Problem sagorevanja kod raketnih motora

Znači, nestabilno sagorevanje je moguće kod raketnih motora koji primenjuju samo jedno gorivo, i to takvo koje se preko nekog katalizatora propušta u komoru sagorevanja kao razloženo, dajući produkte sagorevanja s određenom temperaturom (tzv. hladni motori), kao i kod takvih motora koji primenjuju i gorivo i oksidator u tečnom stanju, pri čemu njihovim spajanjem dolazi do spontanog paljenja (hipergolični sistemi) ili je pak potrebno izvršiti paljenje u komori pomoću električne varnice ili na bilo koji način (nehipergolični sistemi). Sve većom primenom raketnih motora u docnijem periodu, u procesu eksploatacije i eksperimentisanja dolazilo se u dodir sa nestabilnošću sagorevanja, tj. sa pojavom eksplozivnog sagorevanja koje se obično javlja pri paljenju i pri zaustavljanju raketnog motora, usled nagomilavanja goriva i sa tzv. oscilatornim sagorevanjem koje se može protezati za sve vreme rada raketnog motora.

Pregledom i proučavanjem postojećih informacija uopšte o raketnoj tehnici, zapaža se da se nestabilnost sagorevanja može odvijati kod svake vrste i kombinacije tečnih goriva i oksidatora bez obzira na veličinu ili oblik komore sagorevanja.

I kod eksplozivnih motora Otto i Diesela imamo sličnu pojavu koja se naziva detonacija. Naime i detonacija može da se tumači kao nestabilno sagorevanje samo vremenski mnogo kraće, čije su posledice skoro iste kao i kod raketnih motora. Metalni udari u cilindru, pad snage i ekonomičnosti motora, povećanje prenosa toplote na zidove cilindra i radi toga jako pregrevanje klipova i izduvnih ventila, veće količine čađi u izduvnim gasovima itd., to su sve pojave koje su vezane za detonaciju. Te pojave intenzivno su se izučavale dugo vremena i uglavnom su nadeni uzroci koji dovode do takvog nestabilnog sagorevanja, a samim tim postignuti su i svi uslovi da se detonacija izbegne. Razna ispitivanja koja su vršena u mnogim zemljama, dovela su do mišljenja da je detonacija, grubo rečeno, pojava oscilatorne prirode, što nas upućuje da je povežemo sa nestabilnim sagorevanjem kod raketnih motora.

Razume se cilj ovog članka nije u tome da se vrše neka uporedivanja nestabilnosti sagorevanja kod eksplozivnih i raketnih motora, već u tome da se uglavnom da informativni osvrt na taj problem, koji se postavlja kod raketnih motora kao prvenstvena stvar i koja se ne sme ispustiti iz vida.

Nestabilno sagorevanje usled nagomilavanja goriva

Paljenje i prihvatanje raketnog motora je jedna od najvažnijih faza njegovog rada, kao i zaustavljanje. Osnovni zahtev koji se postavlja u vezi toga jeste da se osigura kontinuirani prelaz sa jednog režima na drugi.

Pri paljenju raketnog motora u komoru sagorevanja ne sme da se skuplja veća količina jedne od komponenata sistema goriva ili pak obe, tj. i goriva i oksidatora. Naročito je opasno nagomilavanje obe komponente s obzirom da su smeše goriva i oksidatora, kakve se primenjuju kod raketnih motora, vrlo eksplozivne.

Da bi se sprečilo nagomilavanje goriva u komori raketnog motora u većim količinama, sistem paljenja mora da obezbedi paljenje smeše u pravom ternutku, ali ne preko 0,03 sekunde pošto je uključen dovod oksidatora i goriva. Ispitivanja vršena sa komorama raketnih motora postavljenim u vodoravnom položaju na probnim stanicama, pokazala su da produženje ovog vremena može da dovede do nagomilavanja takvih količina oksidatora i goriva koje će pri sagorevanju dati suviše velike pritiske, koje ne mogu da izdrže zidovi komore sagorevanja. U takvim slučajevima dolazi do izražaja eksplozivno sagorevanje. Ukoliko komora sagorevanja nije proračunata za takav pritisak, može doći do oštećenja same komore ili pak zavrtnjeva koji vezuju glavu raketnog motora sa komorom sagorevanja. Promena pritiska sa vremenom za takav slučaj prikazana je na slici 1.

Slika 1 – Promena pritiska u komori pri puštanju motora u rad

Veličina ove promene, odnosno maksimuma (špiceva) zavisi od količine nagomilanog goriva kao i od odnosa količine goriva i oksidatora. Da bi se to sprečilo, bez obzira na produženje vremena od momenta ubrizgavanja goriva i oksidatora do momenta paljenja, a i radi veće sigurnosti, obično se raketni motor postavlja pod izvesnim uglom u odnosu na nivo zemljine površine ili se pak postavlja u vertikalnom položaju sa mlaznikom nadole. Na taj način nikada ne može doći do nagomilavanja goriva koje u ovom slučaju ima moguénost da ističe, ukoliko ne dode odmah do paljenja.

Pored toga, da bi se sprečilo nagomilavanje goriva i oksidatora u većim količinama, a kod raketnih motora većih snaga, odnosno potiska, uvodi se tzv. prethodni rad raketnog motora sa mnogo manjom potrošnjom. Ovo je jedna od mera bezbednosti koja je u svakom slučaju opravdana. U tom slučaju, pošto je raketni motor prihvatio sa malim količinama goriva i oksidatora, prelazi se na osnovni režim rada sa optimalnom potrošnjom.

