เครื่องยนต์จรวด

จากวิกิพีเดีย สารานุกรมเสรี
เครื่องยนต์ RS - 68 ถูกทดสอบที่ศูนย์อวกาศสเตนนิสของนาซา ไอเสียมองเห็นได้เกือบโปร่งใสนี้เกิดจากไอเสียของเครื่องยนต์จรวดเชื้อเพลิงเหลว คือ ไฮโดรเจนเหลวและออกซิเจนเหลว ไอเสียส่วนใหญ่จะถูกเปลี่ยนเป็นไอน้ำร้อนยวดยิ่ง (ไอน้ำจากเชื้อเพลิงขับดันไฮโดรเจนและออกซิเจน)


เครื่องยนต์จรวด หรือเรียกสั้น ๆ ว่า “จรวด” คือ เครื่องยนต์ไอพ่น [1] ที่ใช้มวลเชื้อเพลิงจรวดที่ถูกเก็บไว้โดยเฉพาะสำหรับการสร้างแรงขับดันไอพ่น (Jet Propulsion) อัตราเร็วสูง เครื่องยนต์จรวดคือ เครื่องยนต์แห่งแรงปฏิกิริยา (reaction engine) และได้รับแรงผลักดันที่สอดคล้องกับกฎข้อที่สามของนิวตัน เนื่องจากพวกมันไม่จำเป็นต้องใช้วัสดุภายนอกในรูปแบบเครื่องยนต์ไอพ่น (เช่น อากาศที่ใช้ในการเผาไหม้ในชั้นบรรยากาศ แต่มีก๊าซอ๊อกซิเจนที่เป็นของเหลวบรรทุกติดตัวจรวดไปด้วย) เครื่องยนต์จรวดสามารถนำไปใช้ได้กับการขับเคลื่อนยานอวกาศและใช้เกี่ยวกับภาคพื้นโลก เช่น ขีปนาวุธ เครื่องยนต์จรวดส่วนใหญ่เป็นเครื่องยนต์สันดาปภายใน แม้ว่าจะไม่ใช่รูปแบบของการสันดาปหลัก ๆ อย่างที่มีอยู่ก็ตาม

เครื่องยนต์จรวดเป็นกลุ่มของเครื่องยนต์ที่มีไอเสียที่มีอัตราเร็วสูง โดยที่มีน้ำหนักเบามาก, และมีประสิทธิภาพของพลังงานสูงสุด (สูญเสียพลังงานน้อยที่อัตราความเร็วที่สูงมาก) ของชนิดของเครื่องยนต์ไอพ่นทุกชนิด อย่างไรก็ดี แรงผลักดันที่ให้ออกมาทำให้เกิดไอเสียที่มีความเร็วสูง และมีอัตราสัมพัทธ์ของพลังงานจำเพาะของเชื้อเพลิงที่ใช้ขับเคลื่อนจรวดต่ำ มันเผาผลาญเชื้อเพลิงให้หมดไปภายในระยะเวลาอันรวดเร็ว

คำศัพท์[แก้]

จรวดเคมี (Chemical rockets) คือจรวดที่ขับเคลื่อนโดยปฏิกิริยาทางเคมีที่เกิดจากการคายความร้อน (exothermic) ของเชื้อเพลิงจรวด

เครื่องยนต์จรวด (Rocket motor) (หรือเครื่องยนต์จรวดเชื้อเพลิงแข็ง) เป็นคำที่ตรงกันกับเครื่องยนต์ที่มักจะหมายถึงเครื่องยนต์จรวดที่เป็นของแข็ง

จรวดของเหลว (Liquid rockets) (หรือเครื่องยนต์จรวดเชื้อเพลิงเหลว) ใช้เชื้อเพลิงเหลวจำนวนหนึ่งหรือมากกว่านั้นที่เก็บไว้ในถังก่อนที่จะมีการเผาไหม้

จรวดไฮบริด (Hybrid rockets) ที่มีเครื่องยนต์จรวดเชื้อเพลิงที่เป็นของแข็งในห้องเผาไหม้และเป็นของเหลวที่สองหรือเครื่องยนต์จรวดเชื้อเพลิงก๊าซจะถูกเพิ่มเติมเข้าไปและยอมให้มีการเผาไหม้มัน

จรวดความร้อน (Thermal rockets) คือ จรวดที่ถูกกระตุ้นด้วยแรงเฉื่อยจากความร้อน แต่เป็นความร้อนโดยใช้แหล่งพลังงานต่างๆ เช่นพลังงานแสงอาทิตย์หรือพลังงานนิวเคลียร์หรือการเปล่งลำพลังงานรังสี (beamed energy) อื่น ๆ

จรวดเชื้อเพลิงเดี่ยว (Monopropellant rockets) เป็นจรวดที่ใช้เพียงหนึ่งเชื้อเพลิง, สลายตัวไปด้วยตัวเร่งปฏิกิริยา (catalyst) เชื้อเพลิงเดี่ยวที่พบมากที่สุดคือไฮดราซีน (hydrazine) และไฮโดรเจนเพอร์ออกไซด์ (hydrogen peroxide)

หลักการทำงาน[แก้]

เครื่องยนต์จรวดทำงานอย่างไร
เครื่องยนต์จรวดจะให้ส่วนหนึ่งของแรงผลักดันของมันเนื่องจากความดันในด้านตรงกันข้ามในห้องเผาไหม้

