Tehnologii (episodul 7): Motoarele rachetă cu combustibil solid; fundamente (partea a III-a)

Dupa ce prima parte a fost introductivă iar partea a doua s-a ocupat de corpul motorului și combustibil, iată-ne ajunși la partea a treia a articolului dedicat motoarelor rachetă cu combustibil solid (MRCS). Dacă nu le-ați citit deja, autorul vă încurajează să le citiți, alături de articolul introductiv.

3. Ajutajul

Ajutajul de reacție (nozzle) este un tub sau un canal a cărui secțiune poate rămâne constantă sau poate varia după anumite reguli, în cazul MRCS fiind utilizat pentru expansiunea gazelor fierbinți, trebuind să suporte temperaturi mari și corodarea datorată evacuării gazelor. Profilul ajutajului (nozzle profile, forma pe care o are ajutajul) diferă în funcție de scopul în care este utilizat. Imaginea de mai jos prezintă câteva forme pe care le poate avea un ajutaj.

Tipuri de ajutaje – drept, convergent, divergent, convergent-divergent (sursa: [12])

Un ajutaj al MRCS (sursa: [2])

Cel mai folosit ajutaj în cazul MRCS este ajutajul convergent-divergent (numit și ajutaj Laval sau De Laval), care are trei părți:

• o zonă convergentă, care direcționează curgerea gazelor aflate sub presiune mare și care la intrare au viteză mică;
• o zonă care are suprafața cea mai mică unde gazele sunt accelerate la viteză sonică; aceasta determină modul în care funcționează motorul – zona critică (throat);
• o zonă divergentă – ieșirea din ajutaj – care crește viteza de evacuare a gazelor aflate în faza de expansiune și mai mult, supersonic, crescând astfel și forța de împingere.

Profilul ajutajului reactiv Laval (sursa: 1 – [7], 2 – [25])

Diametrul secțiunii critice variază de la câțiva milimetri la un metru (în funcție de motor și rachetă) și există în acest moment mai multe categorii de ajutaje pentru MRCS, acestea fiind descrise în rândurile următoare:

• ajutaj fix: este cel mai simplu ajutaj, fiind utilizat frecvent în sistemele de propulsie ale rachetelor tactice; secțiunea critică având de cele mai multe ori diametrul cuprins între câțiva milimetri și 15 cm;
• ajutaj orientabil: oferă posibilitatea orientării vectorului forței de împingere; aceste ajutaje sunt de obicei inlcuse în camera de ardere, utilizând un cuplaj flexibil etanș sau un rulment cu două actuatoare aflați la 90 de grade. Acest gen de ajutaje sunt utilizate de rachetele strategice, secțiunea critică având un diametru de 20-30 cm pentru treptele inferioare și 10-15 cm pentru treptele superioare sau spațiale în cazul boosterelor navetei spațiale, rachetelor Titan și Ariane V, secțiunea critică având un diametru de 50-100 cm;
• ajutaj inclus în camera de ardere (submerged nozzle): o mare parte a lungimii ajutajului se află inclusă în camera de ardere, avantajul fiind reducerea lungimii vehiculului iar dezavantajul fiind scăderea masei de propelant care poate fi utilizat;
• ajutaj telescopic (EEC – Extendible Exit Cone): utilizat de obicei de treptele superioare ale motoarelor pentru a crește impulsul specific; acesta este extins înainte de aprindere, alegându-se această soluție pentru economia de spațiu;
• ajutaj montat pe un tub de evacuare (blast tube): utilizat în cazul rachetelor tactice care au constrângeri legate de spațiul disponibil pentru actuatoare, pentru a limita deplasarea centrului de greutate și pentru a îl păstra în partea din față a vehiculului.

Aceste catogorii sunt ilustrate de imaginea următoare.

