Розрахунок сопел сучасних ракетних двигунів

Сопло ракетного двигуна-технічний пристрій, який служить для прискорення газового потоку, що проходить по ньому до швидкостей, що перевищують швидкість звуку. Основні види профілів сопел наведені на малюнку:

Через високу ефективність прискорення газового потоку знайшли практичне застосування сопла Лаваля. Сопло є каналом, звуженим у середині. У найпростішому випадку таке сопло може складатися з пари усічених конусів, пов'язаних з вузькими кінцями:

У ракетному двигуні сопло Лаваля вперше було використано генералом М. М. Поморцевим у 1915 році. У листопаді 1915 року в Аеродинамічний інститут звернувся генерал М. М. Поморцев із проектом бойової пневматичної ракети.

Ракета Поморцева рухалася стисненим повітрям, що суттєво обмежувало її дальність, зате робило її безшумною. Ракета призначалася для стрілянини з окопів за ворожими позиціями. Боєголовка оснащувалась тротилом.

У ракеті Поморцева було застосовано два цікаві конструктивні рішення: у двигуні було сопло Лаваля, а з корпусом був пов'язаний кільцевий стабілізатор. Подібні конструкції використовуються і в даний час, але вже з твердопаливним двигуном та системою автоматичного наведення:

Однак проблеми залишилися старі, але вже в сучасному виконанні: обмежена дальність до 3 км., наведення та утримання мети в умовах хорошої видимості, що для справжнього бою не реально, не захищеність від електромагнітних загороджувальних перешкод і, нарешті, але не в останню чергу, найвища вартість.

Теоретичні засади

Ефективні сопла сучасних ракетних двигунів профілюються на основі спеціальних газодинамічних розрахунків.Основне рівняння, що зв'язує градієнт площі перерізу, градієнт швидкості та число Маха, таке:

де: S – площа перерізу сопла; v – швидкість газу; M - число Маха (відношення швидкості газу в будь-якій точці потоку до швидкості звуку в цій точці).

Аналізуючи це співвідношення, отримуємо, що у соплі Лаваля можуть здійснюватися такі режими течії:

1) M а) 0 (з рівняння). Дозвуковий потік в каналі, що звужується, прискорюється.
б) >0, тоді 2) M>1 – потік на вході надзвуковий:
а) б) >0, тоді >0. Надзвуковий потік у каналі, що розширюється, прискорюється.
3) = 0 – найвужче місце сопла, мінімальний переріз.
Тоді можливо або М = 1 (потік переходить через швидкість звуку), або = 0 (екстремум швидкості).

Який із режимів реалізується на практиці, залежить від перепаду тисків між входом у сопло та навколишнім середовищем.

Якщо тиск, що досягається в критичному перерізі, перевищує зовнішній тиск, то потік на виході із сопла буде надзвуковим. В іншому випадку він залишається дозвуковим. [2]

- Умова надзвукового закінчення.

де: p * - Тиск гальмування (тиск в камері); pкр – тиск у критичному перерізі сопла; pнар - тиск у навколишньому середовищі; k – показник адіабати.

Якщо відомі параметри в камері згоряння, параметри в будь-якому перерізі сопла можна дізнатися за такими співвідношеннями:

У цих формулах - λ - наведена швидкість, відношення швидкості газу в даному перерізі сопла до швидкості звуку в критичному перерізі, R - питома постійна газова. Індексом «*» позначені параметри гальмування (у цьому випадку – параметри камери згоряння).

Постановка задачі

1.Розрахувати параметри течії потоку газів у соплі Лаваля: для цього профіль сопла Лаваля розбивається на 150 контрольних точок – . Розбиття здійснюємо таким чином, щоб мінімальний переріз розташовувався у точці . Визначаються значення газодинамічних функцій тиску, щільності та температури у кожному перерізі.

2. Розрахунки виконати засобами високорівневої вільно розповсюджуваної мови програмування Python за наступною розрахунковою схемою та вихідними даними:

Малюнок 1-Профіль сопла Лаваля

Таблиця 1-Вихідні дані

Наведені вихідні дані мають демонстраційний характер.