Na ovom mestu važno je napomenuti i raspored dovoda komponenata sistema goriva u komoru raketnog motora. Naime, poželjno je da se obe komponente (i oksidator i gorivo) ubrizgaju istovremeno. S obzirom da je to praktično nemoguće, to se obično dozvoljava izvesno zakašnjenje u dovodu jedne komponente u odnosu na drugu. To zakašnjenje može da se izrazi delovima sekunde. Po mogućnosti najpre se dovodi oksidator a zatim gorivo.

Sistem paljenja, koji može biti izveden kao pirotehnički (paljenje pomoću patrona), hemijski (paljenje pomoću samozapaljivih smeša) ili kao električni (paljenje pomoću električne varnice) mora da obezbedi dovoljno energije za paljenje smeše goriva i oksidatora, s obzirom da su uslovi za isparavanje, atomizaciju i mešanje u hladnoj komori sagorevanja vrlo slabi. U cilju veće sigurnosti paljenja kod takvih kombinacija goriva i oksidatora, kao što su recimo tečni kiseonik i kerozin, u konstrukciju raketnog motora ulazi i pretkomora u kojoj se najpre vrši paljenje neke druge kombinacije i to paljenje se zatim prenosi u glavnu komoru sagorevanja.

Nestabilno sagorevanje, koje je u svakom slučaju nepoželjno i opasno a koje dolazi usled zakasnelog paljenja nagomilanog goriva i oksidatora, može da povrati plamen u instalaciju za dovod goriva i oksidatora i prema tome da izazove požar. S druge strane ovakvo eksplozivno sagorevanje sa izrazitijim promenama pritiska u komori sagorevanja, može da se nastavi u oscilatorno sagorevanje koje je dalje opisano, a koje ništa manje nije opasno.

Zaustavljanje rada raketnog motora isto tako predstavlja problem sa već posmatrane tačke gledišta. I u ovom slučaju, kao i u prethodnom kod paljenja, mora se na svaki način izbeći nagomilavanje goriva. Veliku opasnost predstavlja dodatni dovod jedne od komponenti, do čega dolazi usled slabog zaptivanja ventila ili iz bilo kojih drugih razloga. S obzirom da je komora sagorevanja vrlo zagrejana, to će doći do paljenja te naknadne količine, koja ako je dovoljno velika može da dovede isto tako do eksplozivnog sagorevanja. Da bi se isključila mogućnost pojave ovakve vrste, vrši se po isključenju dovoda komponenti goriva i oksidatora, odnosno po prestanku rada motora produvavanje instalacije raketnog motora kao i same komore sagorevanja vazduhom ili nekim inertnim (neutralnim) gasom. To se obično čini inertnim gasom pod čijim se pritiskom vrši dovod komponenti u komoru sagorevanja ili pak sa jednom od komponenti sistema goriva.

Oscilatorno sagorevanje

Međutim, nestabilno sagorevanje koje se manifestuje kao nekontrolisana promena pritiska u instalaciji za dovod goriva i oksidatora i u komori sagorevanja istovremeno ili samo u komori sagorevanja, mnogo je složenijeg karaktera i još uvek je predmet analitičkog i eksperimentalnog istraživanja.

Ta pojava sastoji se u tome što pri nekim odredenim uslovima rada raketnog motora, bez uticaja bilo kakvih spoljnih sila i uzroka, pritisak u komori sagorevanja počinje periodično da se menja, tako da amplitude te promene dostižu znatne vrednosti. Analiza tih promena je neophodno potrebna kao i sve moguće mere da bi se te amplitude što više smanjile, ukoliko je nemoguće da se potpuno odstrane. Zavisno od promene pritiska u komori sagorevanja, menja se i potisak motora. Oscilacije u sili potiska ne samo da pogoršavaju uslove rada raketnog motora (grub rad, pištanje), već se prenose i na konstrukciju raketnog motora i samim tim pogoršavaju uslove rada njegovih agregata, delova i spojeva. Pored toga, oscilovanje sile potiska izaziva oscilacije cele konstrukcije raketnog motora i, što je naročito opasno, narušava normalan rad agregata i uređaja za regulisanje i upravljanje. Veliki broj eksplozija koje se dešavaju na dirigovanim projektilima upućuje nas na to da pored ostalih uzroka pažnju treba usmeravati i na oscilatorno sagorevanje. Na taj način oscilatorno sagorevanje u komorama raketnih motora dovodi do štetnih posledica, a s obzirom da je odstranjenje takvog režima rada vrlo teško, to u krajnjem slučaju intenzivnost oscilacija treba da se svede na minimalnu veličinu.

Da bismo dobili jasniju predstavu o oscilatornom sagorevanju kod raketnih motora, u daljem izlaganju iznete su specifičnosti raketnih motora kao i izvesni osnovni pojmovi koji su vezani sa njima.

Proces sagorevanja u komorama raketnih motora sa tečnim gorivom i oksidatorom bitno se razlikuje od toplotnih procesa kod drugih motora i mašina. Te razlike su uglavnom sledeće:

1. Toplotno opterećenje zapremine komore sagorevanja je nekoliko stotina puta veće od toplotnog opterećenja drugih motora. To je ustvari ona količina toplote koja se proizvodi na jedinicu zapremine i jedinicu vremena. Dok se ta vrednost kreće za komore turbomlaznih motora od 80 do 120×10° kcal/m³/h pri radnom pritisku 3 do 4 kg/cm², dotle je ona za komore sagorevanja raketnih motora 130700 ×10° kcal/m³/h pri radnom pritisku 15 do 50 kg/cm².

2. Radni pritisci u komorama raketnih motora se kreću od 15 do 50 kg/cm² a kod turbomlaznih motora od 3 do 6 kg/cm². Visokim pritiscima odgovaraju visoke temperature, što određuje posebne zahteve u odnosu na materijal i konstrukciju komore raketnog motora.