เครื่องยนต์จรวดสร้างแรงขับดันโดยการเผาไหม้เชื้อเพลิงเหลวให้กลายเป็นของไหลไอเสียที่มีอัตราเร็วสูง ของเหลวนี้เกือบจะเป็นแก๊สได้ตลอดเวลา ซึ่งสร้างแรงดันสูง (10 – 200 บาร์) จากการเผาไหม้ของเชื้อเพลิงแข็งหรือเชื้อเพลิงเหลว อันประกอบไปด้วยส่วนประกอบของเชื้อเพลิงและตัวอ๊อกซิไดส์ (ตัวช่วยในการเผาไหม้) ภายในห้องเผาไหม้ของเครื่องยนต์ ของไหลไอเสียนั้นจะถูกส่งผ่านไปยังหัวฉีดแรงขับ (propelling nozzle)ด้วยอัตราเร็วเหนือเสียงที่ใช้พลังงานความร้อนของก๊าซเพื่อเร่งไอเสียให้มีอัตราเร็วที่สูงมากและแรงปฏิกิริยาที่เกิดขึ้นนี้จะผลักดันเครื่องยนต์ไปในทิศทางตรงกันข้าม ในเครื่องยนต์จรวด อุณหภูมิและความดันสูงคือสิ่งที่ต้องการสูงสุดสำหรับสมรรถนะที่ดีที่ยอมให้มีหัวฉีดขนาดยาวได้ถูกติดตั้งเข้ากับเครื่องยนต์ ซึ่งจะให้ไอเสียที่มีอัตราเร็วสูงและมีค่าสัมประสิทธิ์ทางอุณหพลศาสตร์ที่ดีกว่า

การส่งเชื้อเพลิงขับดันสู่ห้องเผาไหม้[แก้]

เชื้อเพลิงขับเคลื่อนจรวดคือ มวลสารที่ได้ถูกเก็บไว้ มักจะอยู่ในรูปแบบของถังเก็บเชื้อเพลิง ก่อนที่จะถูกพ่นออกมาจากเครื่องยนต์ในรูปแบบของเปลวไอพ่นซึ่งจะทำให้เกิดแรงผลักดัน เชื้อเพลิงขับเคลื่อนจรวดเคมีเป็นสิ่งที่ถูกใช้กันโดยทั่วไปมากที่สุด ซึ่งต้องประสบสิ่งผิดปกติธรรมดากับปฏิกิริยาทางเคมีซึ่งจะสร้างแก๊สร้อนให้กับจรวดสำหรับแรงขับเคลื่อนตามที่ต้องการ ทางเลือกหนึ่ง คือ มวลแห่งปฏิกิริยาความเฉื่อยทางเคมีสามารถสร้างให้เกิดความร้อนขึ้นได้โดยการใช้แหล่งกำเนิดกำลังพลังงานสูงโดยผ่านทางตัวแลกเปลี่ยนความร้อน และดังนั้นจึงไม่ต้องใช้งานห้องเผาไหม้แต่อย่างใด

เครื่องยนต์จรวดเชื้อเพลิงแข็ง

เชื้อเพลิงของจรวดเชื้อเพลิงแข็งถูกตระเตรียมให้อยู่ในรูปของส่วนผสมของเชื้อเพลิงและตัวอ๊อกซิไดซ์เรียกว่า “เกรน” และเชื้อเพลิงที่ถูกบรรจุไว้ภายในสิ่งหุ้มห่อนี้ได้กลายมาเป็นห้องเผาไหม้ได้อย่างมีประสิทธิภาพ จรวดเชื้อเพลิงเหลว จะใช้เครื่องปั๊มแยกส่วนกันระหว่างเชื้อเพลิงเหลวและตัวอ๊อกซิไดซ์ อันจะเป็นส่วนประกอบกันภายในห้องเผาไหม้ ที่ซึ่งพวกมันจะผสมรวมตัวกันและเกิดการเผาไหม้ เครื่องยนต์จรวดไฮบริด (Hybrid rocket engine) ใช้เชื้อเพลิงผสมกันระหว่างของแข็งและของเหลว หรือก๊าซ ทั้งจรวดของเหลวและจรวดไฮบริด ใช้หัวจ่ายเชื้อเพลิงเป็นตัวจ่ายเชื้อเพลิงจรวดส่งผ่านไปสู่ห้องเผาไหม้ นี่คือพลังไอพ่น อย่างง่าย ๆ ที่มักจะทำให้เกิดช่องว่างทะลุผ่านซึ่งเชื้อเพลิงจะหลีกพ้นผ่านไปได้ภายใต้ความกดดัน แต่บางครั้งก็อาจจะมีปัญหาซับซ้อนมากกว่านั้น เมื่อหัวฉีดเชื้อเพลิงตั้งแต่สองอันหรือมากกว่านั้นมักจะเกิดการพุ่งมาชนกันของเชื้อเพลิงทำให้เกิดการเผาไหม้ได้ยาก ทางแก้คือ การทำให้หัวฉีด ๆ เชื้อเพลิงให้เป็นฝอยขนาดเล็กทำให้เผาไหม้ได้ง่ายขึ้น

ห้องเผาไหม้[แก้]

สำหรับจรวดเคมี ห้องเผาไหม้ปกติเป็นเพียงทรงกระบอกธรรมดา และมีกระป๋องเปลวไฟ (flame holder) [2] เป็นสิ่งที่ถูกใช้ที่ไม่ธรรมดา รูปทรงของห้องเผาไหม้ที่เป็นรูปทรงกระบอกนั้น เป็นสิ่งที่ทำให้เชื้อเพลิงขับดันจรวดสามารถถูกเผาไหม้ได้อย่างสมบูรณ์ ความแตกต่างของชนิดของเชื้อเพลิงจรวดที่ใช้นั้นจึงทำให้เกิดความแตกต่างของขนาดของห้องเผาไหม้ด้วย สิ่งนี้จึงทำให้เกิดจำนวนที่เรียกว่า L^*:


L^* = \frac {V_c} {A_t}


เมื่อ

  • V_c คือ ปริมาตรความจุของห้องเผาไหม้
  • A_t คือ พื้นที่หน้าตัดของส่วนที่มีลักษณะป็นคอคอดของส่วนหัวฉีดไอพ่น

L* จะมีค่าประมาณ 25 – 60 นิ้ว (0.63 – 1.5 เมตร)

