Genişletme döngüsü
Genişletme döngüsü, sıvı yakıtlı roket motoru’nun güç döngüsüdür. Bu döngüde yakıt, motorun yanma odasını soğutmak, ısıyı emmek ve fazı değiştirmek için kullanılır. Isıtılan, gaz halinde olan yakıt, yanma odasına enjekte edilmeden ve yakılmadan hemen önce motorun yakıt ve oksitleyici pompalarını çalıştıran türbine güç sağlar.
Gerekli faz değişikliği sebebiyle, genişletme döngüsü kare-küp kuralıyla sınırlandırılır. Çan şeklindeki bir nozülün boyutu yükselen itme ile arttıkça, nozül yüzey alanı (yakıtı genişletmek için ısının çıkarılabildiği) yarıçapın karesi olarak artar. Ancak, yarıçapın küpü olarak ısıtılması gereken yakıt hacmi gittikçe artar. Böylece maksimum motor boyutu yaklaşık 300 kN (70,000 lbf) itme kuvvetine sahip olur. Bunun ötesinde artık türbinleri, dolayısıyla yakıt pompalarını çalıştırmak ve yakıtı ısıtmak için yeterli nozul alanı yoktur.
Bazı genleşme çevrimli motorlar, türbini çalıştırdıktan sonra ateşleme odasından ve nozül ağzından ısı girdisini arttırarak motoru çalıştırmak için bir jeneratör kullanılır.
Kullanım[değiştir | kaynağı değiştir]
Genişletici çevrim motorları aşağıdakileri içerir:
- Aerojet Rocketdyne RL10
- Vinci
- RD-0146
- YF-75D
- LE-5A / 5B
- LE-9
- MB-60
- BE-3U
Üst kademe genişletme çevrimli motorların karşılaştırılması[değiştir | kaynağı değiştir]
| RL10 B-2 | BE-3U | Vinci | YF-75D | RD-0146 D | LE-5A | LE-5B | |
|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Menşei ülke | bağlantı=|sınır  ABD
|
bağlantı=|sınır ABD
|
bağlantı=|sınır  Fransa
|
bağlantı=|sınır | bağlantı=|sınır  Rusya
|
bağlantı=|sınır  Japonya
|
bağlantı=|sınır Japonya
|
| Döngü | Genişletici | Genişletici kanama çevrimi | Genişletici | Genişletici | Genişletici | Genişletici kanama çevrimi, </br> meme genişletici |
Genişletici kanama çevrimi, </br> oda genişletici |
| İtme, vakumlama | 11 kN (25,000 lbf) | 710 kN
(160,000 lbf) |
180 kN
(40,000 lbf) |
68.6 kN (15,400 lbf) | 121.5 kN (27,310 lbf) | 137.2 kN (30,840 lbf) | |
| Karışım oranı | 5.88 | 5.8 | 6 | 5 | 5 | ||
| Ağız oranı | 280 | 240 | 80 | 130 | 110 | ||
| Ben sp, vac. (s) | 462 | 465 | 442 | 470 | 452 | 447 | |
| Basınç odası (MPa) | 4,412 | 6.1 | 4.1 | 5.9 | 3.98 | 3.58 | |
| LH 2 TP (rpm) | 65,000 | 98,180 | 51,000 | 52,000 | |||
| LOX TP (rpm) | 17,000 | 18,000 | |||||
| Uzunluk (m) | 4.14 | 4.2 | 3,358 | 2.69 | 2.79 | ||
| Saf kütle (kg) | 277 | 280 | 248 | 285 |
Ayrıca bakınız[değiştir | kaynağı değiştir]
Kaynakça[değiştir | kaynağı değiştir]
- Sippel, Martin; Imoto, Takayuki; Haeseler, Dietrich (23 Temmuz 2003). Studies on Expander Bleed Cycle Engines for Launchers (PDF). 39th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit. AIAA. 3 Mart 2016 tarihinde kaynağından (PDF) arşivlendi. Erişim tarihi: 25 Eylül 2016.
- Atsumi, Masahiro; Yoshikawa, Kimito; Ogawara, Akira; Onga, Tadaoki (Aralık 2011). "Development of the LE-X Engine" (PDF). Mitsubishi Heavy Industries Technical Review. 48 (4). Mitsubishi Heavy Industries. ss. 36-43. 24 Aralık 2015 tarihinde kaynağından (PDF) arşivlendi. Erişim tarihi: 25 Eylül 2016.
- "Pratt & Whitney Space Propulsion – RL60 fact sheet". 29 Mart 2012 tarihinde kaynağından (PDF) arşivlendi. Erişim tarihi: 28 Aralık 2008.
- Sutton, George P.; Biblarz, Oscar (2000). "Section 6.6". Rocket Propulsion Elements: an introduction to the engineering of rockets (PDF) (Seventh bas.). John Wiley & Sons, Inc. ss. 221-227. ISBN 0-471-32642-9. 19 Ocak 2016 tarihinde kaynağından (PDF) arşivlendi. Erişim tarihi: 26 Eylül 2016.
- US patent 7,418,814 B1, Greene, William D., "Dual expander cycle rocket engine with an intermediate, closed-cycle heat exchanger", 2008-09-02 tarihinde verildi, assigned to The United States of America as represented by the Administrator of the National Aeronautics and Space Administration 3 Temmuz 2019 tarihinde Wayback Machine sitesinde arşivlendi.