3. Za komore sagorevanja raketnih motora vreme zadržavanja smeše goriva i oksidatora »τ« u samoj komori je vrlo kratko, tj. reda veličine 0,002 0,004 sekunde. To je zapravo ono srednje vreme za koje se gorivo i stvoreni produkti sagorevanja nalaze u komori. U odnosu na druge motore to vreme je najmanje. Svakako da je problem da se u tako kratkom vremenu obezbedi atomizacija (rasprašivanje), isparavanje, dobro mešanje goriva i oksidatora i potpuno sagorevanje smeše.

Po stvarnim dijagramima u kojima se pokazuje zavisnost raznih promenljivih parametara za vreme nekog procesa, moguće je izvršiti analizu istog, a upoređujući ih sa idealnim ili takvim dijagramima kakvi se zahtevaju, može se doći do kvalitativnih i kvantitativnih rezultata. Na slici 2 prikazan je idealan dijagram promene pritiska, temperature i brzine kretanja gasova kroz celu dužinu komore sagorevanja raketnog motora.

Slika 2 - Odvijanje procesa u komori sagorevanja od momenta ubrizgavanja goriva i oksidatora do završne transformacije i isticanja sagorelih gasova

Iz samog odvijanja procesa vidi se da se on može podeliti u više faza.

• U prvoj fazi (0-1) koja se nalazi neposredno iza glave raketnog motora, odnosno ubrizgača, vrši se rasprašivanje goriva i oksidatora. Finoća rasprašivanja, tj. veličina kapljica zavisi od konstrukcije ubrizgača i pritiska tečnog goriva i oksidatora. Za istu konstrukciju ubrizgača postići će se bolje rasprašivanje pri većem pritisku. Dužina te faze u odnosu na komoru sagorevanja zavisi od konstrukcije glave komore sagorevanja kao i od vrste ubrizgača. Pored toga u ovoj fazi uočava se neznatno mešanje goriva i oksidatora.

• U drugoj fazi (1-2) koja sledi iza prve, dolazi do isparavanja rasprašenog goriva i oksidatora (pri izvesnom zagrevanju) i intenzivnog mešanja. Hemijska reakcija, tj. sagorevanje ima svoj početak u ovoj fazi. Toplota koja je potrebna za zagrevanje kao i za isparavanje smeše u navedenim fazama prenosi se putem radijacije i konvekcije struja gasova usmerenih prema glavi raketnog motora.

• U trećoj fazi (2-3) odvija se sagorevanje. Pri kraju ove faze u gasnoj smeši produkata sagorevanja uspostavlja se tzv. termodinamička ravnoteža. Ukoliko su više temperature sagorevanja, a što zavisi od primenjene kombinacije goriva i oksidatora, utoliko više dolazi do izražaja disocijacija produkata sagorevanja, koja se sastoji u tome što i pored dovoljne količine kiseonika potrebnog za sagorevanje, produkti sagorevanja sadrže pored produkata potpunog sagorevanja i produkte nepotpunog sagorevanja, pa čak i gasove u vidu atoma. Znači, sastav produkata sagorevanja određene kombinacije sistema goriva određen je temperaturom i u znatno manjoj meri pritiskom. S obzirom da disocijacija zahteva izvesnu količinu toplote, to je ona nepoželjna, mada se jedan deo te toplote vraća u toku ekspanzije produkata sagorevanja kroz mlaznik, gde dolazi do izražaja tzv. rekombinacija. To je ustvari obratna pojava od disocijacije i nastaje usled smanjenja temperature. U toku rekombinacije vrši se spajanje ranije disociranih atoma, a samim tim naknadno pretvaranje hemijske energije u toplotnu.

• U zadnjoj fazi (3-4) koja se proteže u konvergentno-divergentnom mlazniku, pored rekombinacije usled ekspanzije, vrši se pretvaranje toplotne energije produkata sagorevanja u kinetičku energiju gasova, koji velikom brzinom napuštaju mlaznik i samim tim stvaraju odgovarajući potisak.

Razume se navedeno odvijanje procesa po fazama zavisi od oblika glave komore sagorevanja, vrste i rasporeda ubrizgača, pritiska i temperature, fizičko-hemijskih osobina goriva i oksidatora itd.

Da bi se normalno odvijalo sagorevanje u komori raketnog motora bez ikakvih oscilacija, odnosno promena u pritisku, isti bi trebao da se menja, kao što je označeno na dijagramu na slici 2. Međutim, iz razloga koji su navedeni u daljem izlaganju, dolazi do oscilovanja tog pritiska. Obično se vrše opiti koji očigledno pokazuju po kakvom se zakonu menja pritisak u komori sagorevanja sa vremenom i na osnovu te promene moguće je doneti zaključak o pravilnosti sagorevanja. U tu svrhu služe elektronski oscilatori. Za razliku od oscilografa koji registruju promene, na ekranu osciloskopa moguće je pratiti, tj. posmatrati promene pritiska ili bilo kojeg drugog parametra i vršiti fotografisanje.

Slika 3 - Dijagram hamonijske oscilacije

U fizici, akustici, elektrotehnici, mehanici itd. vrlo često se susrećemo sa jednom vrstom oscilacija raznih parametara, tzv. hamonijskim oscilacijama (slika 3), kroz koje su date one osnovne veličine koje su uopšte potrebne za razumevanje oscilacija:

A - Amplituda oscilacije - najveće rastojanje od ravnotežnog položaja (nulta vrednost parametra).

T - Period oscilacije - vreme jedne pune oscilacije u sekundama.

λ - Dužina talasa - rastojanje između dve tačke sa istim amplitudama i udaljene za periodu T.

ν - Frekvenca - broj punih oscilacija (ciklusa) u jedinici vremena.

