로켓 엔진 노즐

로켓 엔진 노즐은 높은 초음속으로 연소 생성물을 확장하고 가속하기 위해 로켓 엔진에 사용되는 추진 노즐입니다.

단순: 펌프 또는 고압 울라지 가스로 200~수백 기압의 추진제를 연소실에 주입하여 연소시키고, 연소실은 고압 고온 연소 생성물에 포함된 에너지를 가속에 의해 운동에너지로 변환하는 노즐로 유도한다.ng 기체를 고속 및 근접 압력으로 변환합니다.

역사

단순한 종 모양의 노즐은 1500년대에 개발되었다.드 라발 노즐은 19세기에 구스타프 드 라발에 의해 증기 터빈에 사용하기 위해 개발되었습니다.그것은 현대 로켓의 아버지 중 한 명인 로버트 고다드에 의해 개발된 초기 로켓 엔진에 처음 사용되었다.그 이후로 그것은 독일의 V-2 로켓을 가능하게 한 발터 티엘의 구현을 포함하여 거의 모든 로켓 엔진에 사용되었다.

대기 사용

대기 중에 사용되는 로켓 엔진 노즐의 최적 크기는 출구 압력이 주변(^[why?]대기압) 압력과 같을 때 달성되며, 이 압력은 고도가 높아짐에 따라 감소한다.지구에서 궤도로 이동하는 로켓의 경우, 단순한 노즐 설계는 한 고도에서만 최적화되어 효율성을 잃고 다른 고도에서 연료를 낭비합니다.

목구멍 바로 옆에는 가스 압력이 주변 압력보다 높기 때문에 목구멍과 노즐 출구 사이에서 팽창을 통해 압력을 낮춰야 합니다.노즐 출구에서 나오는 배기가스의 압력이 여전히 주변 압력보다 높으면 노즐의 팽창이 부족하고, 배기량이 주변 압력보다 낮으면 과도하게 ^[1]팽창한 것입니다.

약간 과도하게 확장하면 효율이 약간 떨어지지만 그 외에는 거의 해가 되지 않습니다.그러나 출구 압력이 주변 압력의 약 40% 미만일 경우 "흐름 분리"가 발생합니다.이는 노즐의 손상, 차량 또는 엔진의 제어 장애, 더 극단적인 경우 엔진 파괴 등의 원인이 될 수 있는 배기 불안정성을 유발할 수 있습니다.

경우에 따라서는, 지상에서 로켓 엔진을 점화해 궤도까지 가는 것이 신뢰성과 안전상의 이유로 바람직하다.최적의 발사 성능을 위해 로켓이 해수면 근처에 있을 때(이륙 시) 노즐에서 나오는 기체의 압력은 해수면 압력이어야 한다.그러나 해수면 작동을 위해 설계된 노즐은 높은 고도에서 빠르게 효율성을 잃습니다.다단 설계에서, 2단 로켓 엔진은 주로 높은 고도에서 사용하도록 설계되었으며, 1단 엔진이 초기 발사를 수행한 후에만 추가 추력을 제공합니다.이 경우 설계자는 일반적으로 2단계에서 과도하게 팽창된 노즐(해발 높이) 설계를 선택하므로 주변 압력이 낮은 높은 고도에서 더 효율적입니다.이 기술은 우주왕복선의 동력 궤적의 대부분을 거의 진공상태에서 소비한 (해상에서) 과도하게 팽창된 주엔진(SSME)에 적용된 기술이었고, 반면 우주왕복선의 두 개의 해수면 효율적인 고체 로켓 부스터는 초기 발사 추력의 대부분을 제공했다.공간의 진공 상태에서는 가스가 완전히 팽창하려면 노즐이 무한히 길어야 하기 때문에 사실상 모든 노즐이 팽창되지 않습니다. 결과적으로 엔지니어는 과도한 중량을 가하지 않고 차량의 성능을 저하시키지 않으면서 추가적인 팽창(터러스트 및 효율성)을 활용할 수 있는 설계를 선택해야 합니다.

진공 사용

진공 상태 또는 매우 높은 고도에서 사용되는 노즐의 경우 주변 압력을 일치시키는 것이 불가능하며, 일반적으로 면적비가 큰 노즐이 더 효율적입니다.그러나 매우 긴 노즐은 그 자체로 상당한 질량을 가지고 있습니다.일반적으로 전체 차량 성능을 최적화하는 길이를 찾아야 합니다.또한 노즐 내의 가스 온도가 감소함에 따라 배기 가스의 일부 성분(예: 연소 과정의 수증기)이 응축되거나 동결될 수 있습니다.이는 매우 바람직하지 않으므로 피해야 합니다.