การรวมตัวกันของอุณหภูมิและความดันเป็นตัวอย่างที่มักจะแสดงถึงความสุดขั้วในห้องเผาไหม้ตามมาตรฐานที่กำหนด ซึ่งแตกต่างจากอากาศที่ใช้สำหรับการหายใจที่ใช้ในเครื่องยนต์ไอพ่น ไม่มีไนโตรเจนในบรรยากาศที่เป็นปัจจุบันเพื่อการเผาไหม้ที่เจือจางและเย็นภายในห้องเผาไหม้ และอุณหภูมิที่สามารถบรรลุถึง สภาวะสตอยชิโอแมทริก (stoichiometric) ได้อย่างแท้จริง นี่จะเป็นการรวมกันกับความกดดันที่สูง, ซึ่งหมายความว่าอัตราการนำความร้อนผ่านผนังมีค่าสูงมาก

หัวฉีดจรวด[แก้]

ดูบทความหลัก : หัวฉีดเครื่องยนต์จรวด Rocket engine nozzle

อุณหภูมิโดยทั่วไป (T) ความดัน (p) และความเร็ว (v) ในหัวฉีดเดอลาวาล

รูปร่างลักษณะรูปทรงระฆังขนาดใหญ่หรือหัวฉีดที่มีรูปร่างทรงกรวยจะมีผลต่อการขยายตัวขณะเกิดการสันดาปของเชื้อเพลิงในเครื่องยนต์จรวด

ในจรวด ก๊าซร้อนที่ผลิตได้ในห้องเผาไหม้จะได้รับอนุญาตที่จะหนีออกจากห้องเผาไหม้ผ่านช่องเปิด ("ลำคอ"), ภายในหัวฉีดนั้น จะมีอัตราส่วนการขยายตัว 'เดลีวาล' ที่สูง (high expansion-ratio 'de Laval' nozzle)

ความดันที่เพียงพอที่มีให้กับหัวฉีด (ประมาณ 2.5 ถึง 3 เท่าของบรรยากาศ) โช้กหัวฉีด (nozzle chokes) และเจ็ตความเร็วเหนือเสียงจะเกิดขึ้น, ก๊าซจะถูกเร่งให้มีความเร็วอย่างรวดเร็ว, ส่วนใหญ่จะถูกแปลงจากพลังงานความร้อนให้กลายเป็นพลังงานจลน์

อัตราเร็วของไอเสียแตกต่างกันไปขึ้นอยู่กับอัตราส่วนการขยายตัวในหัวฉีดที่ถูกออกแบบขึ้น, แต่อัตราเร็วของไอเสียสูงถึงสิบเท่าของอัตราเร็วเสียงในอากาศที่ระดับน้ำทะเล (speed of sound of sea level air) อย่างไม่ได้ผิดปกติแต่อย่างใด

แรงผลักดันจรวดมีสาเหตุจากความดันที่กระทำในห้องเผาไหม้และหัวฉีด จากกฎข้อที่สามของนิวตันความดันที่กระทำโดยไอเสียที่เท่ากันและตรงกันข้ามและนี่จะช่วยเร่งจรวดให้มีอัตราเร็วสูง

ประมาณครึ่งหนึ่งของแรงผลักดันในเครื่องยนต์จรวดมาจากความดันที่ไม่สมดุลภายในห้องเผาไหม้และส่วนที่เหลือมาจากความดันที่กระทำอยู่ภายในหัวฉีด (ดูแผนภาพ) โดยที่ก๊าซที่ขยายตัวออก เรียกว่า กระบวนการแอเดียแบติก (adiabatically) เกิดเป็นความดันที่กระทำกับผนังหัวฉีดของแรงในเครื่องยนต์จรวดในทิศทางหนึ่งขณะที่มีความเร่งของก๊าซในทิศทางอื่น ๆ

ประสิทธิภาพเชื้อเพลิงขับดัน[แก้]

สำหรับเครื่องยนต์จรวดที่จะมีเชื้อเพลิงขับดันจรวดที่มีประสิทธิภาพนั้น, เป็นสิ่งที่สำคัญมากที่ความดันสูงสุดที่เป็นไปได้จะถูกสร้างขึ้นบนผนังของห้องเผาไหม้และหัวฉีดตามค่าจำนวนจำเพาะของเชื้อเพลิงขับดันจรวด; จึงเป็นแหล่งที่มาของแรงผลักดัน ทั้งหมดนี้สามารถทำได้คือ:

  • ความร้อนที่เกิดจากเชื้อเพลิงขับดันจรวดควรจะมีอุณหภูมิสูงที่สุดเท่าที่จะเป็นไปได้ (การใช้เชื้อเพลิงพลังงานสูงที่ประกอบด้วยไฮโดรเจนและคาร์บอนและบางครั้งก็เป็นโลหะเช่นอะลูมิเนียม, หรือแม้กระทั่งการใช้พลังงานนิวเคลียร์)
  • โดยใช้ก๊าซความหนาแน่นจำเพาะต่ำ (เช่นไฮโดรเจนที่มีอยู่มากมายเท่าที่จะหาได้)
  • การใช้เชื้อเพลิงซึ่งเป็นหรือสลายตัวไปเป็นโมเลกุลได้ง่าย ๆ ด้วยไม่กี่องศาอิสระของการแปรเปลี่ยนไปเป็นความเร็วที่เพิ่มขึ้น