Takvu hamonijsku oscilaciju koja tumači tačno odredenu promenu nekog parametra možemo pratiti i na ekranu osciloskopa (slika 4).

Slika 4 - Slika osciloskopa nekog parametra na ekranu osciloskopa

Međutim, često se susrećemo i sa drugim vrstama oscilacija, koje su pokazane u dijagramima na slici 5.

Slika 5 - Razne vrste mogućnih oscilacija nekog parametra: 

a) periodične oscilacije sa konstantnom amplitudom i frekvencom; b) prigušene oscilacije; c) oscilogram rastućih oscilacija; d) oscilacije sa naizmeničnim smanjenjem i povećanjem amplituda; e) oscilogram složenih proizvoljnih oscilacija

Iz prikazanih oscilograma, kako se obično nazivaju ti dijagrami, jasno se uočava promena određenog parametra sa vremenom. Zapaža se pored ostalog još i to da ti parametri mogu da se menjaju ili oko svoje nulte vrednosti ili pak oko neke tačno određene pozitivne ili negativne vrednosti, pri čemu je moguće potpuno smanjenje tih promena (»b« slika 5 - to su tzv. prigušene ili amortizovane oscilacije), naizmenično povećanje ili smanjenje tih promena (»d« slika 5), neprestano povećanje (»c« slika 5) ili pak te promene mogu imati karakter nekih proizvoljnih oscilacija (kao što je pokazano na dijagramu »e« slika 5). Pri merenju pritiska sagorevanja u raketnim motorima, zapaženo je na ekranu elektronskog osciloskopa da se njegove promene ne odvijaju kao što je to pokazano na slici 2 i kao što se zahteva, već u vidu takvih dijagrama koji su prikazani na slici 5, što sve zavisi od raznih okolnosti i uslova pod kojima se odvija sagorevanje. Ako dobijemo takve dijagrame, onda su oni jaka indikacija da je sagorevanje nepravilno i da postoje neki razlozi koji dovode do toga.

Pri podrobnom istraživanju pojava oscilatornog sagorevanja u komorama raketnih motora, u raketnim centrima u SSSR i SAD, došlo se do toga da se sumarna krivulja periodične promene pritiska sastoji iz nekoliko odvojenih krivulja koje imaju različite frekvence i amplitude. Naime, analize te sumarne krivulje ili pak analize pomoću takvih analizatora koji su u stanju da daju komponentne krivulje snimljene promene pritiska u komori, pokazale su da se ona sastoji iz dve krivulje. U vezi toga razlikuju se niskofrekventne (chugging) oscilacije, koje se obično nalaze u području frekvenci između 40-400 ciklusa u sekundi i visokofrekventne oscilacije (screaming) koje su u intervalu frekvenci od nekoliko stotina do nekoliko hiljada ciklusa u sekundi (slika 6).

Slika 6 - Oscilacije pritiska u komori sagorevanja: 

a) niskofrekventne oscilacije; b) visokofrekventne oscilacije

Za promene pritiska u komori sagorevanja kažemo da su periodične radi toga što je promena pritiska takvog karaktera da je zakon oscilovanja u toku svake oscilacije isti.

Probudni mehanizam i jednih i drugih oscilacija usko je povezan sa procesima ubrizgavanja, rasprašivanja, mešanja i same reakcije sagorevanja u komori (nehomogeno rasprašivanje, promena brzine plamena i količine oslobođene toplote, mestimično nehomogena smeša goriva i oksidatora, itd.).

1. Niskofrekventne oscilacije

Uzrok stvaranja niskofrekventnih oscilacija, kako je ustanovljeno i teroretski i eksperimentalno, leži u tome što se tečno gorivo i oksidator po ubrizgavanju u komoru sagorevanja i u procesu koji se odvija u samoj komori, ne pretvaraju odjednom u produkte sagorevanja, već kroz izvesno ali konačno vreme tzv. vreme zakašnjenja »τ₀«. Po svojoj veličini to vreme zakašnjenja skoro je jednako vremenu prebivanja goriva i oksidatora u komori i u tom vremenu uglavnom dolazi do sagorevanja. Pored toga u komponentama goriva i oksidatora sadržana je velika količina raspoložive energije, pri čemu je za oslobođenje te energije potrebno određeno vreme da se reaktanti koji se ubrizgavaju u komoru pretvore u gasovite produkte sagorevanja, a na određenoj temperaturi i pritisku koji vladaju u komori. Trenutna promena bilo kojeg parametra, pritiska ili temperature, dovodi do promene u brzini oslobađanja toplote, odnosno energije i na taj način i sa te strane stvaraju se svi uslovi za stvaranje nepoželjnih oscilacija. Da bismo očiglednije objasnili ovu pojavu uzmimo da iz bilo kojih razloga dolazi do promene, odnosno oscilovanja pritiska u komori a prema tome i do povećanja ili smanjenja vremena transformacije smeše goriva i oksidatora u produkte sagorevanja. Ovo će za sobom povući trenutno smanjenje ili povećanje brzine oslobađanja energije, radi čega dolazi do izvesne fazne zavisnosti između oscilacija pritiska u komori i brzine oslobađanja energije. Kao posledica toga nastaće povećanje amplitude novostvorenih oscilacija pritiska. Ukoliko su u pitanju veće amplitude i ukoliko dođe do poklapanja (pojava rezonance) sa oscilacijama, tj. sopstvenim oscilacijama nekih delova raketnog motora ili sa oscilacijama nekog drugog parametra, što je sasvim moguće i što se dešava, može doći do oštećenja raketnog motora, odnosno do eksplozije.

