אתה צודק, לחץ ההזרקה גדול יותר מלחץ החדר של המנוע. על פי " תכנון הנדסי מודרני של מנועי רקטות דלק נוזליות", המנוע הראשי של מעבורת החלל הציג מאפיינים של טורבופומפ כדלקמן:
1.) דחיפה של טורבופומפ בלחץ גבוה (HPOTP) לחץ הפריקה הוא 6,952.2 psia, אשר זורם למברך החומרים המחמצן.
2.) לחץ פריקה של טורבו-דלק בלחץ גבוה (HPFTP) הוא 6,024.8 psia, אשר זורם למברך הדלק.
כל אותה העת היה ל- SSME לחץ תא סמלי של כ -3,000 psia.
באשר לשאלתך, מדוע בכלל יש לנו את המנועים, אם הטורבופומפים יכולים לספק דלק בלחצים כה גבוהים? ובכן, התשובה לשאלתך היא התפקיד של בעירה . ראשית, עלינו לבחון מהי משוואת הדחף שלנו. מניתוח נפח בקרה פשוט, אנו מקבלים משוואת דחף של הטופס, $$ F = \ dot {m} v_2 + (p_2-p_3) A_2 $$ כאשר $ F $ הוא כוח הדחיפה, $ \ dot {m} $ הוא קצב זרימת המנוע, $ v_2 $ הוא מהירות הגז ביציאת הזרבובית, $ p_2 $ הוא לחץ הגז ביציאת הזרבובית, $ A_2 $ הוא שטח החתך ביציאת הזרבובית, ו- $ p_3 $ הוא הסביבה לחץ מחוץ למנוע. באמצעות דינמיקת גז חד ממדית ויחסים איזנטרופיים, אנו יכולים לכתוב את מהירות יציאת הזרבובית בצורה הבאה,
$$ v_2 = \ sqrt [] {\ frac {2 \ gamma} {\ gamma- 1} R T_1 \ שמאל [1- \ שמאל (\ frac {p_2} {p_1} \ ימין) ^ {(\ gamma-1) / \ gamma} \ ימין]} $$
איפה $ \ gamma $ הוא יחס החימום הספציפי, $ R $ הוא קבוע הגז הספציפי, ו- $ T_1 $ היא טמפרטורת החדר (חשוב מאוד בעירה). כפי שמוצג כאן, $ v_2 \ sim \ sqrt [] {T_1} $. באופן דומה, ניתן להשיג את קצב זרימת המסה דרך המנוע מהפרמטר של זרימת המסה, אשר נניח שזרימת חנק בגרון, $$ \ dot {m} = \ frac {A_t p_1} {\ sqrt [] {T_1} } \ \ sqrt [] {\ frac {\ gamma} {R}} \ left (\ frac {\ gamma + 1} {2} \ right) ^ {- (\ gamma + 1) / [2 (\ gamma- 1)]} $$
כאשר $ p_1 $ הוא לחץ החדר. שוב אנו יכולים לראות שקצב זרימת המסה של המנוע מושפע מטמפרטורת החדר כ- $ \ dot {m} \ sim 1 / \ sqrt [] {T_1} $. שילוב של שני הביטויים הללו למשוואת תשואות הדחף,
$$ F = A_t p_1 \ sqrt [] {\ frac {2 \ gamma ^ 2} {\ gamma-1} \ left (\ frac { 2} {\ gamma + 1} \ right) ^ {(\ gamma + 1) / (\ gamma-1)} \ left [1- \ left (\ frac {p_2} {p_1} \ right) ^ {(\ gamma-1) / \ gamma} \ right]} + (p_2-p_3) A_2 $$
כעת נשקול כמה תרחישים היפותטיים ביחס לשאלתך. ראשית נסתכל על מנוע הרקטות הקונבנציונאלי. נניח שיש לנו לחץ תא דומה ל- SSME, בערך $ p_1 $ = 3,000 psia. כמו כן, לצורך פישוט הניתוח, נניח שיש לנו זרבובית המרחיבה באופן מושלם את הגז ללחץ אטמוספרי בגובה פני הים, שתניב יחס לחץ זרבובית של $ p_2 / p_1 $ = 14.7 / 3000 = 0.0049. בנוסף, נניח שאזור הגרון הוא 0.5 רגל $ ^ 2 $. מכיוון שאנו מתרחבים למצב האטמוספרי, $ p_2-p_3 = 0 $ ואין לנו כוח שטח לחץ במשוואה שלנו והדחף הוא שטף תנופה בלבד דרך הזרבובית. הדבר האחרון שיש לקבוע הוא יחס החום הספציפי $ \ gamma $ עבור המנוע. אנו נניח שאנו משתמשים בדלק LOX / LH2, הכולל יחס מוצר שרוף של חום ספציפי של כ $ \ gamma \ כ $ 1.2 ב 6,000 F. החלפת כל זה לביטוי שלנו לדחף שאנו משיגים לרקטה (דומה מאוד ל- SSME, כצפוי ): $$ \ boxed {F = 372,064 \ \ \ text {lbf} \\ \ dot {m} = 1,030 \ \ text {lbm / s} \\ v_2 = 11,614 \ \ text {ft / s} \\ I_ {sp} = 361 \ \ text {sec}} $$