เนื่องจากทุก ๆ สิ่งเหล่านี้จะช่วยลดมวลของจรวดที่ใช้, และเนื่องจากความดันเป็นสัดส่วนกับมวลของเชื้อเพลิงจรวดแสดงว่าจะต้องใช้ความเร่งของมวลของเชื้อเพลิงนี้ผลักดันเครื่องยนต์, และเนื่องจากจากกฎข้อที่สามของนิวตัน ความดันที่กระทำกับเครื่องยนต์ยังกระทำซึ่งกันและกันกับเชื้อเพลิงจรวด, แต่มันก็กลับกลายเป็นว่าสำหรับเครื่องยนต์จรวดใด ๆ ก็ตามอัตราเร็วที่เชื้อเพลิงขับดันจรวดไหลออกจากห้องเผาไหม้จะไม่ได้รับผลกระทบจากความดันในห้องเผาไหม้ (แม้ว่าแรงผลักดันจะได้สัดส่วนอยู่ก็ตาม) (อัตราเร็วไอเสียไม่ขึ้นกับความดันในห้องเผาไหม้) อย่างไรก็ตาม อัตราเร็วนั้นได้รับผลกระทบอย่างมีนัยสำคัญโดยทั้งสามปัจจัยข้างต้นและอัตราเร็วไอเสียนั้นเป็นมาตรวัดที่ยอดเยี่ยมของประสิทธิภาพเครื่องยนต์จรวด สิ่งนี้เรียกว่าความเร็วไอเสีย, และหลังจากหักค่าเผื่อเหลือเผื่อขาดที่กระทำสำหรับปัจจัยตัวแปรต่าง ๆ แล้ว สามารถจะช่วยลดขนาดมวลของจรวดได้ ประสิทธิภาพความเร็วไอเสีย (effective exhaust velocity) เป็นหนึ่งในตัวแปรที่สำคัญที่สุดของเครื่องยนต์จรวด (อย่างไรก็ตาม น้ำหนักของจรวด, ค่าใช้จ่าย, ความสะดวกในการผลิต ฯลฯ มักจะยังมีความสำคัญมาก)

สำหรับเหตุผลในทางหลักอากาศพลศาสตร์ที่กระแสการไหลของไอเสียจะไหลไปกับคลื่นเสียง ("โช้ก") ที่ส่วนที่แคบที่สุดของหัวฉีด, ในส่วนที่เรียกกันว่า 'คอ' นั้น เนื่องมาจากหลักการที่ว่าอัตราเร็วของเสียงในก๊าซสามารถถูกทำให้เพิ่มมากขึ้นได้ด้วยรากที่สองของอุณหภูมิ การใช้ก๊าซไอเสียที่ร้อนนั้นช่วยเพิ่มสมรรถนะของเครื่องยนต์จรวดเป็นอย่างมาก โดยการเปรียบเทียบ, ที่อุณหภูมิห้องอัตราเร็วของเสียงในอากาศประมาณ 340 เมตร ต่อ วินาที ในขณะที่อัตราเร็วของเสียงในก๊าซร้อนของเครื่องยนต์จรวดสามารถมีได้มากกว่า 1,700 เมตร ต่อ วินาที; ส่วนใหญ่ของสมรรถนะการทำงานนี้เป็นเพราะอุณหภูมิที่สูงขึ้น, แต่นอกเหนือจากนี้เชื้อเพลิงขับดันจรวดจะถูกเลือกให้มีขนาดของมวลโมเลกุลที่มีค่าน้อย, และนี่ยังช่วยทำให้เกิดความเร็วที่สูงเมื่อเทียบกับอากาศ

การขยายตัวของก๊าซร้อนในหัวฉีดจรวดนั้นยังช่วยเพิ่มทวีคูณอัตราเร็วของก๊าซ, ปกติระหว่าง 1.5 ถึง 2 เท่าทำให้เกิดเจ็ทไอเสียในระดับไฮเปอร์โซนิกที่เป็นลำขนานอย่างยิ่ง การเพิ่มความเร็วไอเสียของหัวฉีดจรวดส่วนใหญ่จะถูกกำหนดโดยอัตราส่วนพื้นที่การขยายตัวของก๊าซร้อน—คือ อัตราส่วนของพื้นที่ของลำคอของหัวฉีดต่อพื้นที่ตรงส่วนทางออกของไอเสีย, แต่รายละเอียดคุณสมบัติของก๊าซก็ยังคงมีความสำคัญอยู่ หัวฉีดอัตราส่วนขนาดใหญ่คือมีขนาดหัวฉีดที่ใหญ่กว่า แต่สามารถที่จะสกัดกั้นความร้อนได้มากขึ้นจากการเผาไหม้ก๊าซ, และยังช่วยเพิ่มความเร็วไอเสียอีกด้วย

ประสิทธิภาพหัวฉีดได้รับผลกระทบจากการทำงานในชั้นบรรยากาศเพราะการเปลี่ยนแปลงความดันบรรยากาศตามระดับความสูงเหนือผิวโลก; แต่เนื่องจากอัตราเร็วเหนือเสียงของก๊าซที่ออกจากเครื่องยนต์จรวด, ความดันของไอพ่นอาจจะเป็นได้ทั้งต่ำกว่าหรือสูงกว่าสภาพแวดล้อม และสมดุลระหว่างทั้งสองแบบนี้จะไม่อาจบรรลุไปถึงที่ทุกระดับความสูงได้ (ดูแผนภาพ)

ความดันย้อนกลับและการขยายตัวที่ดีที่สุด[แก้]

เพื่อสมรรถนะของเครื่องยนต์จรวดที่ดีที่สุด ความดันของก๊าซที่ปลายของหัวฉีดนั้นก็ควรจะเท่ากับความดันบรรยากาศ: ถ้าความดันไอเสียมีค่าต่ำกว่าความดันบรรยากาศ, แล้วยานพาหนะจะชะลอความเร็วลงจากความแตกต่างของความดันระหว่างด้านบนของเครื่องยนต์และทางออกของไอเสีย; ในอีกแง่หนึ่ง ถ้าความดันไอเสียมีค่าสูงกว่าแล้ว ความดันไอเสียที่ควรจะได้รับการแปลงเป็นแรงผลักดันจะไม่ถูกแปลงและพลังงานจะสูญเสียไปเปล่า