Nestabilnosti sagorevanja bila je posvećena pažnja od strane Summerfielda, Crocco-a, Tsien-a i drugih, koji su kroz svoje radove, koji u svakom slučaju baziraju na zdravim teoretskim postavkama i eksperimentima, teoretski obradili pojavu nestabilnog sagorevanja tečnih sistema goriva. Ono što je karakteristično u njihovim radovima i razradama, jeste koncepcija vremenskog perioda, koja postoji od momenta ubrizgavanja do završne transformacije u gasove visoke temperature. Logičnije je da se shvati, bez obzira što postoje izvesna neslaganja u vezi toga, da je taj period, tj. vreme zakašnjenja funkcija pritiska u komori sagorevanja (vreme zakašnjenja »τ₀« se smanjuje sa porastom pritiska).

Za dalju analizu i da bismo jasnije shvatili razmatranje ovog problema, usvajamo da se specifična zapremina smeše tečnog goriva i oksidatora menja u toku procesa do specifične zapremine produkata sagorevanja po pravoj liniji, kao što se vidi na slici 7. Na taj način uslovno prihvatamo da se sagorevanje vrši trenutno, ali samo posle vremenskog perioda, tj. vremena zakašnjenja »τ₀«. Pored toga, pretpostavljamo da se pritisak goriva i oksidatora na ulazu u komoru sagorevanja, tj. na ulazu u ubrizgač »p_u« (pritisak u instalaciji) drži strogo konstantnim.

Slika 7 -  Promena specifične zapremine sa vremenom: 

a) spec. zapremina goriva i oksidatora  (tečno stanje);  b) spec. zapremina sagorelih gasova

Radi navedenih oznaka na slici 8 prikazana je šema instalacije raketnog motora. Gorivo i oksidator se ubrizgavaju preko niza ventila i regulatora u raketni motor kroz ubrizgač i pod pritiskom nekog neutralnog gasa (čime nisu isključene druge mogućnosti ubrizgivanja - pumpni sistem). Na ovom mestu nije važna vrsta upotrebljenog goriva i oksidatora.

Slika 8 - Šema instalacije raketnog motora:

1 - akumulator pritiska neutralnog gasa, 2 - reduktor pritiska neutralnog gasa, 3 - rezervoari goriva i oksidatora, 4 - membrane, 5 - raketni motor; p2 - pritisak u komori sagorevanja; Pu - pritisak goriva i oksidatora u instalaciji

Pretpostavimo da se u nekom vremenu T, zbog uticaja bilo kakvog slučajnog uzroka, a njih je uvek dosta i dovoljno, pritisak u komori sagorevanja p₂ smanji do p₂₁, koji je manji od onog početnog (slika 9). Zbog pada pritiska u komori dolazi do povećanja pada pritiska u ubrizgaču od Δp_u do Δp_u1. Ovo povećanje na osnovu dole izvedene formule daje veće količine goriva i oksidatora u komoru sagorevanja do vrednosti G₁, pri čemu je G₁<G₂. U daljem izlaganju izvođenje formule za protok goriva i oksidatora kroz ubrizgač daje nam očiglednije tumačenje ove pojave.

Slika 9 - Oscilacija pritiska u komori sagorevanja i količine goriva i oksidatora

Kao što je poznato, teoretska brzina isticanja nekompresibilne tečnosti iz nekog otvora određuje se po formuli:

w²/2g=Δp_u/γ   odnosno  w=√(2g·Δp_u/γ)   [m/sek]

gde je:

w (m/sek) - brzina proticanja tečnog goriva i oksidatora

Δp_u (kg/m²) - p_u - p₂ - pad pritiska goriva ili oksidatora u ubrizgaču

γ (kg/m³) - specifična težina goriva ili oksidatora

g (m/sek²) - ubrzanje zemljine teže.

Protok goriva ili oksidatora kroz ubrizgač sa otvorima »f« dobija se prema izrazu:

G=μ·w·f·γ  (kg/sek)

gde je:

μ - koeficijent kontrakcije (0,60-0,65)

f (m²) - presek otvora u ubrizgaču.

Ako u zadnju formulu uvrstimo i izraz za brzinu isticanja, dobićemo:

G=μ·f·γ·√(2g·Δp_u/γ)=μ·f·√(2g·Δp_u·γ)

ili, kroz sve otvore rażmeštene u glavi komore raketnog motora (slika 10):

G2=ΣG=μ·F √(2g·Δp_u·γ),   gde je F=Σf

Kao što se iz ove formule vidi, povećanje pada pritiska kroz ubrizgač Δp_u, dovodi do povećanja protoka goriva i oksidatora, da bi docnije došlo i do povećanja pritiska u komori sagorevanja. Razume se da do tog povećanja ne dolazi naglo i odmah, već posle vremena zakašnjenja »τ₀«, kada iz tečnog goriva i oksidatora koji dotiču u većim količinama, počinje da se stvara odgovarajuća veća zapreminska količina produkata sagorevanja. Iz toga sledi da pritisak u komori raste samo posle »τ₀«, tj. u trenutku T+τ₀ (vidi sliku 9).

Slika 10 - Glava (ubrizgač) raketnog motora

Od tog trenutka p₂₁₁ postaje veće od p₂, a pad pritiska u ubrizgaču postaje manji od nominalnog. U vezi s tim, zbog smanjenja pada pritiska u ubrizgaču na Δp_u a na osnovu napred izvedene formule, smanjuje se i protok goriva i oksidatora od G₁ na G₁₁. Isto kao i u prethodnom ciklusu, smanjenje količine produkata sagorevanja se dešava samo posle sledećeg vremenskog perioda »τ₀«, tj. u momentu T+τ₀. Dalje, veličine koje karakterišu rad komore menjaće se i na taj način sačuvaće se jednom stvorene oscilacije pritiska u komori sagorevanja.