Розрахунок сопла Лаваля засобами Python

#!/usr/bin/env python #coding=utf8 import matplotlib.pyplot as plt import matplotlib as mpl mpl.rcParams['font.family'] = 'fantasy' mpl.rcParams['font.fantasy'] = 'Comic Sans MS, Arial' import numpy as np from math import * alfa = 21.0 # Кут звуження beta = 11.5 # Кут розширення rkr = 1.1 # Радіус критичного перерізу R0 = 2 * rkr r1 = 0.5 * rkr # Радіус округлення звужується частини сопла r 0.8*rkr# Радіус округлення частини сопла, що розширюється ye=rkr+r2 L=1.2*R0#Довжина прямої ділянки сопла Лаваля x0=0 y0=R0 xa=L ya=y0 xc1=xa yc1=ya-r1 xc=xa+r1*cos(radians(90-alfa)) yc=yc1+r1*sin(radians(90-alfa)) yd=ye-r2*sin(radians(90-alfa)) xd=xc+(yc-yd)/tan(radians(alfa)) xc2=xd+r2*sin(radians(alfa)) xe=xc2 xf=xe+r2*cos(radians(90-beta)) yf=ye -r2*sin(radians(90-beta)) def R(x): if x0

Для продовження вирішення задачі на Python потрібно зв'язати λ – наведену швидкість газу з координатою x уздовж поздовжньої осі. Для цього я скористався функцією fsolve із бібліотеки SciPy з наступною інструкцією:

Наводжу фрагмент програми для керування вирішувачем з однією стартовою точкою:

def lamda(z): m=round(Q(z),2) if z>= 0: x=fsolve(lambda x:x*((1-(1/6)*x**2)**2.5 )/((1-(1/6))**2.5)-m,1.5) return x[0] if z

Це єдино можливе на Python рішення складного рівня алгебри зі статечною функцією від показника адіабати k. Наприклад, навіть для спрощеного рівняння з використанням бібліотеки SymPy отримаємо неприпустимий час розрахунку лише однієї точки:

from sympy import * import time x = symbols('x',real=True) start = time.time() start = time.time() d=solve( 1.5774409656148784068*x *(1.0-0.166666666666666) **2.5-0.25,x) stop = time.time() print ("Час роботи вирішувача:",round(stop-start,3)) print(round(d[0],3)) print(round(d [1],3))

Час роботи вирішувача: 195.675
0.16
1.95

#!/usr/bin/env python #coding=utf8 import matplotlib.pyplot as plt import matplotlib as mpl mpl.rcParams['font.family'] = 'fantasy' mpl.rcParams['font.fantasy'] = 'Comic Sans MS, Arial' import numpy as np from math import * from scipy.optimize import * import time start = time.time() alfa=21.0#Кут звуження beta=11.5#Кут розширення rkr=1.1#Радіус критичного перерізу R0=2 *rkr r1=0.5*rkr#Радіус округлення звужується частини сопла r2=0.8*rkr#Радіус округлення частини сопла, що розширюється ye=rkr+r2 L=1.2*R0#Довжина прямої ділянки сопла Лаваля x0=0 y0=R0 xa=L ya=y0 xc1=xa yc1=ya-r1 xc=xa+r1*cos(radians(90-alfa)) yc=yc1+r1*sin(radians(90-alfa)) yd=ye-r2* sin(radians(90-alfa)) xd=xc+(yc-yd)/tan(radians(alfa)) xc2=xd+r2*sin(radians(alfa)) xe=xc2 xf=xe+r2*cos(radians (90-beta)) yf = ye-r2 * sin (radians (90-beta)) def R (x): if x0 = 0: x = fsolve (lambda x: x * ((1-(1/6)) *x**2)**2.5)/((1-(1/6))**2.5)-m,1.5) return x[0] if z

Час роботи програми: 0.222

Отримана епюра розподілу швидкостей газового потоку повністю відповідає вищевикладеної теорії.При цьому, за запропонованим алгоритмом та бібліотекою, час розрахунку в 150 точках у 1000 разів менший, ніж для однієї точки з використанням solve sympy.

