک ها باشد.
در این قسمت لازم می دانم به تعریف کسر جرمی پیشرانه پرداخته شود به طوری که این کسر نشان دهنده :نسبت جرم موثر پیشرانه به جرم اولیه پیشرانه می



قیمت: تومان

دسته بندی : پایان نامه

پاسخ دهید