Nesumnjivo da je izloženi dijagram oscilacija pritiska na slici 9 približan, jer ustvari stvorene oscilacije u komori biće blaže, zahvaljujući uticaju zapremine i oblika komore sagorevanja kao i drugih faktora.

Razmotrićemo ove promene pritiska u komori sagorevanja na više konkretnih primera.

Uzmimo kao i u ranijem slučaju raketni motor, kod kojeg se gorivo i oksidator iz rezervoara dodaju u komoru sagorevanja pod pritiskom nekog neutralnog gasa. Radni pritisak u komori sagorevanja neka bude 20,5 kg/cm². Taj pritisak je određen odnosom mešanja goriva i oksidatora, njihovim količinama, odvijanjem procesa sagorevanja i dr. Maksimalni pritisak je prema tome određen stehiometrijskim odnosom mešanja goriva i oksidatora (potpuno sagorevanje) i onim maksimalnim količinama smeše za koju je konstruisan ubrizgač i sama instalacija, kao i raketni motor. Pritisak neutralnog gasa neka bude 34 kg/cm², s obzirom da taj pritisak treba da bude veći od onog u komori sagorevanja zbog gubitaka pritiska koji nastaje radi hidrauličnih otpora u cevima, raznim ventilima, ubrizgaču i radi onih gubitaka koji se pojavljuju u omotaču raketnog motora, ukoliko je dotično gorivo ili oksidator primenjeno kao tečnost za hladenje. U dole navedenim primerima ti gubici na hidraulične otpore su zanemareni radi jednostavnosti računa, a što ne utiče u tolikoj meri na konačne rezultate i na jednu ovakvu analizu. Pretpostavimo sada da se iz bilo kojih razloga smanji radni pritisak u komori sagorevanja na 13,5 kg/cm². Zanemarujući inerciju tečnosti u instalaciji za dovod goriva i oksidatora, njihov protok iz ranije navedenih razloga povećaće se za 23% iznad određene nominalne vrednosti (radi povećanja pada pritiska u ubrizgaču). Povećanje količine goriva i oksidatora za 23% prouzrokovaće veći pritisak sagorevanja u komori, tako da će posle vremena zakašnjenja »τ₀« dostići vrednost 25,3 kg/cm². Za ovaj novostvoreni pritisak u komori, pad pritiska u ubrizgaču iznosiće 34-25,3=8,7 kg/cm², dok je pri pritisku u komori 20,5 kg/cm² iznosio 34-20,5=13,5 kg/cm². Zbog pada pritiska u ubrizgaču na osnovu formule za protok goriva i oksidatora, doći će do smanjenja količine goriva i oksidatora za 19% od nominalne vrednosti kao i do smanjenja pritiska sagorevanja na 16,6 kg/cm². Ako bismo dalje na ovaj način proračunavali promene pritiska u komori sagorevanja, ubrizgaču i promene u količinama goriva i oksidatora, moglo bi da se ustanovi da li će ove promene biti jednake ili će se naizmenično povećavati i smanjivati, stalno povećavati (do oštećenja raketnog motora) ili sa vremenom smanjivati tako da se potpuno izgube (normalan rad raketnog motora).

U ovom slučaju pritisak u komori sagorevanja menjaće se prema sledećem redosledu:

20,5; 13,5; 25,3; 16,6 itd.

U jednom drugom slučaju, za pritisak sagorevanja u komori 20,5 kg/cm² i pritisak neutralnog gasa 27,2 kg/cm² i za proizvoljno izabran pad pritiska u komori na 13,5 kg/cm², kao i u prvom slučaju, promena pritiska bila bi sledeća:

20,5; 13,5; 28,5; 0,0 itd.

Iz ovih se podataka vidi da su promene pritiska sa vremenom izrazitije u odnosu na prvi primer.

U slučaju pritiska u komori sagorevanja 20,5 kg/cm², pritiska neutralnog gasa 30,5 kg/cm² i proizvoljno izabranog pada pritiska u komori 13,5 kg/cm², promena pritiska sa vremenom biće konstantna kao i svih onih parametara koji zavise od njega. Svakako da je ovaj treći primer u odnosu na prva dva takvog karaktera da se ne može tretirati kao opasan za rad raketnog motora.

Iz ovakvog jednog grubog razmatranja može se zaključiti da je pad pritiska u ubrizgaču Δp_u ustvari kontrolni parametar za stabilnost sagorevanja.

Analizom dijagrama dobijenog elektronskim osciloskopom za vreme rada jednog raketnog motora (slika 11) može da se zapazi da je promena pritiska goriva i oksidatora sa vremenom takva da postoji izvesno oscilovanje, koje se u neznatnoj meri odražava na potisak raketnog motora. Kao što se vidi iz dijagrama promena potiska sa vremenom je neznatna i linija potiska je skoro konstantna, što znači da se sagorevanje u komori sagorevanja odvija uglavnom pravilno i bez onih fenomena koji dovode do oscilovanja pritiska u komori, a prema tome i do oscilovanja potiska.

Slika 11 - Oscilogram (oscilacija pritiska oksidatora, pritiska gasova i potiska u funkciji vremena) snimljen za vreme eksperimentalnog rada raketnog motora: 

a) pritisakoksidatora; b) pritisak goriva; c) potisak raketnog motora

Nesumnjivo da pomoću ovakvih dijagrama i njihove podrobne analize mogu da se dobiju dragoceni podaci, koji bi se docnije koristili u proračunima i konstrukciji instalacije i raketnog motora, kao i u načinu izvođenja regulacije i ostalih delova.