Categorii de ajutaje (sursa: [3])

Noile materiale care au devenit disponibile odată cu creșterea capacității de calcul a sistemelor informatice și datele culese experimental au permis realizarea de ajutaje reactive mai ușoare și cu o rezistență mai bună. În acest moment forma și complexitatea unui ajutaj depind de nivelul de performanță care se dorește și de domeniul în care va fi utilizat (vehicule spațiale, rachete balistice, rachete tactice). Pentru proiectarea lui trebuie să se cunoască următoarele:

• presiunea internă a motorului, aceasta afectând integritatea structurală și determinând ablațiunea ajutajului;
• timpul de ardere, neglijabil pentru motoarele mici, care ard câteva secunde, dar esențial pentru motoarele mari, cu timpi de ardere de ordinul zecilor de secunde, în determinarea grosimii ajutajului;
• diametrul secțiunii critice, aceasta determinând presiunea la care va funcționa motorul;
• tipul de propergol utilizat, acesta determinând temperatura gazelor și, pe cale de consecință (cât detest expresia aceasta), materialele din care va fi realizat ajutajul;
• spațiul disponibil pentru ajutaj;
• raportul de expansiune (expansion ratio) între suprafața secțiunii ajutajului la ieșire și suprafața secțiunii critice, care trebuie să ofere o presiune a gazelor la ieșirea din ajutaj egală cu presiunea atmosferică pentru un randament maxim;
• controlul vectorului forței de împingere (thrust vector control); în cazul rachetelor balistice și al celor spațiale se utilizează un ajutaj orientabil (cu 3-15 grade) iar în cazul rachetelor tactice se utilizează suprafețe de control care deviază jetul de gaz la ieșirea din ajutaj;
• raportul de includere al ajutajului în camera de ardere, calculat între lungimea integrată în camera de ardere și lungimea totală a ajutajului;
  modalitatea de includere în carcasa motorului, care trebuie să ia în calcul geometria aleasă pentru pulbere;
• factori de cost și performanță, păstrarea masei inerte cât mai mică, mediu în care va funcționa, durată de viață în condiții de stocare.

Analiza unui ajutaj utilizând software CFD (sursa: [29])

Performanța așteptată de la rachetele balistice și spațiale au determinat utilizarea de materiale noi, cu caracteristici mecanice și termice potrivite pentru utilizarea la producerea unor componente de mari dimensiuni. În acest moment sunt utilizate materiale din 3 mari categorii:

• materiale compozite traditionale (fibre de carbon/fibre de sticlă – rășină epoxidică) pentru corpul ajutajului, uneori înlocuite de metal (oțel sau aluminiu) sau de grafit;
• materiale ablative realizate din fibre cu proprietăți refractare (carbon, grafit, siliciu) și o masă plastică obținută prin polimerixarea unei rășini – de obicei fenolică; aceste materiale se utilizează de obicei ca izolator între corpul motorului și ajutaj;
• materiale izolatoare stabile termic realizate dintr-un material refractar care conține ceramică sau carbon, acestea fiind izolatoare și oferind totodată și rezistență structurală. Un asemenea material este cunoscut sub numele de carbon-carbon, conținând un material bazat pe carbon – fibre, țesătură – care asigură rezistența structurală și un adeziv bazat pe carbon, obținut prin proces de densificare. Acest material oferă avantajul unor structuri cu pereții extrem de subțiri.

Ajutajele mici, mai simple constructiv, sunt realizate pentru motoare cu o presiune scăzută în camera de ardere, o perioadă scurtă în care motorul funcționează și/sau forță de împingere redusă. Ajutajele complexe sunt utilizate pentru a putea realiza controlul vectorului forței de împingere, a funcționa la presiuni mari în camera de ardere, a produce o forță mare de împingere și a putea fi utilizate pe o perioadă mai lungă (peste 30 de secunde).