자기 노즐은 플라스마 또는 이온의 흐름이 고체 물질로 만들어진 벽이 아닌 자기장에 의해 유도되는 일부 유형의 추진(예: 가변 특정 임펄스 마그네토플라스마 로켓, VASIMR)에 대해 제안되었습니다.자기장 자체는 녹을 수 없고 플라즈마 온도는 수백만 켈빈에 달할 수 있기 때문에 이것은 유리할 수 있습니다.그러나 코일 자체에서 발생하는 열 설계상의 문제가 종종 있습니다. 특히 초전도 코일이 목구멍 및 팽창장을 형성하기 위해 사용되는 경우에는 더욱 그렇습니다.

1차원 드 라발 노즐

드 라발 노즐을 통과하는 가스 흐름 분석에는 다음과 같은 여러 개념과 간단한 가정이 포함됩니다.

• 연소 가스는 이상적인 가스로 가정된다.
• 기체의 흐름은 등방성이며, 즉 비점성 유체의 가정과 단열 과정으로 인해 엔트로피가 일정합니다.
• 가스 유량은 추진제 연소 기간 동안 일정합니다(즉, 안정적).
• 가스 흐름은 가스 입구부터 배기 가스 출구까지(즉, 노즐의 대칭 축을 따라) 흔들리지 않고 축대칭적입니다.
• 유체는 기체이기 때문에 압축이 가능합니다.

연소 가스가 로켓 노즐에 들어갈 때, 그것은 아음속 속도로 이동합니다.목구멍이 수축함에 따라 가스가 가속되어 단면적이 가장 작은 노즐목에서 직선속도가 음속이 된다.목구멍에서 단면적이 증가하고 가스가 팽창하며 직선 속도가 점차적으로 더 빨라집니다.

배기 가스의 선형 속도는 다음^[2][3][4] 방정식을 사용하여 계산할 수 있습니다.

${\displaystyle v_{\text{e}}=sqrt {\frac {TR}{M}}, {\frac {2\frac}{\text{e}}}{p}\right}, {\frac {\frac}{\frac {p}}{\frac {\f}}{\fright}, {\frac {\frac {\frac {\f}},\frac {\fright}}, {\f}, {\frac {\f}, {\f}, {\}}$

여기서:

${\displaystyle T}$ $\$ $displaystyle$T$$\ ,	흡입구 가스 절대 온도(K)
${\displaystyle R}$	§ 8314.5 J/kmol·K, 범용가스법칙 상수
${\displaystyle M}$ $\$ $displaystyle$M$$\ ,	기체 분자량 또는 중량(kg/kmol)
$\displaystyle \displays }$	${\displaystyle ={}_{}{c}_{}}$ ${\displaystyle p{}_{}}$ /$$ v { displaystyle $= c_{\text{p$}}/$c_{\text{v$ 등엔트로픽 확장 계수
${\displaystyle c_{}}$p \ $display$ style c _ { \$text$ { $p$} $、$	일정한 압력 하에서 가스의 비열 용량
${\displaystyle c_{}}$ v$${\$displaystyle c_{\text{v$	일정한 체적 하에서의 가스의 비열 용량
${\displaystyle v_{}}$ e$:\$text${e$	노즐 출구면에서의 가스 속도(m/s)
${\displaystyle p_{}}$ e$:\$	노즐 출구면에서 가스의 절대 압력(Pa)
${\displaystyle p}$ $\$ $display style$p$$,	흡입구 가스 절대 압력(Pa)

다양한 추진제를 연소하는 로켓 엔진에 대한 배기 가스_e 속도 v의 일반적인 값은 다음과 같습니다.

• 액체 모노폴란트용 1.7~2.9km/s(3800~6500mi/h)
• 2.9~4.5km/s(6500~10100mi/h) (액체로 된 2인용)
• 2.1~3.2km/s(4700~7200mi/h) (고체 추진제용)

v는_e 배기가스가 이상적인 기체로 작용한다는 가정에 기초하기 때문에 이상적인 배기가스 속도라고 부르기도 합니다.

예를 들어 계산은 위의 방정식을 이용하기 때문에, 추진제 연소 가스:절대 압력 p의 노즐에 들어가는 1.22명인데)7.0MPa및 후춧가루)0.1MPa의 절대 압력에서 로켓 배기를&T=3500K의 절대 온도에서, γ의 등 엔트로피 팽창 계수와 같이, M은 몰 질량=22kg/k에 있다고 추측한다.mol. 위의 공식에서 이러한 값을 사용하면 위의 일반적인 값과 일치하는 배기 속도_e v = 2802 m/s 또는 2.80 km/s를 얻을 수 있습니다.