เพื่อรักษาอุดมคติของความเท่าเทียมกันระหว่างความดันไอเสียทางออกและความดันบรรยากาศนี้, เส้นผ่าศูนย์กลางของหัวฉีดจะต้องเพิ่มขึ้นตามระดับความสูงในชั้นบรรยากาศ, โดยการให้ความดันแก่หัวฉีดต่อไปอีก (และการลดความดันทางออกและอุณหภูมิลง) การเพิ่มขึ้นของเส้นผ่าศูนย์กลางของหัวฉีดนี้เป็นเรื่องยากจะจัดการให้อยู่ในรูปแบบลักษณะที่จะทำให้ตัวเครื่องยนต์นั้นมีน้ำหนักที่เบาได้ถึงแม้ว่าจะกระทำได้อย่างจำเจกับรูปแบบอื่น ๆ ของเครื่องยนต์เจ็ทก็ตาม ในวิทยาการที่เกี่ยวกับจรวด, หัวฉีดที่พอจะอนุโลมได้ว่ามีน้ำหนักเบานั้นโดยทั่วไปแล้วก็จะถูกนำมาใช้งานและก็โดยการลดประสิทธิภาพการทำงานในชั้นบรรยากาศบางอย่างลง ซึ่งจะเกิดขึ้นเมื่อนำมาใช้ในงานอย่างอื่นนอกเหนือจาก ' การออกแบบตามระดับความสูง ' หรือเมื่อมีการผ่อนคันเร่ง

เวกเตอร์แรงขับดัน[แก้]

อากาศยานโดยปกติมักจะต้องใช้แรงขับดันโดยรวมเพื่อสำหรับการที่จะเปลี่ยนทิศทางของการเคลื่อนที่ที่มีขนาดเกินกว่าระยะเวลาของการเผาไหม้ของเชื้อเพลิง มีหลายวิธีที่แตกต่างกันเพื่อให้บรรลุผลนี้:

  • เครื่องยนต์ทั้งหมดจะถูกติดตั้งอยู่บนบานพับ (hinge) หรือวงแหวนเข็มทิศกิมบอล (gimbal) (ส่วนที่ยึดอยู่กับที่) และจะทำการป้อนเชื้อเพลิงใด ๆ มาถึงเครื่องยนต์ผ่านทางท่อแรงดันต่ำที่มีความยืดหยุ่นหรือข้อต่อแบบหมุนได้
  • มีเพียงแค่ห้องเผาไหม้และหัวฉีดเท่านั้นที่เป็นข้อยกเว้น (ส่วนที่เคลื่อนไหวส่ายไปมาได้), ปั๊มเชื้อเพลิงจะถูกติดตั้งยึดอยู่กับที่และคอยส่งผ่านเชื้อเพลิงความดันสูงแนบยึดติดไปกับตัวเครื่องยนต์
  • เครื่องยนต์ที่มีหลาย ๆ เครื่อง (มักจะถูกทำให้เอียงเป็นมุมเล็กน้อย) เมื่อเวลาจะใช้งาน แต่จะถูกผ่อนคันเร่งลงเพื่อให้เกิดเวกเตอร์โดยรวมเพียงเท่าที่จำเป็นจะต้องมี, โดยให้มีเพียงการปรับเปลี่ยนที่มีขนาดที่เล็กน้อยมาก
  • ใบพัดที่อุณหภูมิสูงยื่นออกมาในไอเสียและสามารถเอียงเป็นมุมเพื่อที่จะหักเหลำเจ็ทไอเสียได้
  • เครื่องยนต์ได้รับการติดตั้งยึดอยู่กับที่และตัวผลักดันแบบเวอร์เนีย (vernier thrusters) จะใช้สำหรับในการคัดท้ายหรือบังคับทิศทางของตัวอากาศยาน

ประสิทธิภาพโดยรวมของเครื่องยนต์จรวด[แก้]

เทคโนโลยีจรวดสามารถผสมผสานแรงผลักดันที่มีค่าสูงมากได้ (ขนาดเมกกะนิวตัน), ความเร็วไอเสียที่สูงมาก (ประมาณ 10 เท่าของความเร็วของเสียงในอากาศที่ระดับน้ำทะเล) และอัตราส่วนแรงผลักดัน/น้ำหนักที่มีค่าสูงมาก (> 100) พร้อม ๆ กันไปกับความสามารถในการทำงานนอกชั้นบรรยากาศได้, และในขณะที่อนุญาตให้ใช้ความดันต่ำและด้วยเหตุนี้จึงใช้ตัวถังและโครงสร้างที่มีน้ำหนักเบา

จรวดสามารถถูกปรับแต่งการทำงานเพิ่มเติมได้เพื่อเพิ่มประสิทธิภาพการทำงานที่สุดขั้วได้มากยิ่งขึ้นตามจำนวนแนวแกนของจรวดขับดันที่ใช้ที่มีจำนวนหนึ่งแนวแกนหรือมากกว่านั้นโดยที่มีค่าใช้จ่ายที่เพิ่มมากขึ้นตามไปด้วยเป็นเงาตามตัว

แรงดลจำเพาะ[แก้]

ดูบทความหลักที่: แรงดลจำเพาะ

ตัวชี้วัดประสิทธิภาพของเครื่องยนต์จรวดที่สำคัญที่สุดคือ แรงดลต่อหน่วยของเชื้อเพลิงจรวด สิ่งนี้เรียกว่าแรงดลจำเพาะ (specific impulse) (มักเขียนเป็น I_{sp}) นี้คือการวัดทั้งเป็นความเร็ว (ประสิทธิภาพความเร็วไอเสีย v_{e} เมตร/วินาที หรือ ฟุต/วินาที) หรือเป็นทั้งเวลา (วินาที) เครื่องยนต์ที่ให้แรงดลจำเพาะได้มากนั้นโดยปกติแล้วจะเป็นสิ่งที่พึงปรารถนาอย่างมาก