Ajutaj utilizat la MRCS mici (sursa: [3])

Probabil cel mai complex ajutaj realizat vreodată, cel al boosterelor navetei spațiale (sursa: [3])

Eroziunea secțiunii critice determină creșterea diametrului său în timpul funcționării motorului, aceasta fiind una dintre problemele care trebuie rezolvate la proiectarea ajutajelor. Nu doar secțiunea critică este cea afectată, ci și zonele convergentă și divergentă aflate în imediata apropiere a ei; eroziunea în zona secțiunii critice este de 0.01 – 0.25 mm/sec, un ajutaj pierzând 3-12% din masă datorită eroziunii. În general, o creștere a suprafeței secțiunii critice mai mare de 5% este considerată inacceptabilă, având drept consecințe imediate reducerea presiunii din camera de ardere și scăderea forței de împingere. Cauza eroziunii este interacțiunea între gazul aflat la temperatură mare, care se deplasează cu viteză mare, compoziția chimică a gazului și abraziunea mecanică datorată particulelor. O eroziune neuniformă determină o deplasare a forței de împingere.

Conturul (forma) pereților ajutajului este determinat pe baza unei analize a compoziției gazului rezultat în urma arderii motorului pentru a minimiza eroziunea. De asemenea, conturul este determinat și pentru a maximiza performanța (ex: un ajutaj având forma unui clopot are o eficiență mai bună față de un ajutaj cu forma de con).

MRCS nu ating niciodată echilibrul termic, temperatura componentelor expuse crescând continuu pe durata funcționării. În cazul unui ajutaj bine proiectat, materialele utilizate în zonele critice ating temperatura maximă permisă la scurt timp după oprirea motorului. Componentele ajutajului se bazează pe capacitatea de absorbție a căldurii și transferul termic lent pentru a rezista solicitărilor la care sunt supuse. Alegerea materialor adecvate este critică pentru a realiza un ajutaj – să ii spunem așa – de succes.
La începuturile perioadei moderne a rachetelor ajutajul era realizat dintr-o singură bucată de grafit, unele ajutaje având un suport metalic.

Exemple de ajutaje compuse din două părți – un suport metalic și ajutajul din grafit (sursa: [26])

Ajutaj din grafit cu suport metalic montat pe capacul camerei de ardere (sursa: [26])

Ajutaj al unui motor care a ars aproximativ 5 secunde; secțiunea critică nu a suferit modificări (sursa: [26])

Ajutaje realizate din grafit pentru rachete hobistice (rachetomodele cu MRCS) (sursa: [27])

Ajutaje din rășini fenolice utilizat și nou (stânga și dreapta) și ajutaje din rășini fenolice cu insert din grafit (sursa: [28])

Ajutaj metalic (sursa: [4])

Ajutajul MRCS Sidewinder și un jutaj al unei rachete hobistice (sursa: [52])

Tehnicile curente de fabricație presupun realizarea dintr-un singur material, ca o singură bucată, a secțiunii critice și a zonei de intrare a ajutajului (ITE – Integrated Throat-Entrance) sau fabricarea ca o singură bucată a zonei critice și a conului de ieșire (ITEC – Integrated Throat-Exit-Cone), ambele realizate din carbon-carbon. În timp ITE pentru ajutajele de mici dimensiuni au fost realizate din grafit, din tungsten, carbon de duritate mare, din carbon-carbon, fibră de carbon. Pentru ajutajele de mari dimensiuni ITE au fost realizate din straturi succesive de fibre (carbon și siliciu) în rășină fenolică.