עכשיו נבחן את המקרה שלך, מה אם נשתמש רק בלחץ הזרקת הטורבו-משאף כאמצעי לייצור הדחף שלנו. במקרה זה, נניח שלחץ ההזרקה הוא לחץ הפריקה מה- SSME ושווה ערך נומינלי ל- $ p_1 $ = 6,500 psia. במקרה זה, כאשר אנו זונחים את תפיסת המנוע, לפיכך, איננו דורשים בעירה ויכולים להתמקד בפיצוץ O $ _2 $ ב 6,500 psia דרך זרבובית המתרחבת באופן מושלם לתנאי ים אטמוספריים. כעת, בדיקה ויזואלית של מערכת הצנרת SSME מציינת כי 6,500 psia נכנסת לרשת אינסטלציה שהיא בערך $ \ בערך 1/5 $ בקוטר קווי הזרקה הראשוניים בטמפרטורה של -258 F ( מעל נקודת הרתיחה עבור LOX). יתר על כן, קווי ההזנה הראשוניים של תא הדחף פועלים באופן סמלי בערך 3,100 psia ו- 728 F, כך שנוכל לשקול שני מקרים לשאלתך המוצעת. הראשון, שוקל לחץ הזרקה וטמפרטורה של $ p_1 $ = 6,500 psia ו- $ T_1 $ = -258 F, אך עם אזור גרון של 1/5 הדוגמה של הרקטה שלנו לעיל לזרימה חנוקה. כעת במקרים אלה אין לנו בעירה ויחס החימום הספציפי שלנו יישאר בערך $ \ gamma $ = 1.4. המקרה השני שנשקול הוא שמירה על אותו אזור גרון מהדוגמה הקודמת של הרקטות, אך עם לחץ הזרקה וטמפרטורה של 3,100 psia ו- 728 F. התוצאות למקרה שלך נראות כדלקמן: 1: $ p_1 $ = 6,500 psi, $ T_1 $ = -258 F ו- $ A_t $ = (1/25) (0.5 ft $ ^ 2 $) = 0.02 ft $ ^ 2 $
$ $ \ boxed {F = 30,796 \ \ text {lbf} \\ \ dot {m} = 215 \ \ text {lbm / s} \\ v_2 = 4,613 \ \ text {ft / s} \\ I_ {sp} = 143 \ \ text {sec}} $$
המקרה שלך 2: $ p_1 $ = 3,100 psi, $ T_1 $ = 758 F ו- $ A_t $ = 0.5 ft $ ^ 2 $
$$ \ boxed {F = 357,865 \ \ text {lbf} \\ \ dot {m} = 6,212 \ \ text {lbm / s} \\ v_2 = 1,854 \ \ text {ft / s} \\ I_ {sp} = 58 \ \ text {sec}} $$
בשני המקרים שלך, אנו מגיעים עד לדחף המיוצר והדחף הספציפי ללא בעירה. למעשה, הדחף המיוצר בתרחיש השני דומה לדחף המיוצר עבור מנוע הדומה ל- SSME, אולם הדחף הספציפי הוא נורא. הפעלת הרקטה באופן זה תהיה שנות אור מעבר ליעילות. חוסר היעילות נובע ממהירות הפליטה הנמוכה כתוצאה של $ v_2 \ sim \ sqrt [] {T_1} $ וקצב זרימת המוני הגדול כתוצאה של $ \ dot {m} \ sim 1 / \ sqrt [] {T_1 } $. לפיכך, דרך להשיג $ v_2 $ גבוה $ $ ונקודה {m} $ עבור אותו אזור גרון, היא להשיג $ T_1 $ גדול, הדורש בעירה. גם אם היינו שוקלים להשתמש בקו H $ _2 $ במקום ב- O $ _2 $, היינו מקבלים רק $ I_ {sp} $ של 167 עבור התרחיש האחרון, שהוא דומה למאיץ רקטות מוצק, תוך שימוש בנוזל דלק, כלומר ביצועים איומים.