แรงดลจำเพาะที่สามารถบรรลุฟังก์ชันการทำงานส่วนใหญ่ของเชื้อเพลิงจรวดผสม (และในที่สุดจะมาเป็นตัวจำกัดแรงดลจำเพาะเอง), แต่ข้อจำกัดในทางปฏิบัติเกี่ยวกับความดันในห้องเผาไหม้และอัตราส่วนการขยายตัวของหัวฉีดจะเป็นตัวลดสมรรถนะการทำงานของเครื่องยนต์ที่สามารถจะทำได้

แรงขับดันสุทธิ[แก้]

ด้านล่างคือ สมการโดยค่าประมาณสำหรับการคำนวณแรงขับดันสุทธิของเครื่องยนต์จรวด: [3]

F_n = \dot{m}\;v_{e} = \dot{m}\;v_{e-act} + A_{e}(p_{e} - p_{amb})
เมื่อ:  
\dot{m} =  การไหลเชิงมวลของก๊าซไอเสีย
v_{e} =  ประสิทธิภาพความเร็วไอเสีย
v_{e-act} =  ความเร็วเจ็ทไอเสียที่แท้จริงที่ทางออกของหัวฉีดเครื่องยนต์
A_{e} =  พื้นที่การไหลที่ทางออกของหัวฉีดเครื่องยนต์ (หรือเครื่องยนต์ที่มีเจ็ทไอเสียที่ไหลออกจากหัวฉีดถ้าหากมีการแยกการไหล)
p_{e} =  ความดันสถิตที่ทางออกของหัวฉีดเครื่องยนต์
p_{amb} =  ความดันสภาพแวดล้อมโดยรอบ (หรือความดันบรรยากาศ)

เนื่องจาก, มีความแตกต่างจากเครื่องยนต์ไอพ่น, เครื่องยนต์จรวดแบบดั้งเดิมจะปราศจากระบบควบคุมอากาศเข้าสู่ห้องเผาไหม้ (air intake), [4] ที่จะไม่มี 'แรมฉุดลาก' (ram drag) ที่จะเป็นตัวหักลบออกจากแรงผลักดันโดยรวม ดังนั้นแรงผลักดันสุทธิของเครื่องยนต์จรวดจะเท่ากับแรงผลักดันขั้นต้น (นอกเหนือจากความดันย้อนกลับคงที่)

ถ้าหากความดันของเจ็ทไอเสียมีความแตกต่างจากความดันบรรยากาศ, หัวฉีดสามารถจะกล่าวได้ว่าเป็นเหมือนกับภาพที่เห็น (จากบนลงล่าง):
การขยายตัวของเจ็ทไอเสียภายใต้ความดันบรรยากาศ
การขยายตัวของเจ็ทไอเสียที่ความดันบรรยากาศ
การขยายตัวของเจ็ทไอเสียเหนือความดันบรรยากาศ
การขยายตัวของเจ็ทไอเสียเหนือความดันบรรยากาศอย่างไม่เหมาะสม
หากการขยายตัวของเจ็ทไอเสียอยู่ภายใต้หรือเหนือกว่าความดันบรรยากาศแล้วการสูญเสียของประสิทธิภาพความเร็วไอเสียจะเกิดขึ้น หัวฉีดที่มีการขยายตัวของเจ็ทไอเสียอย่างไม่เหมาะสมนั้น จะทำให้มีการสูญเสียประสิทธิภาพของความเร็วไอเสียที่น้อยกว่า แต่อาจทำให้เกิดปัญหาทางกลเกิดขึ้นกับหัวฉีดได้ อย่างไรก็ตามหัวฉีดที่มีการขยายตัวของเจ็ทไอเสียเหนือความดันบรรยากาศเพียงเล็กน้อยจะสามารถผลิตแรงขับดันได้มากขึ้นกว่าหัวฉีดที่มีการขยายตัวของเจ็ทไอเสียอย่างวิกฤตถ้าการจัดจำแนกแบ่งแยกขอบเขตของชั้นบรรยากาศขณะที่เครื่องยนต์กำลังทำงานอยู่ไม่ได้ทำให้เกิดมีขึ้น จรวดจะทำงานได้อย่างมีประสิทธิภาพได้มากขึ้นเมื่อเครื่องยนต์นั้นมีการทำงานที่มีการขยายตัวของเจ็ทไอเสียในหัวฉีดเกิดขึ้นอยู่ภายใต้ความดันบรรยากาศตามระดับความสูงที่มันอยู่ โปรดสังเกตว่าเกือบทุกเครื่องยนต์จรวดจะมีการขยายตัวของเจ็ทไอเสียเหนือความดันบรรยากาศอย่างไม่เหมาะสมชั่วขณะในช่วงระหว่างการเริ่มต้นทำงานในชั้นบรรยากาศ[5]

Isp สุญญากาศ[แก้]

เนื่องจากแรงดลจำเพาะมีความแตกต่างกันที่ความดัน, เป็นปริมาณที่ง่ายต่อการเปรียบเทียบและคำนวณที่จะเป็นประโยชน์ยิ่งขึ้น เพราะโช้คจรวดที่ตรงส่วนคอคอดและเพราะก๊าซไอเสียความเร็วเหนือเสียงจะช่วยป้องกันไม่ให้ความดันภายนอกมีอิทธิพลต่อการเดินทางสวนกระแสกับก๊าซไอเสีย

การบีบอัดก๊าซไอเสีย[แก้]

จรวดสามารถบีบอัดก๊าซไอเสียได้ โดยการควบคุมอัตราการเผาไหม้เชื้อเพลิงจรวด  \dot{m} (มักจะวัดในหน่วยกิโลกรัม/วินาที หรือปอนด์/วินาที) ในจรวดเชื้อเพลิงเหลวและจรวดไฮบริด, เชื้อเพลิงจรวดจะไหลเข้าสู่ห้องเผาไหม้ที่มีการควบคุมโดยการใช้วาล์ว, ในจรวดเชื้อเพลิงแข็งมันจะถูกควบคุมโดยการเปลี่ยนแปลงพื้นที่ของเชื้อเพลิงจรวดที่ถูกเผาไหม้และนี่สามารถถูกออกแบบให้เป็นแบบเม็ดเชื้อเพลิงจรวด (propellant grain) (และด้วยเหตุนี้จึงไม่สามารถควบคุมได้ในแบบเรียลไทม์)