기술 문헌은 많은 저자들이 이상적인 기체에 적용되는 범용 가스 법칙 상수 R을 사용하고 있는지 또는 특정 개별 기체에만 적용되는 가스 법칙 상수_s R을 사용하고 있는지 설명하지 못하기 때문에 매우 혼란스러울 수 있다.두 상수의 관계는 R_s = R/M이며, 여기서 R은 범용 가스 상수이고 M은 가스의 몰 질량입니다.

특정 임펄스

추력은 로켓을 공기나 공간을 통해 움직이는 힘이다.추력은 뉴턴의 운동 제3법칙인 "모든 작용에는 동등하고 반대되는 반응이 있다"의 적용을 통해 로켓의 추진 시스템에 의해 생성됩니다.기체 또는 작동유체는 로켓 엔진 노즐의 후방에서 가속되고 로켓은 반대 방향으로 가속된다.로켓 엔진 노즐의 추력은 다음과 ^[2][3][5][6]같이 정의할 수 있습니다.

$디스플레이 스타일F&=sqdot {m}v_{\text{e}}+\left(p_{\text{e}}-p_{\text{o}}\오른쪽)A_{\text{e}}\[2pt]&=dot {m}\left[v_{\text{e}}+\frac {p_{\text{o}}}{\dot {m}}\right]A_{\text{e}}\right],\end{aligned}}$

완벽하게 확장된 노즐(p_e = p_o)의 경우, 이는 다음과 같이 감소한다.

${\displaystyle F=m}v_{\text{eq}}}.}$

$특정$는 추진제의 중량 흐름에 대한 추력의 비율입니다$.$이것은 로켓 엔진의 연비를 측정하는 것입니다.영어 엔지니어링 유닛에서는 다음과 같이 얻을^[7] 수 있습니다.

$({displaystyle I_{\text{sp}}=flac {F}{\dot {m}}g_{\text{o}}}}=flac {\dot {m}}v_{\text{eq}}}}}}{\dot {m}g_{\text{o}}}}}}}}==flac {v_{v_{\textfrac {v}}}{{\textfrac {v}}}}}}}{\textfrac {v}}}}{{{$

여기서:

${\displaystyle F}${\$displaystyle$F$\},$	로켓 엔진의 총추력(N)
$(\$	가스 질량 유량(kg/s)
${\displaystyle v_{}}$ e$:\$text${e$	노즐 배기 가스 속도(m/s)
${\displaystyle p_{}}$ e$:\$	노즐 배기 가스 압력(Pa)
${\displaystyle p_{}}$o {\$displaystyle p_{\text{o$	외부 환경 또는 자유 흐름 압력(Pa)
$(\$	노즐 배기 단면적(m²)
${\displaystyle v_{}}$ ${\displaystyle {\text{eq}}_{}}${ $display$ style v _ { \$text$ { $eq$} $\}$ ,	노즐 배기 시 가스의 등가(또는 유효) 속도(m/s)
$(\$	특정 임펄스
${\displaystyle g_{}}$o {\$displaystyle g_{\text{o$	(지구 해수면에서의) 표준 중력; 약 9.807 m/s2

${\displaystyle {경우}_{}}$에 따라서는 p e$(\$text${e$}})가$$ ${\displaystyle p_{}}$o(\$displaystyle p_{\text{o$일 경우 공식은 다음과 같습니다.

$({displaystyle I_{\text{sp}}=flac {F}{\dot {m},g_{\text{o}}})=flac {\dot {m},v_{\text{e}}}}}}}{\dot {m},g_{\text{o}}}}}}}}}}}}=flac {\frac {{{{\text}}}}}}}}}}}}}}}}}{\textfrac {\textfrac {\frac$

그렇지 않은 경우, $로켓{\displaystyle {}_{}}$ ${\displaystyle {노즐}_{}}$ p$$e {\$displaystyle p_{\text{$e}}는$$ m ${\$ ${\displaystyle {m$에 비례하므로 주어진 엔진에 $대해{\displaystyle {}_{}}$ 진공 I sp${\displaystyle {\text{,}}_{}}$ {\$displaystyle I_{\text{sp,vac}}}$인 일정량을 정의할 수 있습니다.

${\displaystyle I_{\text{sp,vac}}=flac {1}{g_{\text{o}}}}\left(v_{\text{e}})+{\frac {p_{\text{e}}}}A_{\text{e}}{\dot {m}}\right},}$

그 때문에, 다음과 같이 됩니다.