#!/usr/bin/env python #coding=utf8 import matplotlib.pyplot as plt import matplotlib as mpl mpl.rcParams['font.family'] = 'fantasy' mpl.rcParams['font.fantasy'] = 'Comic Sans MS, Arial' import numpy as np from math import * from scipy.optimize import * import time start = time.time() alfa=21.0#Кут звуження beta=11.5#Кут розширення rkr=1.1#Радіус критичного перерізу R0=2 *rkr r1=0.5*rkr#Радіус округлення звужується частини сопла r2=0.8*rkr#Радіус округлення частини сопла, що розширюється ye=rkr+r2 L=1.2*R0#Довжина прямої ділянки сопла Лаваля x0=0 y0=R0 xa=L ya=y0 xc1=xa yc1=ya-r1 xc=xa+r1*cos(radians(90-alfa)) yc=yc1+r1*sin(radians(90-alfa)) yd=ye-r2* sin(radians(90-alfa)) xd=xc+(yc-yd)/tan(radians(alfa)) xc2=xd+r2*sin(radians(alfa)) xe=xc2 xf=xe+r2*cos(radians (90-beta)) yf = ye-r2 * sin (radians (90-beta)) def R (x): if x0 = 0: x = fsolve (lambda x: x * ((1-(1/6)) *x**2)**2.5)/((1-(1/6))**2.5)-m,1.5) return x[0] if z 

Час роботи програми: 0.203

Висновок

Температура на виході із сопла зменшується за наведеним у лістингу рівнянням газодинаміки. Час виконання програми прийнятний -0.203.

#!/usr/bin/env python #coding=utf8 import matplotlib.pyplot as plt import matplotlib as mpl mpl.rcParams['font.family'] = 'fantasy' mpl.rcParams['font.fantasy'] = 'Comic Sans MS, Arial' import numpy as np from math import * from scipy.optimize import * import time start = time.time() alfa=21.0#Кут звуження beta=11.5#Кут розширення rkr=1.1#Радіус критичного перерізу R0=2 *rkr r1=0.5*rkr#Радіус округлення звужується частини сопла r2=0.8*rkr#Радіус округлення частини сопла, що розширюється ye=rkr+r2 L=1.2*R0#Довжина прямої ділянки сопла Лаваля x0=0 y0=R0 xa=L ya=y0 xc1=xa yc1=ya-r1 xc=xa+r1*cos(radians(90-alfa)) yc=yc1+r1*sin(radians(90-alfa)) yd=ye-r2* sin(radians(90-alfa)) xd=xc+(yc-yd)/tan(radians(alfa)) xc2=xd+r2*sin(radians(alfa)) xe=xc2 xf=xe+r2*cos(radians (90-beta)) yf = ye-r2 * sin (radians (90-beta)) def R (x): if x0 = 0: x = fsolve (lambda x: x * ((1-(1/6)) *x**2)**2.5)/((1-(1/6))**2.5)-m,1.5) return x[0] if z 

Час роботи програми: 0.203

Висновок

Тиск на виході із сопла зменшується за наведеним у лістингу рівнянням газодинаміки. Час виконання програми прийнятний -0.203.

Виникнення сили тяги від дії тиску газу схематично показано на малюнку:

#!/usr/bin/env python #coding=utf8 import matplotlib.pyplot as plt import matplotlib as mpl mpl.rcParams['font.family'] = 'fantasy' mpl.rcParams['font.fantasy'] = 'Comic Sans MS, Arial' import numpy as np from math import * from scipy.optimize import * import time start = time.time() alfa=21.0#Кут звуження beta=11.5#Кут розширення rkr=1.1#Радіус критичного перерізу R0=2 *rkr r1=0.5*rkr#Радіус округлення звужується частини сопла r2=0.8*rkr#Радіус округлення частини сопла, що розширюється ye=rkr+r2 L=1.2*R0#Довжина прямої ділянки сопла Лаваля x0=0 y0=R0 xa=L ya=y0 xc1=xa yc1=ya-r1 xc=xa+r1*cos(radians(90-alfa)) yc=yc1+r1*sin(radians(90-alfa)) yd=ye-r2* sin(radians(90-alfa)) xd=xc+(yc-yd)/tan(radians(alfa)) xc2=xd+r2*sin(radians(alfa)) xe=xc2 xf=xe+r2*cos(radians (90-beta)) yf = ye-r2 * sin (radians (90-beta)) def R (x): if x0 = 0: x = fsolve (lambda x: x * ((1-(1/6)) *x**2)**2.5)/((1-(1/6))**2.5)-m,1.5) return x[0] if z

Час роботи програми: 0.203

Висновок

Щільність газу на виході із сопла зменшується за наведеним у лістингу рівнянням газодинаміки. Час виконання програми є прийнятним.

Висновки

1. Розроблено метод вирішення засобами Python речових коренів нелінійних статечних рівнянь з дробовими показниками ступеня, що використовуються для опису газодинамічних процесів. Метод заснований на застосуванні вирішувача fsolve з модуля scipy. optimize.
2. За допомогою розробленого методу вирішено демонстраційне завдання розрахунку сопла сучасних ракетних двигунів з визначенням наступних газодинамічних функцій: швидкості; температури; тиску; густини реактивних газів.

Посилання

1. А. А. Дорофєєв Основи теорії теплових ракетних двигунів (Загальна теорія ракетних двигунів) МДТУ ім. Н. Е. Баумана Москва 1999
2.Ландау Л. Д., Ліфшиц Є. М. Глава X. Одновимірний рух газу, що стискається. § 97. Закінчення газу через сопло // Теоретична фізика. - Т. 6. Гідродинаміка.

Сопло ракетного двигуна

A сопло ракетного двигуна - це метальне сопло (зазвичай типу де Лаваля), що використовується в ракетному двигуні для розширення та прискорення горючих газів, що утворюються при спалюванні палива, так що вихлопні гази виходять із сопла з гіперзвуковою швидкістю.

Простіше кажучи: ракета (насоси та камера згоряння) створює високий тиск, кілька сотень атмосфер. Сопло перетворює статичний високотемпературний газ під високим тиском в газ, що швидко рухається, з тиском, близьким до навколишнього.

Сопло де Лаваля спочатку було розроблено в 19 столітті компанією Густав де Лаваль для використання в парових турбінах. Вперше він був використаний в одному з перших ракетних двигунів, розроблених Робертом Годдардом, одним із батьків сучасної ракетної техніки. З того часу він використовувався майже у всіх ракетних двигунах, включаючи реалізацію Вальтера Тіля, яка уможливила німецьку ракету V-2.

Оптимальний розмір сопла ракетного двигуна для використання в атмосфері досягається, коли вихідний тиск дорівнює навколишньому (атмосферному) тиску, що зменшується зі збільшенням висоти. Для ракет, що летять із Землі на орбіту, проста конструкція сопла оптимальна лише на одній висоті, втрачаючи ефективність та витрачаючи паливо на інших висотах.

Відразу після горловини тиск газу вищий, ніж тиск навколишнього середовища, і його необхідно знизити за рахунок розширення між горловиною та виходом із сопла.Якщо тиск струменя, що залишає вихідний отвір сопла, все ще вищий за тиск навколишнього середовища, сопло вважається недорозширеним; якщо тиск у струмені нижче оточуючого, вона надмірно розширюється.

Незначне надмірне розширення викликає невелике зниження ефективності, але в іншому не завдає великої шкоди. Однак, якщо тиск на виході менше приблизно 40% від тиску навколишнього середовища, відбувається «поділ потоку». Це може спричинити нестабільність струменя, який може спричинити пошкодження форсунки або просто спричинити труднощі з керуванням автомобілем чи двигуном.