อัตราส่วนแรงขับดันต่อน้ำหนัก[แก้]

ในเครื่องยนต์จรวด, มันคือทั้งหมดทุก ๆ อย่างของเครื่องยนต์เจ็ท โดยแท้ที่จริงแล้วจัดว่าเป็นธรรมชาติของเครื่องยนต์ทุก ๆ ชนิด, ที่จะมีอัตราส่วนของแรงผลักดันต่อน้ำหนักที่สูงที่สุด นี่คือหลักความจริงโดยเฉพาะอย่างยิ่งสำหรับเครื่องยนต์จรวดเชื้อเพลิงเหลว

แม่แบบ:Engine thrust to weight table

การระบายความร้อน[แก้]

เพื่อเหตุผลสำหรับประสิทธิภาพของการทำงานและเพราะความสามารถทางกายภาพของตัวเครื่องยนต์เองอีกด้วย, จรวดจะทำงานด้วยอุณหภูมิการเผาไหม้ที่สามารถทนได้ถึงประมาณ 3500 เคลวิน (หรือ 3227 องศาเซลเซียส หรือ 5840 องศาฟาเรนไฮต์)

เครื่องยนต์เจ็ทอื่น ๆ ส่วนใหญ่ จะมีกังหันก๊าซเทอร์ไบน์ (gas turbine) ติดตั้งอยู่ภายในไอเสียร้อน เนื่องจากพื้นที่ผิวที่มีขนาดใหญ่ขึ้น, มันก็มีความยากที่จะสามารถทำการระบายความร้อนออกไปได้มากขึ้นเป็นเงาตามตัว และด้วยเหตุนี้จึงมีความจำเป็นที่จะต้องดำเนินการกระบวนการเผาไหม้ที่อุณหภูมิต่ำกว่ามาก, ทำให้เกิดการสูญเสียประสิทธิภาพ

เสียงดังที่เกิดจากไอเสีย[แก้]

เกิดขึ้นได้กับเครื่องยนต์จรวดทุก ๆ เครื่องแต่มีขนาดความดังของเสียงที่เบามาก, เมื่อเทียบกับเครื่องยนต์ชนิดอื่น ๆ โดยทั่วไปที่มีระดับเสียงที่ดังกว่ามาก

ฟิสิกส์ขนนก[แก้]

อวกาศยานรูปทรงสี่เหลี่ยมจตุรัสคล้ายตัวนิ่มกำลังแสดงให้เห็นแถบสีที่สามารถมองเห็นได้ (คลื่นกระแทกเป็นรูปทรงเพชร) ในไอเสียของขนนกจรวด

ขนนกจรวด (rocket plume) คือ "จรวดช่วยพยุง" หรือ จรวดขับดันขนาดเล็กสำหรับการช่วยพยุงน้ำหนักหรือช่วยขับเคลื่อนตัวจรวดหรือยานอวกาศให้เคลื่อนที่ไปมาได้ภายใต้ชั้นบรรยากาศในระดับต่ำ ๆ ใกล้พื้นผิวของดาวเคราะห์ดวงนั้น ๆ ซึ่งจะมีความแตกต่างกันไปขึ้นอยู่กับเครื่องยนต์จรวดแต่ละเครื่อง, การออกแบบตามระดับความสูงในชั้นบรรยากาศ, ระดับความสูงในชั้นบรรยากาศ, แรงขับดันและปัจจัยอื่น ๆ อีก

ไอเสียที่อุดมไปด้วยคาร์บอนจากเชื้อเพลิงน้ำมันก๊าดมักจะมีสีส้มเนื่องจากการแผ่รังสีจากวัตถุดำ (black body radiation) ของอนุภาคที่ถูกเผาไหม้, นอกเหนือไปจากแถบหงส์ (Swan band) สีน้ำเงิน เปอร์ออกไซด์ (Peroxide) นั้น เป็นตัวออกซิไดซ์ หรือ ตัวช่วยในการเผาไหม้ของเชื้อเพลิงขั้นพื้นฐานที่สุดของจรวดและขนนกจรวดไฮโดรเจน (hydrogen rocket plume) อันประกอบด้วยไอน้ำ (steam) ซะเป็นส่วนใหญ่และเกือบจะมองไม่เห็นได้ด้วยตาเปล่า แต่เปล่งประกายสว่างเจิดจ้าได้ในรังสีอัลตราไวโอเลตและรังสีอินฟราเรด ขนนกจรวดที่สร้างขึ้นจากจรวดเชื้อเพลิงแข็ง (solid rocket) เวลาที่เชื้อเพลิงของจรวดเที่มักจะประกอบไปด้วยธาตุที่เป็นโลหะอย่างเช่น อะลูมิเนียม เมื่อเวลาที่เชื้อเพลิงนั้นถูกเผาไหม้แล้ว จะปรากฏให้เห็นเป็นเปลวไฟสีส้ม-ขาว สามารถมองเห็นด้วยตาเปล่าได้อย่างชัดเจน และยังช่วยเพิ่มพลังงานให้กับกระบวนการเผาไหม้ได้อีกด้วย

ขนิดของเครื่องยนต์จรวด[แก้]

กำลังขับเคลื่อนทางกายภาพ (Physically powered)[แก้]