${\displaystyle F=}I_{\text{sp,vac},g_{\text{o}}{\dot {m}}-A_{\text{e}}p_{\text{o}}},$

진공추력에서 대기압의 힘을 뺀 값입니다.

기본적으로 로켓 노즐의 경우, 엔진에 작용하는 주변 압력이 후방 방향의 로켓 엔진 출구면을 제외하고 상쇄되며, 배기 제트는 전진 추력을 생성한다.

공기 정압 배압 및 최적의 팽창

가스가 노즐의 팽창부를 따라 내려갈수록 압력과 온도는 낮아지고 가스의 속도는 빨라진다.

배기 제트의 초음속 특성은 배기 압력이 주변 압력과 크게 다를 수 있다는 것을 의미합니다. 즉, 매우 높은 제트 속도 때문에 외부 공기가 업스트림 압력을 균일하게 할 수 없습니다.따라서 초음속 노즐의 경우 노즐에서 나오는 가스의 압력이 실제로 주위 압력보다 크게 낮거나 매우 높을 수 있습니다.

출구 압력이 너무 낮으면 제트가 노즐에서 분리될 수 있습니다.이는 종종 불안정하며, 제트는 일반적으로 큰 축 외 추력을 발생시키고 노즐을 기계적으로 손상시킬 수 있습니다.

이 분리는 일반적으로 출구 압력이 주변의 약 30~45% 이하로 떨어질 때 발생하지만, SSME에서 달성한 것처럼 노즐이 림에서 압력을 증가시키도록 설계되어 있는 경우(15psi에서 1-2psi)^[8] 훨씬 낮은 압력으로 분리가 지연될 수 있습니다.

또한 로켓 엔진이 시동 또는 스로틀됨에 따라 챔버 압력이 달라지며, 이로 인해 다양한 수준의 효율이 발생합니다.챔버 압력이 낮을 경우 엔진은 거의 불가피하게 과도하게 팽창하게 됩니다.

최적의 형태

노즐의 가장 좁은 부분의 면적에 대한 출구 평면 면적의 비율은 주로 배기 가스의 팽창이 선형 속도, 배기 속도, 따라서 로켓 엔진의 추력으로 얼마나 효율적으로 변환되는지를 결정합니다.가스 특성도 영향을 미칩니다.

또한 노즐의 모양은 배기 가스의 팽창이 선형 운동으로 얼마나 효율적으로 변환되는지에 약간의 영향을 미칩니다.가장 단순한 노즐 모양은 약 98%의 효율로 15°의 원뿔 반각을 가지고 있습니다.각도가 작을수록 효율이 약간 높아지고 각도가 클수록 효율이 낮아집니다.

종노즐이나 포물선 모양과 같이 더 복잡한 형태의 회전도 자주 사용됩니다.이 노즐은 콘 노즐보다 약 1% 더 높은 효율성을 제공하며 더 짧고 가벼울 수 있습니다.그것들은 무게가 프리미엄인 발사체나 다른 로켓에 널리 사용된다.물론 제작이 더 어렵기 때문에 일반적으로 비용이 더 많이 듭니다.

최대 배기 속도를 위해 이론적으로 최적의 노즐 모양도 있습니다.그러나 일반적으로 짧은 벨 모양이 사용됩니다. 이는 훨씬 더 낮은 무게, 짧은 길이, 낮은 드래그 손실 및 매우 약간 낮은 배기 ^[9]속도로 인해 전체 성능이 향상됩니다.

다른 설계 측면은 로켓 노즐의 효율에 영향을 미칩니다.노즐의 목은 반경이 부드러워야 합니다.목구멍까지 좁아지는 내부 각도도 전체적인 효율에 영향을 미치지만, 이것은 작습니다.노즐의 출구 각도는 가능한 한 작아야 합니다(약 12°).낮은 출구 압력에서 분리 문제가 발생할 가능성을 최소화하기 위해.

고도의 설계

고도 보정 및 기타 용도에 대한 보다 정교한 디자인이 다수 제안되었다.

대기 경계가 있는 노즐은 다음을 포함한다.

• 팽창-편향 노즐,^[10]
• 플러그 노즐,
• 에어스피크,^[10][11]
• 단일 팽창 램프 노즐(SERN)은 선형 팽창 노즐로, 가스 압력 전달이 한쪽 면에서만 작동하며, 단일 면 에어로스피크 노즐로 설명할 수 있습니다.