У деяких випадках з міркувань надійності та безпеки бажано запалити на землі ракетний двигун, який використовуватиметься на всьому шляху виведення на орбіту. Для оптимальної роботи при зльоті тиск газів на виході із сопла має бути на рівні моря, коли ракета знаходиться біля рівня моря (при зльоті). Проте сопло, призначене до роботи лише на рівні моря, швидко втрачає ефективність великих висотах. У багатоступінчастій конструкції ракетний двигун другого ступеня в першу чергу призначений для використання на великих висотах, забезпечуючи додаткову тягу тільки після того, як двигун першого ступеня виконає початковий відрив. У цьому випадку конструктори зазвичай вибирають конструкцію із надмірно розширеним соплом (на рівні моря) для другого ступеня, що робить її більш ефективною на великих висотах, де тиск навколишнього середовища нижчий.Цей метод використовувався на надрозширених (на рівні моря) головних двигунах (SSME) космічного човника Space Shuttle, які більшу частину своєї траєкторії траєкторії працювали в майже вакуумі, тоді як дві ефективні на рівні моря твердопаливні ракетні прискорювачі забезпечували більшу частину початкової стартової тяги.

Для форсунок, що використовуються у вакуумі або на дуже великій висоті, неможливо порівняти тиск навколишнього середовища; швидше, сопла з більшою часткою площ зазвичай ефективніші. Однак дуже довге сопло має значну масу, що саме є недоліком. Зазвичай, необхідно підібрати довжину, яка оптимізує загальні характеристики автомобіля. Крім того, коли температура газу в соплі знижується, деякі компоненти вихлопних газів (наприклад, водяна пара від процесу згоряння) можуть конденсуватися або навіть замерзати. Це вкрай небажано, і слід уникати.

Магнітні сопла були запропоновані для деяких типів рушіїв (наприклад, Магнітоплазмова ракета зі змінним питомим імпульсом, VASIMR), в яких потік плазми або іонів направлений магнітним полем замість стін з твердих матеріалів. Це може бути вигідно, оскільки магнітне поле саме по собі не може плавитись, а температура плазми може досягати мільйонів кельвінів. Однак часто виникають проблеми теплового проектування, пов'язані із самими котушками, особливо якщо надпровідні котушки використовуються для формування горловини та полів розширення.

Схема сопла де Лаваля, що показує, що швидкість потоку (v) збільшується у напрямку потоку, зі зменшенням температури (t) та тиску (p). Число Маха (M) збільшується від дозвукового до звукового у горловині та до надзвукового.

Аналіз потоку газу через сопла де Лаваля включає низку концепцій та спрощують припущень:

• Передбачається, що горючий газ є ідеальним газом.
• Потік газу ізотропічний; тобто, при постійній ентропії, в результаті припущення про нев'язку рідину та адіабатичний процес.
• Витрата газу постійна (тобто стійка) протягом періоду горіння палива.
• Потік газу нетурбулентний та осесиметричний від входу для газу до виходу для вихлопних газів (тобто вздовж осі симетрії сопла).
• Потік стискається, оскільки текуча середовище є газом.

Коли газоподібні продукти згоряння входять у сопло ракети, він рухається із дозвуковими швидкостями. Коли горловина звужується, газ змушений прискорюватися доти, доки у горловині сопла, де площа поперечного перерізу найменша, лінійна швидкість стає звуковою. Потім від горловини площа поперечного перерізу збільшується, газ розширюється, і лінійна швидкість стає дедалі більше надзвуковою.

. Лінійну швидкість вихлопних газів, що виходять, можна розрахувати за допомогою наступного рівняння

ve = TRM 2 γ γ - 1 [1 - (pep) γ - 1 γ] > = > \, > \ left [1- \ left (>>

> \ right) ^ <\ frac > \ right]>>>

Деякі типові значення швидкості вихлопного газу v e для ракетних двигунів, що спалюють різні види палива:

• від 1,7 до 2,9 км/с (від 3800 до 6500 миль/год) для рідких монопаливних палив
• від 2,9 до 4,5 км/с (від 6500 до 10100 миль/год) для рідкого двокомпонентного палива
• від 2,1 до 3,2 км/с (від 4700 до 7200 миль/год) для твердого палива

Як примітка, v e іноді називають ідеальною швидкістю вихлопного газу, оскільки вона заснована на припущенні, що вихлопний газ поводиться як ідеальний газ.