Do sada smo pretpostavili da je pritisak tečnog goriva i oksidatora »P_u« u instalaciji konstantan. Medutim, ako dođe do promene tog pritiska i to može da izazove i pojača već jednom stvorene oscilacije pritiska sagorevanja u komori raketnog motora. Znači, pri određenim uslovima, već jednom stvorene oscilacije pritiska sagorevanja mogu da se potpuno otstrane ili pak njihova amplituda može da se svede na neznatnu veličinu. Takvi uslovi osiguravaju stabilan rad komore sagorevanja raketnog motora. Pri drugim uslovima oscilacije pritiska se ne prigušuju, nego se povećavaju i raketni motor radi nestabilno.

Kao što se vidi iz izloženog niskofrekventne oscilacije pritiska su zapravo rezultat međusobnog delovanja oscilacija u sistemu za dovod goriva i oksidatora i oscilacija pritiska u komori sagorevanja. Zbog inercije mase tečnog goriva i oksidatora, koja učestvuje u oscilacijama, učestanost oscilacija pritiska u komori sagorevanja je relativno niska (do 600 ciklusa u sekundi), dok su amplitude vrlo visoke i radi toga opasne za konstrukciju raketnog motora.

Važan i prvi faktor koji određuje uslove stabilnog rada raketnog motora, kao što su pokazala ispitivanja Summerfielda kao i ranije izloženi primeri, jeste nominalan pad pritiska u ubrizgaču Δp_u. Ukoliko je veća ta vrednost, utoliko manje utiču na protok goriva i oksidatora kroz ubrizgač oscilacije pritiska u komori i utoliko bolje i stabilnije radi raketni motor. Radi toga ne sme suviše da se smanji nominalan pad pritiska kroz ubrizgač. To bi se naročito odnosilo na motore, kod kojih se regulacija potiska vrši smanjenjem i povećanjem protoka goriva i oksidatora. Pri smanjenju protoka komponenti sistema goriva, pad pritiska kroz ubrizgač naglo opada i raketni motor može da se nađe u oblasti nestabilnog režima rada. Ukoliko pad pritiska kroz ubrizgač premašuje polovinu srednjeg pritiska u komori, nestabilnost sagorevanja je nemoguća, ali sa tim nije rečeno da se ne može izbeći i ako je pad pritiska kroz ubrizgač manji od polovine srednjeg pritiska u komori.

Do ovih istih rezultata eksperimentisanjem su došli i drugi naučnici, što nas pored ostalog upućuje da ih shvatimo kao pravilne i realne. U vezi ovog važno je napomenuti da radi navedenih promena količina goriva i oksidatora (hidraulične oscilacije) sa vremenom, može da nastupi jedno takvo stanje pri nekoj određenoj protočnoj količini da ono izazove oscilacije i podrhtavanje ventila, opruga i raznih drugih pokretnih delova u sistemu za dovod obe komponente. To bi sa svoje strane stvorilo još nepovoljnije uslove za rad raketnog motora, odnosno još povoljnije uslove za izrazitije oscilacije raznih parametara pa i do izrazitijih oscilacija protočnih količina.

Analizom procesa koji se dešavaju od trenutka ubrizgavanja goriva i oksidatora pa sve do konačne transformacije u produkte sagorevanja, izvesni istraživači na tom polju zaključuju da period vremena koji je potreban za transformaciju zavisi od veličine pritiska u komori sagorevanja. Svakako da smanjenje tog vremena ili vremena zakašnjenja »τ₀« pozitivno utiče i ide u prilog prigušivanju eventualno stvorenih oscilacija. Znači, pritisak u komori može da se smatra drugim faktorom koji indirektno utiče na pojavu i intenzivnost oscilacija.

Treći faktor je zapremina komore sagorevanja. Suvišno smanjenje zapremine komore ide u prilog stvaranja i potenciranja oscilatornog sagorevanja. Naime, veličina komore sagorevanja utiče na stabilnost sagorevanja tako što pri većoj zapremini postoje bolji uslovi za njihovo ugušivanje odnosno slabljenje oscilacija u većem prostoru i na većoj dužini puta.

Pored toga i osobine goriva i oksidatora utiču na stabilnost rada raketnog motora. Kao što su pokazali eksperimenti vršeni sa raznim kombinacijama goriva i oksidatora, ponekad takva kombinacija kao azotna kiselina i mešavina trietilamina i kslidina u mnogo većoj meri osigurava stabilan rad raketnog motora nego, recimo, kombinacija azotna kiselina i kerozin.

2. Visokofrekventne oscilacije

Visokofrekventne oscilacije ograničavaju se na gasove u komori sagorevanja raketnog motora. Amplitude tih oscilacija su male u odnosu na amplitude niskofrekventnih oscilacija, s obzirom da je inercija mase produkata sagorevanja izrazito manja u uporedenju sa masom tečnog goriva i oksidatora. Zapaženo je, pored ostalog, da su visokofrekventne  oscilacije povezane ne sa protokom celokupne mase produkata sagorevanja već sa pojedinim gasnim tokovima u komori sagorevanja i kroz mlaznik. Frekvenca »ν« visokofrekventnih oscilacija je vrlo visoka i reda veličina zvučnih oscilacija. Ona se kreće za ovu vrstu oscilacija do 6000 ciklusa u sekundi.

Slika 12 - Longitudinalni način prenošenja niskofrekventnih oscilacija pritiska

Prisustvo ovih oscilacija dovodi do stvaranja zvukova viših tonova, radi čega je nestabilan rad raketnog motora ove vrste propraćen izrazitim pištanjem (screaming - pištanje). Dok se niskofrekventne oscilacije rasprostiru samo longitudinalno (slika 12), tj. pritisak sagorevanja osciluje duž ose raketnog motora od ubrizgača prema mlazniku, dotle se visokofrekventne oscilacije šire longitudinalno, radijalno i tangencijalno (slika 13).