ชนิด รายละเอียด ข้อดี ข้อเสีย
จรวดขวดน้ำ (water rocket) ใช้กำลังขับดันจากแรงดันก๊าซที่ถูกอัดตัวอยู่ภายในภาชนะบรรจุ เช่น ก๊าซคาร์บอนไดออกไซด์ที่เกิดจากเครื่องดื่มน้ำอัดลมและควบคุมทิศทางการเคลื่อนที่ของตัวจรวดด้วยครีบหางและจมูกถ่วงน้ำหนัก (Partially filled pressurised carbonated drinks container with tail and nose weighting) ง่ายต่อการสร้างมาก (Very simple to build) ระยะความสูงจากการยิงปล่อยมักจะจำกัดอยู่เพียงแค่ไม่กี่ร้อยฟุตหรือมากกว่านั้นนิดหน่อย (บันทึกสถิติโลกคือ 623 เมตร หรือ 2,044 ฟุต) (Altitude typically limited to a few hundred feet or so (world record is 623 meters/2044 feet))
จรวดขับดันแบบก๊าซเย็น (cold gas thruster) จะไม่มีการสันดาปหรือเผาไหม้ของเชื้อเพลิงในเครื่องยนต์จรวดเกิดขึ้นเลย, ใช้สำหรับเครื่องยนต์จรวดแบบเวอร์เนียร์ทรัสเตอร์ (A non combusting form, used for vernier thrusters) ไม่มีมลพิษจากการเผาไหม้ของเชื้อเพลิงในเครื่องยนต์จรวด (Non contaminating exhaust) มีประสิทธิภาพการทำงานในระดับที่ต่ำมาก (Extremely low performance)

กำลังขับเคลื่อนทางเคมี (Chemically powered)[แก้]

Type Description Advantages Disadvantages
จรวดเชื้อเพลิงแข็ง Ignitable, self-sustaining solid fuel/oxidiser mixture ("grain") with central hole and nozzle Simple, often no moving parts, reasonably good mass fraction, reasonable Isp. A thrust schedule can be designed into the grain. Throttling, burn termination, and reignition require special designs. Handling issues from ignitable mixture. Lower performance than liquid rockets. If grain cracks it can block nozzle with disastrous results. Grain cracks burn and widen during burn. Refueling harder than simply filling tanks.
Hybrid rocket Separate oxidiser/fuel; typically the oxidiser is liquid and kept in a tank and the fuel is solid. Quite simple, solid fuel is essentially inert without oxidiser, safer; cracks do not escalate, throttleable and easy to switch off. Some oxidisers are monopropellants, can explode in own right; mechanical failure of solid propellant can block nozzle (very rare with rubberised propellant), central hole widens over burn and negatively affects mixture ratio.
Monopropellant rocket Propellant (such as hydrazine, hydrogen peroxide or nitrous oxide) flows over a catalyst and exothermically decomposes; hot gases are emitted through nozzle. Simple in concept, throttleable, low temperatures in combustion chamber catalysts can be easily contaminated, monopropellants can detonate if contaminated or provoked, Isp is perhaps 1/3 of best liquids
Bipropellant rocket Two fluid (typically liquid) propellants are introduced through injectors into combustion chamber and burnt Up to ~99% efficient combustion with excellent mixture control, throttleable, can be used with turbopumps which permits incredibly lightweight tanks, can be safe with extreme care Pumps needed for high performance are expensive to design, huge thermal fluxes across combustion chamber wall can impact reuse, failure modes include major explosions, a lot of plumbing is needed.
Dual mode propulsion rocket Rocket takes off as a bipropellant rocket, then turns to using just one propellant as a monopropellant Simplicity and ease of control Lower performance than bipropellants
Tripropellant rocket Three different propellants (usually hydrogen, hydrocarbon and liquid oxygen) are introduced into a combustion chamber in variable mixture ratios, or multiple engines are used with fixed propellant mixture ratios and throttled or shut down Reduces take-off weight, since hydrogen is lighter; combines good thrust to weight with high average Isp, improves payload for launching from Earth by a sizeable percentage Similar issues to bipropellant, but with more plumbing, more research and development
Air-augmented rocket Essentially a ramjet where intake air is compressed and burnt with the exhaust from a rocket Mach 0 to Mach 4.5+ (can also run exoatmospheric), good efficiency at Mach 2 to 4 Similar efficiency to rockets at low speed or exoatmospheric, inlet difficulties, a relatively undeveloped and unexplored type, cooling difficulties, very noisy, thrust/weight ratio is similar to ramjets.
Turborocket A combined cycle turbojet/rocket where an additional oxidiser such as oxygen is added to the airstream to increase maximum altitude Very close to existing designs, operates in very high altitude, wide range of altitude and airspeed Atmospheric airspeed limited to same range as turbojet engine, carrying oxidiser like LOX can be dangerous. Much heavier than simple rockets.
Precooled jet engine / LACE (combined cycle with rocket) Intake air is chilled to very low temperatures at inlet before passing through a ramjet or turbojet engine. Can be combined with a rocket engine for orbital insertion. Easily tested on ground. High thrust/weight ratios are possible (~14) together with good fuel efficiency over a wide range of airspeeds, mach 0-5.5+; this combination of efficiencies may permit launching to orbit, single stage, or very rapid intercontinental travel. Exists only at the lab prototyping stage. Examples include RB545, SABRE, ATREX

ดูเพิ่ม[แก้]

อ้างอิง[แก้]

  1. Rocket Propulsion Elements; 7th edition- chapter 1
  2. http://blog.school.net.th/blogs/prasitporn.php/2010/05/07/jet
  3. George P. Sutton and Oscar Biblarz (2001). Rocket Propulsion Elements (7th ed.). Wiley Interscience. ISBN 0-471-32642-9.  See Equation 2-14.
  4. http://www.madecars.com/air-intake-%E0%B8%84%E0%B8%B7%E0%B8%AD/
  5. Dexter K Huzel and David H. Huang (1971), NASA SP-125, Design of Liquid Propellant Rocket Engines  Second edition of a technical report obtained from the website of the National Aeronautics and Space Administration (NASA).

ดูเพิ่ม[แก้]

  • Lutz Warsitz: The First Jet Pilot - The Story of German Test Pilot Erich Warsitz (including von Braun’s and Hellmuth Walter’s experiments with rocket aircraft), Pen and Sword Books Ltd., England, 2009, ISBN 978-1-84415-818-8, English Edition