Utilizare	Material	Observații
Structură, înveliș	Aluminiu	Limitat la 515 grade Celsius
	Oțel și aliaje de oțel	Utilizabil între 625 și 1200 grade Celsius
Zona de intrare a gazelor și secțiunea critică; material rezistent la temperatură și abraziune	Grafit turnat	Cost redus; pentru temperaturi și presiuni mici
	Grafit pirolitic (pyrolitic)	Conductivitate termică
	Tungsten sau alte metale grele	Grele; scumpe; rezistă la eroziune
	Fibră de carbon sau Kevlar cu rășină epoxidică sau fenolică	Sensibilitate la orientarea fibrelor; material ablativ; utilizate la ajutajele de dimensiuni mari
	Carbon-carbon	Trei-patru filamente întrețesute; rezistent; scump; limitat la 3300 grade Celsius
Izolator; nu este expus gazelor	Materiale ablative din fibră de sticlă, Kevlar și rășini fenolice	Conductivitate mică; aderență mare; rezistență la solicitări mecanice; rezistență la eroziune
Barieră împotriva flăcărilor; expus gazelor fierbinți cu viteză mică	Materiale plastice ablative (aceleași ca în cazul materialelor izolatoare, material de bază cauciucat)	Cost mai mic decât carbon-carbon’ rezistență mai bună la eroziune față de alte materiale izolatoare
	Fibră de sticlă, Kevlar și rășini fenolice sau epoxidice	Realizate nu din fibre ci din bucăți de material sau bandă de material; sunt fixate prin lipire
	Carbon-carbon	Rezistență mai mare la temperatură
Evacuare din ajutaj	Material plastic ablativ cu suport metalic	Masă mare; limitat ca timp de utilizare; fixat prin lipire; realizat din benzi sau bucăți de material
	Material refractar (tantal, molibden)	Rezistente; necesită acoperire pentru a rezista la oxidare; limitate la 1650 grade Celsius; masă mare; fără limită de timp; răcire prin radiație termică
	Carbon-carbon	Temperatură mai mare decât a metalelor; rezistent; deseori poros; răcire prin radiație termică
	Niobiu	Utilizat la zona apropiată de cea de ieșire; răcire prin radiație termică

Tabel 5 – Comparația între caracteristicile diverselor materiale utilizate la realizarea pereților MRCS

Materialele ablative sunt utilizate atât în ajutajele MRCS cât și ca material izolator. De obicei sunt materiale compozite (rășină fenolică sau epoxidică și fibre de carbon, siliciu sau aramide – Kevlar). Ablațiunea este un proces format dintr-o combinație de topire a suprafeței, sublimare, ardere, evaporare, descompunere în adâncime și răcire cu film. Progresiv, un material ablativ suferă o degradare endotermică (modificări chimice și fizice prin absorbția de căldură), acesta carbonizându-se. Deși o parte din material se evaporă, rămâne suficient material poros carbonizat pentru a păstra forma inițială; gazele rezultate în urma evaporării materialului formează un strat superficial protector, relativ rece deasupra materialului carbonizat.

Ablațiunea într-o imagine, deci 1000 de cuvinte (sursa: [3])

4. Sistemul de aprindere

Masa aprinzătorului este de maximum 1% din cea a motorului, necontribuind la impulsul total al motorului, sistemul de aprindere aducând energia necesară pe suprafața propergolului pentru a determina începerea arderii. Un aprinzător poate avea un proces compus din maximum 3 etape:

• inițierea: aprinderea unui element pirotehnic – inițiator (en: initiator) – proiectat să convertească semnalul inițial (electric, mecanic) în ardere controlată a unei substanțe pirotehnice;
• aprinderea boosterului: utilizarea unei încărcături, a unui praf, a unor granule sau a unui micro MRCS pentru a transmite flacăra dinspre inițiator către încărcătura de amorsare;
• aprinderea încărcăturii principale: utilizarea unei încărcături, a unui praf, a unor granule sau a unui MRCS pentru a aprinde pulberea motorului; este numită în practică încărcătură de amorsare.

Pentru aprinderea motoarelor de dimensiuni mari se utilizează un proces care parcurge toate cele 3 etape. Încărcătura principală (de amorsare) arde câteva zecimi de secundă, volumul de gaze ajungând la 10% din debitul combustibilului pe timpul funcționării. Pentru aprinderea motoarelor mici se utilizează un sistem de inițiere și apoi un exploziv (procesul durează câteva milisecunde, eliberând o mare cantitate de gaz) sau un sistem de inițiere și o ardere incrementală (procesul durează câteva zeci de milisecunde).

Imaginea următoare prezintă pozițiile unde se află cel mai frecvent instalat aprinzătorul (poziția este în funcție de direcția de deplasare a rachetei): anterior intern, anterior extern, posterior intern, posterior extern. De obicei se utilizează așezarea anterioară pentru MRCS cu lungime mare a camerei de ardere, pentru a se asigura o mai bună aprindere a pulberii de propulsie. Din punct de vedere al masei inerte, varianta preferată este montarea internă prin ajutaj. Există două categorii de aprinzătoare: pirotehnice și pirogene.