이들 각각은 초음속 흐름이 팽창 또는 수축함으로써 주변 압력에 적응할 수 있도록 하며, 그에 따라 출구 비율이 해당 고도에 대한 최적의 출구 압력(또는 근접)이 되도록 변화시킵니다.플러그와 에어로스피크 노즐은 방사형 인플로우 설계라는 점에서 매우 유사하지만 플러그 노즐은 고체 중심체(때로는 잘림)를 특징으로 하며 에어로스피크 노즐은 고체 중심체를 시뮬레이션하기 위해 "베이스 블리딩"된 가스를 가지고 있다.ED 노즐은 플로우가 중앙 핀틀에 의해 편향된 방사형 아웃플로 노즐입니다.

흐름 분리 노즐에는 다음이 포함됩니다.

• 팽창 노즐,
• 탈착식 인서트가 있는 벨 노즐,
• 스텝 노즐 또는 듀얼 벨 노즐.^[12]

이러한 노즐은 일반적으로 벨 노즐과 매우 유사하지만 외부 압력이 감소함에 따라 출구 면적 비율을 높일 수 있는 삽입구 또는 메커니즘이 포함되어 있습니다.

듀얼 모드 노즐에는 다음이 포함됩니다.

• 2층 노즐,
• 듀얼 소켓 노즐

이들은 두 개의 목구멍 또는 두 개의 추력 챔버(대응하는 목구멍)를 가지고 있습니다.중앙 목구멍은 표준 설계이며 고리 목구멍으로 둘러싸여 있으며, 고리 목구멍은 동일한(이중 목구멍) 또는 별도의(이중 확장기) 스러스트 챔버에서 가스를 배출합니다.어느 경우든 양쪽 목은 벨 노즐로 방출될 거야주변 압력이 낮은 고도에서 중앙 노즐이 차단되어 목구멍 면적이 감소하여 노즐 면적 비율이 높아집니다.이러한 설계에는 추가적인 복잡성이 필요하지만, 두 개의 스러스트 챔버를 갖는 장점은 서로 다른 추진제 또는 연료 혼합비를 연소하도록 구성할 수 있다는 것입니다.마찬가지로, 에어로젯은 "Thrust Augmented Nozzle"^[13][14]이라고 불리는 노즐을 설계했는데, 이는 연소를 위해 노즐 부분에 추진제와 산화제를 직접 주입하여 흐름 분리 효과로 인해 증가하지 않고 대기 중 더 깊은 곳에서 더 큰 면적비 노즐을 사용할 수 있게 합니다.또한 여러 추진제(RP-1 등)를 사용할 수 있어 추력을 더욱 높일 수 있다.

액체 분사 스러스트 벡터링 노즐은 짐벌되지 않은 노즐에서 피치 및 요 제어를 가능하게 하는 또 다른 고급 설계입니다.인도의 PSLV는 이 설계를 "2차 분사 추력 벡터 제어 시스템"이라고 부릅니다. 즉, 스트론튬 과염소산염이 노즐의 다양한 유체 경로를 통해 주입되어 원하는 제어를 달성합니다.타이탄 IIIC와 미니트맨 II와 같은 일부 ICBM과 부스터는 유사한 설계를 사용합니다.

「 」를 참조해 주세요.

• 막힌 흐름 – 가스 속도가 제한을 통과할 때 가스 내 음속에 도달하는 경우
• De Laval 노즐 – 초음속을 생성하도록 설계된 수렴 분산 노즐
• 이중 추진 로켓 모터
• 조반니 바티스타 벤추리
• 제트 엔진 – 제트 엔진(로켓 포함)에 의해 추진되는 엔진
• 다단 로켓
• NK-33 – 러시아 로켓 엔진
• 펄스 제트 엔진
• 펄스 로켓 모터
• 반응 엔진 Skylon – 하이브리드 공기 흡입/내부 산소 엔진(반응 엔진 SABRE)으로 구동되는 1단-오빗 우주 비행기
• 로켓 – 로켓 차량
• 로켓 엔진 – 로켓 차량 추진에 사용
• SERN, 싱글 익스팬션 램프 노즐 – 비대칭 에어로스피크
• 쇼크 다이아몬드 – 로켓 엔진의 배기 중에 형성된 가시적인 밴드
• 고체 연료 로켓
• 우주선 추진
• 비임펄스 – 배기 속도 측정값
• 단계적 연소 사이클(로켓) – 로켓 엔진의 한 종류
• 벤추리 효과

레퍼런스

외부 링크

• 배기 가스 속도 계산기
• NASA 우주 비행체 설계 기준, 액체 로켓 엔진 노즐
• NASA '로켓 초보자 가이드'
• 에어로스피크 엔진
• 리처드 나카의 실험 로켓 웹사이트
• Robert Brauning 웹사이트의 "로켓 추진"
• 액체 로켓 엔진 열역학 분석을 위한 자유 설계 도구