Як приклад розрахунку з використанням наведеного вище рівняння припустимо, що порохові гази згоряння: при абсолютному тиску входять до сопло p = 7,0 МПа і виходять з вихлопних газів ракети при абсолютному тиску p e. = 0,1 МПа; за абсолютної температури Т = 3500 К; з коефіцієнтом ізоентропічного розширення γ = 1,22 та молярною масою M = 22 кг/кмоль. Використання цих значень у наведеному вище рівнянні дає швидкість вихлопу v e = 2802 м/с або 2,80 км/с, що узгоджується з наведеними вище типовими значеннями.

Технічна література може бути дуже заплутаною, тому що багато авторів не можуть пояснити, чи використовують вони постійну універсального закону газу R, яка застосовується до будь-якого ідеального газу, або вони використовують постійну закону газу R s, який застосовується лише до певного окремого газу. Зв'язок між двома константами: R s = R/M, де R – універсальна газова постійна, а M – молярна маса газу.

Тяга – це сила, яка переміщує ракету у повітрі чи космосі. Тяга створюється системою тяги рушійної сили ракети за допомогою застосування третього закону руху Ньютона: «Для кожної дії існує рівна та протилежна протидія».Газ або робоче тіло прискорюється із задньої частини сопла ракетного двигуна, а ракета прискорюється у протилежному напрямку. Тяга сопла ракетного двигуна може бути визначена як:

F = m ˙ ve + (pe - po) A e = m ˙ [ve + (pe - pom ˙) A e], F = > v _ > + \ left (p _ > - p _ > \ right) A _ > \ [2pt] = > \ left [v _ > + \ left (<\ frac

- p _ >> >> \ right) A _ > \ right], \ end >>

і для ідеально розширених сопел (p e = p o), це скорочується до:

Питомий імпульс I sp >> - ставлення тяги, що створюється до вагової витрати пороху. Це міра ефективності використання палива ракетного двигуна. В англійських технічних одиницях його можна отримати як

У деяких випадках, коли pe >> дорівнює po >> , формула набуває вигляду

У тих випадках, коли це може бути не так, оскільки для сопла ракети pe >> пропорційно m ˙ >> можна визначити постійну величину, яка являє собою вакуум I sp, vac >> для будь-якого даного двигуна, таким чином:

який є просто вакуумну тягу за вирахуванням сили навколишнього атмосферного тиску, що діє на вихідну площину.

По суті, для ракетних сопел тиск навколишнього середовища, що діє на двигун, нейтралізується, за винятком вихідної площини ракетного двигуна у зворотному напрямку, у той час як вихлопний струмінь створює пряму тягу.

• недорозширеними
• оточуючими
• перерозширеними
• сильно перерозширеними.

У міру того, як газ рухається вниз по частині сопла, що розширюється, тиск і температура зменшуються, а швидкість газу збільшується.

Надзвуковий характер вихлопного струменя означає, що тиск вихлопних газів може значно відрізнятися від тиску навколишнього середовища - зовнішнє повітря не може врівноважити тиск на вході через дуже високу швидкість струменя. Отже, для надзвукових сопел фактично можливо, щоб тиск газу, що виходить із сопла, був значно нижчим або набагато вищим за тиск навколишнього середовища.

Якщо тиск на виході занадто низький, струмінь може відокремитися від сопла. Це часто нестабільно, і струмінь зазвичай викликає великі відхилення від осі і може механічно пошкодити сопло.

Цей поділ зазвичай відбувається, якщо тиск на виході падає нижче приблизно 30-45% від навколишнього, але поділ може бути відкладений до набагато нижчих тисків, якщо форсунка призначена для збільшення тиску на обід, як це досягається за допомогою SSME (1-2 фунти на квадратний дюйм при навколишньому тиску 15 фунтів на квадратний дюйм).