Diagramă a poziției unde este instalat aprinzătorul (sursa: [3])

Imaginea următoare prezintă din punct de vedere constructiv un dispozitiv de aprindere pirotehnic, care conține toate cele 3 încărcături descrise mai sus. Inițiatorul este în zilele noastre în majoritatea cazurilor electric, fiind realizat dintr-o capsă de inițiere, o rezistență electrică (nichel-crom în cazul modelelor hobistice sau aur/platină cu grosimea de 0.02-0.1 mm prin care trece o tensiune mare pentru sistemele comerciale) și firele care leagă rezisteța la sursă. Cutia dispozitivului de amorsare are rolul de a adăposti toate elementele componente și de a asigura etanșarea încărcăturii de amorsare. Cutia poate fi un coș sau un săculeț care conține încărcătura de amorsare.

Un sistem de inițializare (sursa: [3])

Sisteme de inițializare, diagrame (sursa: 1 – [4], 2, 3 – [36])

Un sistem de aprindere pirogen este un mic motor rachetă al cărui scop este aprinderea MRCS propriu-zis. Majoritatea au unul sau mai multe ajutaje (supersonice sau sonice) și combustibil cu aceeași compoziție cu a MRCS principal. Rezultatul racției produse în motorul utilizat ca dispozitiv de aprindere – gaze fierbinți – ajung pe suprafața pulberii MRCS principal, aceasta aprinzându-se. În cazul motoarelor cu dimensiuni foarte mari acesta este parte a structurii pe care se sprijină MRCS, dispozitivul de aprindere având ajutajul orientat în sus către ajutajul motorului cel mare.

Sisteme de aprindere pirogene (sursa: 1 – [38], 2 – [39])

Pentru a preveni aprinderea accidentală a MRCS, proiectanții au ales două abordări: includerea unui mecanism de armare (safe and arm device) a aprinzătorului și includerea de elemente de protecție (design of safeguards). Energia care poate aprinde neintenționat motorul poate avea ca surse: electricitate statică, curent indus de radiația electromagnetică (ex: radar), curenți induși de aparatele de testare, sistemele de comunicatii, căldură, vibrație, șocuri rezultate în urma manevrării. Dispozitivele de armare funcționează de fapt ca un întrerupător electric care oprește traseul electric către inițiator; în unele cazuri sistemul de armare întrerupe lanțul de evenimente care duc la aprinderea amorsorului. Elementele de protecție care pot fi incluse în proiectarea sistemului de aprindere sunt: necesarul unui curent minim pentru a se realiza activarea, limitarea tensiunii care ajunge la inițiator, reacția doar la un anume eveniment (puls sau frecvență) sau utilizarea unui sistem de aprindere bazat pe laser a cărui energie este transportată prin fibră optică până la sistemul de inițializare.

Cele mai întâlnite 3 modele de inițiator (sursa: [3])

Dispozitive de aprindere fabricate de Roxel (sursa: [24])

Partea a IV-a

Iulian

 