Slika 13 - Način prenošenja visokofrekventnih oscilacija pritiska u komori sagorevanja:

a) longitudinalni; b) radijalni; c) tangencijalni

Vrlo razoran uticaj na raketni motor imaju one koje se prenose tangencijalno. Bez obzira na malu amplitudu, one su, kao što su pokazala ispitivanja, opasne jer mogu da izazovu lokalno pregrevanje i samim tim oštećenje površine ubrizgača i unutrašnjih zidova komore sagorevanja. Do lokalnog pregrevanja unutrašnjih zidova komore sagorevanja, a pogotovu zidova mlaznika gde je i tako u normalnim uslovima najveći prenos toplote, dolazi zbog turbulentnog strujanja produkata sagorevanja koje stvaraju visokofrekventne oscilacije. Posle eksplozija, koje su se dešavale za vreme ispitivanja raketnih motora, na samoj komori i po izvršenoj detaljnoj analizi i pregledu komore sagorevanja zapaženo je da je komora popustila na onim delovima gde je bila pregrejana.

Svakako da su i visokofrekventne oscilacije još uvek predmet naučnog istraživanja i ispitivanja i da još ne postoji tačna pretstava o uzroku njihovog izbijanja. Pretpostavlja se da su visokofrekventne oscilacije vezane za sagorevanje ili sam proces ubrizgavanja. Oscilacije u protoku goriva i oksidatora izgleda da ne utiču na pojavu tih oscilacija. Od svega toga, međutim, jedno je tačno a to je, da je pojava visokofrekventnih oscilacija povezana pored ostalog i sa vremenom zakašnjenja »τ₀« (time lag), kao i u slučaju niskofrekventnih oscilacija.

3. Mere za sprečavanje oscilatornog sagorevanja

Na osnovu teoretske analize, ispitivanja, kao i postignutih praktičnih rezultata moguće je dati nekoliko uputstava radi sprečavanja navedenih oscilacija a pogotovu niskofrekventnih. Mere za sprečavanje oscilacija su proverene i ukoliko je sa njima nemoguće potpuno otstranjenje ovih, one u svakom slučaju smanjuju intenzivnost oscilacija u granicama tolerancije. Te mere su sledeće:

1. Povećanje razlike pritiska između rezervoara za gorivo i oksidator i komore sagorevanja. Isti efekat je moguće postići i reduciranjem preseka rupa u ubrizgaču ili pak stavljanjem otpornih elemenata u sistem za dovod goriva i oksidatora.

2. Povećanje zapremine komore sagorevanja ili karakteristične dužine iste.

3. Povećanje dužine cevi od rezervoara za gorivo i oksidator do komore sagorevanja (slično kao i pod a).

4. Reduciranje vremena zakašnjenja »τ₀«. Ovo može da zahteva bilo promenu kombinacije goriva i oksidatora, bilo upotrebu katalizatora ili takvih supstanci koje će podržavati sagorevanje. Međutim, moguće je radi istog efekta promeniti oblik ubrizgača ili predgrejavati gorivo i oksidator.

Nesumnjivo da u odabiranju ovih mera treba uzimati u obzir specifičnosti određene kombinacije goriva i oksidatora, način regulacije, kao i sve ostale specifičnosti koje su vezane za određeni raketni motor.

Zaključak

Gore ukratko izloženi problemi sagorevanja raketnih motora su dobijeni na osnovu bezbroj ispitivanja i eksperimentisanja, koja jedino mogu dati neke rezultate i potvrdu za pravilnost proračuna, pretpostavljenih vrednosti i pravilno odabrane konstrukcije. Iz toga može da se zaključi da se konstrukcija jednog raketnog motora sa pouzdanošću može usvojiti, tek posle niza ispitivanja. U prilog tome ide veći broj raketnih motora koji su već našli praktičnu primenu i za čiju sigurnost su bila potrebna bezbrojna ispitivanja, kako statična tako i u vazduhu. Jedino tako može da se i primeni raketni motor za vazduhoplov, koji zahteva besprekorno funkcionisanje i sigurnost leta.

Problemu, koji se tretira ovde, mora se pokloniti utoliko veća pažnja, kada se uzme u obzir to da od ravnomernosti rada raketnog motora zavisi i usmeravanje balističkih i upravljivih raketa. Retko je uopšte da motori rade ravnomerno a pogotovo tako snažni raketni motori kakvi se primenjuju za balističke rakete. U ovom slučaju najmanja neravnomernost do koje može doći iz ranije razmatranih razloga, dovodi do promene tačno predvidene brzine a prema tome i do otstupanja sa tačno utvrđene putanje kretanja balističke rakete. Bez obzira na to kakvim se uredajima raspolagalo, koji bi vršili korekciju eventualno promenjene brzine ili pravca i smera puta usmeravanja, pojava oscilatornog sagorevanja mogla bi da isključi ako ne sasvim a ono unekoliko ulogu tih uređaja. Ovo je utoliko izrazitije kada se uzme u obzir da skretanje od jednog stepena ili čak delova stepena, udaljuje raketu usmerenu u nekom pravcu ili na neku planetu u vasionskom prostoru za hiljade kilometara. Pri tome svakako treba voditi računa i o promeni sile potiska sa visinom kao i o drugim uslovima koji se menjaju. Znači, razlog neuspelih usmeravanja balističkih ili upravljivih raketa treba tražiti pored ostalog i u samoj komori sagorevanja raketnog motora i njegovoj instalaciji.

Svakako da samo eksperimenti sa proverenim postavkama i proračunima mogu obezbediti sigurnost rada, ravnomeran potisak, kontinuiranost prelaza sa jednog režima na drugi ukoliko je to potrebno, a što zavisi od namene raketnog motora.