Крім того, коли ракетний двигун запускається або дроселюється, тиск у камері змінюється, що забезпечує різні рівні ефективності. При низькому тиску у камері двигун майже неминуче буде надмірно розширено.

Ставлення площі найвужчої частини сопла до площі вихідної площини переважно визначає, наскільки ефективно розширення вихлопних газів перетворюється на лінійну швидкість, тобто. швидкість закінчення і, отже, тяга ракетного двигуна. Властивості газу теж мають значення.

Форма сопла також незначно впливає те, наскільки ефективно розширення вихлопних газів перетворюється на лінійний рух. Найпростіша форма сопла має половину кута конуса ~ 15°, що дає близько 98% ефективності. Менші кути дають трохи більшу ефективність, більші кути дають меншу ефективність.

Часто використовуються більш складні форми обертання, такі як дзвонові сопла або параболічні форми. Вони дають, можливо, на 1% більший ККД, ніж конусне сопло, і можуть бути коротшими та легшими. Вони широко використовуються на ракетах-носіях та інших ракетах, де вага має велике значення. Їх, звичайно, складніше виготовити, тому, як правило, вони дорожчі.

Існує також теоретично оптимальна форма сопла для максимальної швидкості вихлопу. Однак зазвичай використовується більш коротка форма розтруба, яка дає кращі загальні характеристики завдяки набагато меншій вазі, меншій довжині, меншим втратам опору і лише меншій швидкості вихлопу.

Інші аспекти конструкції впливають на ефективність сопло ракети. Горловина сопла повинна мати рівний радіус. Внутрішній кут, що звужується до горловини, також впливає загальну ефективність, але невеликий. Кут виходу сопла має бути якнайменше (близько 12°), щоб звести до мінімуму ймовірність проблем з поділом при низьких тисках на виході.

Для компенсації висоти та інших цілей було запропоновано низку складніших конструкцій.

Сопла з атмосферним кордоном включають:

• сопло розширення-відхилення,
• сопло заглушки,
• aerospike,
• сопло лінійного розширення (SERN), сопло лінійного розширення, де Передачі тиску газу працюють тільки з одного боку, і це можна описати як одностороннє аерокосмічне сопло.

Кожна з них дозволяє надзвуковому потоку адаптуватися до навколишнього тиску, розширюючись або стискаючись, тим самим змінюючи коефіцієнт виходу так, щоб цей оптимальний тиск на виході (або близький до нього) для відповідної висоти. Форсунки з пробкою і аеродинамічні шипи дуже схожі в тому, що вони мають радіальну конструкцію в потоці, але насадки з заглушками мають суцільне центральне тіло (іноді усічене), а сопла аеро шипа мають «базове відведення» газів для імітації твердого центрального тіла. Сопла ED є сопла з радіальним виходом потоку, в яких потік відхиляється центральним стрижнем.

Сопла з регульованим поділом потоку включають:

• сопло, що розширюється,
• ковпачкові сопла зі знімною вставкою,
• ступінчасті сопла або подвійні ковпаки.

Зазвичай вони дуже зручні. аналогічні ковпаковим соплам, але включають вставку або механізм, за допомогою якого можна збільшувати співвідношення площі на виході при зниженні тиску навколишнього середовища.

Дворежимні сопла включають:

Вони мають дві горловини, або дві осьові камери (з відповідними отворами). Центральна горловина має стандартну конструкцію та оточена кільцевою горловиною, через яку відводяться гази з тієї ж (двоканальної) або окремої (дводетекторної) камери тяги. Обидва горловини у будь-якому випадку виходитимуть у сопло дзвону.На великих висотах, де тиск навколишнього середовища нижчий, центральне сопло буде відключено, зменшуючи площу горловини і тим самим збільшуючи співвідношення площ сопла. Ці конструкції вимагають додаткової складності, але перевага наявності двох осьових камер полягає в тому, що вони можуть бути налаштовані для спалювання різних ракетних палив або різних співвідношень паливної суміші. Аналогічно, Aerojet також розробила сопло, зване «форсунка з посиленням тяги», яка впорскує паливо та окислювач безпосередньо в секцію форсунки для згоряння, що дозволяє використовувати форсунки з більшим співвідношенням площ глибше в атмосфері, ніж вони були б без збільшення через ефекти поділ потоків. Вони знову дозволять використовувати кілька порохів (наприклад, РП-1), ще більше збільшуючи тягу.