Surse:
[1] U.S. Army Materiel Command – Engineering Design Handbook: Elements of Aircraft and Missile Design
[2] Alain Davenas – Solid Rocket Propulsion Technology
[3] George P. Sutton, Oscar Biblarz – Rocket Propulsion Elements, Eigth edition
[4] https://www.nakka-rocketry.net
[5] http://digitalvideo.8m.net/Rocketry/
[6] http://www.braeunig.us
[7] http://www.jacobsrocketry.com
[8] https://sugarshotsolidworks.wordpress.com
[9] http://www.tobynorris.com/work/stress/FEA/gen2.htm
[10] http://www.aerorocket.com/AeroIsp/AeroIsp.html
[11] NATO/R&TO – Internal Aerodynamics in Solid Rocket Propulsion
[12]Anca Constantin – Termotehnică, curs Universitatea Ovidius
[13] S. Sankar Reddy, C. Yuvraj, K. Prahlada Rao – Design, Analysis, Fabrication and Testing of CFRP with CNF Composite Cylinder for Space Applications, doi: 10.5923/j.cmaterials.20150505.03 (http://article.sapub.org/10.5923.j.cmaterials.20150505.03.html)
[14] TCR Composites Towpreg Winding Demo (https://www.youtube.com/watch?v=1A3vaJaNDLY)
[15] http://historicspacecraft.com/solid_fuel.html
[16] http://www.b14643.de/Spacerockets/Specials/ATK-Thiokol/index.htm
[17] http://www.nasa.gov
[18] http://www.spaceflightinsider.com/organizations/nasa/advance-booster-for-nasas-space-launch-system-completes-milestone/
[19] http://www.nationalmuseum.af.mil/Visit/Museum-Exhibits/Fact-Sheets/Display/Article/579636/minuteman-iii-second-stage-rocket/
[20] http://www.minutemanmissile.com/solidrocketboosters.html
[21] Crăciun Guță, Alexandru Marinescu – Calculul și construcția rachetelor, curs
[22] http://dare.tudelft.nl/2014/08/quality-control-of-solid-fuel-grains/
[23] http://vc.airvectors.net/tarokt_1.html
[24] http://www.roxelgroup.com/
[25] https://physics.stackexchange.com/questions/283628/de-laval-nozzle-geometry
[26] http://dark.dk/projects/Modular_solid_propellant_test_motor.html
[27] https://lokiresearch.com/images/Graphite/
[28] http://tqc.yuku.com/topic/2543/moon-burners#.WQn1sVWGP4Y
[29] http://flowsquare.com/
[30] http://www.ahpra.org/sounding.htm
[31] Amirhossein Adami, Mahdi Mortazavi, Mehran Nosratollahi – A New Approach to Multidisciplinary Design Optimization of Solid Propulsion System Including Heat Transfer and Ablative Cooling, doi: 10.5028/jatm.v9i1.717
[32] M.N. Dorobanțu, D.D. Olaru, N.A. Popa – Racheta, vehiculul viitorului
[33] Al. Marinescu – Introducere în dinamica rachetei
[34] Ștefan Ispas, Lică Constantinescu, Florea Triță – Racheta dirijată
[35] Florin Zăgănescu, Sorin Ispas – Avioane orbitale
[36] https://www.aerospacearchives.tk/solid-rocket-motor-igniters/pelleted-pyrotechnics.html
[37] https://engineering.purdue.edu/~propulsi/propulsion/rockets/solids.html
[38] https://www.nasaspaceflight.com/
[39] http://www.jht.com
[40] http://geminiguide.com/Systems/pyrotechnics.html
[41] http://up-ship.com/blog/?p=32046
[42] http://www.captainswoop.com
[43] E. Fleeman – Tactical Missile Design, Second Edition
[44] http://www.eastpendulum.com/la-chine-developpe-un-missile-air-air-tres-longue-portee
[45] http://armamentresearch.com/introduction-to-the-9m113-konkurs-atgm/
[46] http://www.military-today.com/missiles/malyutka.htm
[47] http://forums.eugensystems.com/viewtopic.php?t=41483&start=720
[48] https://www.nationstates.net/nation=hajirah/detail=factbook/id=413584
[49] http://www.sadefensejournal.com/wp/?p=507
[50] http://armamentresearch.com/us-produced-tow-2a-atgws-in-syria/
[51] http://www.armyrecognition.com/forum/viewtopic.php?t=448
[52] http://randysrocketry.blogspot.ro/2011/03/update-sidewinder-nozzle-comparison.html
[53] http://brown-moses.blogspot.ro/2013/11/is-syrian-military-using-another-type.html
[54] http://www.flickriver.com/photos/tags/atkrocketpropulsionsite/interesting/ ; https://www.flickr.com/photos/48113560@N03/
[55] http://navalaviationnews.navylive.dodlive.mil/2017/03/14/ramjet-new-threats-call-for-old-tech/
[56] http://www.pakistanaffairs.pk/threads/90484-India-to-test-Solid-Fuel-Ducted-Ramjet-Propulsion-Manufacturing-SFDR-Ground-Launcher