Форсунки з вектором тяги для упорскування рідини - це ще одна вдосконалена конструкція, яка дозволяє керувати кутом нахилу та нишпоренням за допомогою форсунок без кардана. Індійська компанія PSLV називає свою конструкцію "Система вторинного управління вектором тяги впорскування"; Перхлорат стронцію вводиться через різні шляхи проходження рідини в соплі для досягнення бажаного контролю. Деякі міжконтинентальні балістичні ракети та прискорювачі, такі як Titan IIIC та Minuteman II, мають схожу конструкцію.

• Дросельний потік - коли швидкість газу досягає швидкості звуку в газі, що проходить через звуження
• Сопло Де Лаваля - сопло, що сходиться-розширюється, розроблений для створення надзвукових швидкостей
• Ракетні двигуни подвійної тяги
• Джованні Баттіста Вентурі
• Реактивний двигун - двигуни, що рухаються реактивними двигунами (включаючи ракети)
• Багатоступінчаста ракета
• НК-33 - Російський ракетний двигун
• Імпульсний реактивний двигун
• Імпульсний ракетний двигун
• Реактивні двигуни Skylon - одноступеневий космічний літак з виведенням на орбіту з гібридним повітряно-повітряним/внутрішнім кисневим двигуном (Реактивні двигуни SABRE)
• Ракета - ракетні машини
• Ракетні двигуни - використовуються для руху ракетних транспортних засобів.
• SERN, сопло одинарного розширення рампи - неосесиметричний аеростат
• Ударні ромби - видимі смуги, що утворюються у вихлопі ракетних двигунів
• Твердопаливна ракета
• Рух космічного корабля
• Питомий імпульс – показник швидкості вихлопу
• Ступінчастий цикл згоряння (ракета) - тип e ракетного двигуна
• Ефект Вентурі

Як влаштовано ракету?

Космічні подорожі стали частиною нашого життя, і щоб вирушити за межі Землі, людство використовує ракети — потужні та складні машини.

Будова ракети: Від носа до хвоста

Ракета поділяється на три основні частини, кожна з яких виконує свою важливу роль у досягненні космічних висот:

• Тут розташована кабіна космонавтів або відсік для космічного вантажу. Це серце місії, де знаходиться все необхідне для дослідження космосу.
• Середня частина, або корпус: Це місце, де зберігається паливо та розташовані двигуни ракети. Без цієї частини ракета не змогла б піднятися із Землі.
• Хвостова частина з соплами: Звідси виходить потік газів, який штовхає ракету вгору.

Щаблі ракети: Поетапний політ до зірок

Багато ракет складаються з декількох щаблів, які послідовно відокремлюються від ракети в міру витрати палива. Кожен наступний ступінь продовжує шлях, доки ракета не досягне космосу. Це дозволяє економити паливо та ефективно долати тяжіння Землі.

Паливо ракети: Сила для зльоту

Двигун ракети працює на паливі, яке згоряє, утворюючи потужний потік газів. Ці гази вириваються із сопел, створюючи поштовх, який піднімає ракету вгору. Завдяки цьому ракети можуть долати земне тяжіння та вирушати у космічні подорожі.

Повернення додому: Завершення місії

Після виконання місії ракета або її частини можуть повернутись на Землю. Це дозволяє космонавтам розповісти про свої відкриття та поділитися унікальним досвідом дослідження космосу.

Ракети - це справді дивовижні винаходи, які відкривають людству двері до незвіданого космосу. Вони дозволяють нам мріяти про далекі подорожі до зірок і досліджувати загадки Всесвіту.