Tampereen teknillinen yliopisto Avaruustekniikan kurssin harjoitustyö: Hybridirakettimoottorit. Tommi Berg

Transkriptio

1 Tampereen teknillinen yliopisto Avaruustekniikan kurssin harjoitustyö: Hybridirakettimoottorit Tommi Berg

2 2 Sisällysluettelo Sisällysluettelo... 2 Historia... 3 Moottorin rakenne ja toiminta... 4 Polttoaineet... 4 Hapettimet... 5 Polttokammio ja suutin... 6 Mitoitus... 7 Sovellukset... 8 Loppupäätelmät Viitteet... 12

3 3 Johdanto Hybridirakettimoottorit ovat viime vuosina nousseet potentiaaliseksi vaihtoehdoksi jo pitkään käytössä olleisiin nestemäisiin ja kiinteisiin polttoaineisiin perustuvien rakettimoottoreiden rinnalle. Tällä hetkellä hybriditekniikka on jo melko laajasti käytössä keveissä luotainraketeissa, mutta suurten kantorakettien kokoluokassa vaaditaan vielä kehitystyötä, jotta hybriditekniikka voisi kilpailla nykyisten tekniikoiden kanssa. Kiinnostusta kehitystyön tekemiseen kuitenkin on sillä hybriditekniikan edut ovat merkittävät sekä nestemäisiin että kiinteäpolttoaineisiinkin moottoreihin verrattuna. Tässä harjoitustyössä hybridimoottorilla tarkoitetaan nestemäiseen hapettimeen ja kiinteään polttoaineeseen perustuvaa rakettimoottoria. Muita hybridimoottorin tunnusmerkit täyttäviä moottori tyyppejä ovat mm. kiinteäpolttoaineinen ramjet/scramjet sekä nestemäistä polttoainetta ja kiinteätä hapetinta polttava hybridi, eli ns. käänteinen hybridi. Tämä harjoitustyö on lyhyt johdatus hybridirakettitekniikkaan ja tässä pyritään kertomaan aiheesta tyylillä, joka auttaisi kiinnostunutta lukijaa ymmärtämään hybridien toimintaperiaatteen ja edut verrattuna tämänhetkisiin valtavirran tekniikoihin. Historia Hybridimoottoritekniikan pioneeriaika alkoi 30-luvulta, jolloin venäläiset, saksalaiset ja amerikkalaiset tiedemiehet tutkivat tekniikkaa. Venäläiset saivat aikaan ensimmäisen lentävän hybridiraketin S. Korolevin ja M. Tikhonravovin johdolla vuonna Hybridien pioneeriajan voidaan katsoa ulottuvan 60-luvulle asti. Tänä aikana tutkittiin jo monia eri hapetin-polttoaine kombinaatioita, näistä monet polttoaineet ovat nyttemmin vaihtuneet muoviperustaisiin polttoaineisiin, mutta yleisimmät hapettimet ovat edelleen samoja kuin alkuaikoina: nestemäinen happi tai typpioksiduuli (ilokaasu). Starstruck (Amroc) Dolphin [8] 1970-luvun alkaessa hybridirakettimoottorien tutkimus eli suvantovaihetta kunnes yhdysvaltalainen yhtiö Starstruck esitteli 1981 keskikokoisen kanto-/luotainraketin edullisempana vaihtoehtona perinteisille rakettitekniikoille. Projekti kaatui rahoitusvaikeuksiin, mutta tästä alkoi kuitenkin hybridien uusi aikakausi, joka jatkuu edelleen. Tällä hetkellä ainakin Yhdysvalloissa tutkitaan hybridien käyttöä kantoraketin ns. strap-on apurakettina. Tässä käytössä se olisi paitsi tehokkaampi niin myös turvallisempi vaihtoehto.

4 4 Moottorin rakenne ja toiminta Hybridi sijoittuu rakenteen monimutkaisuutensa puolesta nestemäistä ja kiinteää polttoainetta polttavien moottorien puoliväliin. Nestemäinen hapetin vaatii venttiileitä, putkitusta, anturointia ym., mutta toisaalta kiinteällä polttoaineella ei ole mitään erityisiä vaatimuksia käytön tai käsittelyn aikana. Valmistuksen ja varastoinnin kannalta hybridimoottorit ovat varmasti erityisen tervetullut uudistus avaruusalalla, jossa on totuttu toimimaan myrkyllisten ja helposti räjähtävien materiaalien kanssa. Esimerkiksi polttoainelatauksen valmistus ei eroa oleellisesti minkä tahansa muovivalukappaleen valmistuksesta. Hybridimoottorin perusrakenneosat ovat hapetinsäiliö, jossa säilytetään paineen alaista nestemäistä hapetinta. Tästä säiliöstä hapetin suihkutetaan pääventtiilin ja tarkkaan mitoitetun suuttimen läpi polttokammioon, jossa hapetin palaa polttokammion lämmössä sulaneen polttoaineen kanssa muodostaen kuumia palokaasuja ja siten suuren paineen. Polttokammiosta palokaasut viedään jälkipolttokammion kautta suuttimeen ja sitä kautta suurella nopeudella ulos. Usein polttokammiossa on myös esipolttokammio, josta kerrotaan tarkemmin edempänä. Hybridimoottori käynnistetään lämmittämällä polttokammio sopivaan lämpötilaan esim. happi-butaani liekillä ennen hapetinsäiliön pääventtiilin avaamista. Hybridimoottorin rakenne [5]. Polttoaineet Nykyisissä hybridimoottoreissa käytetään yleisesti HTPB (hydroksyylipäätteinen polybutadieeni) perustaisia polttoaineita. Lisäaineina HTPB:n lisäksi voidaan käyttää esim. alumiinijauhetta, IPDI:tä (isoforonidi isosyanaatti), nokea ja risiinioljyä [1,5]. Lisäaineilla on erilaisia käyttötarkoituksia. Esimerkiksi alumiini nostaa jonkin verran palokammion lämpötilaa mikä nostaa painetta ja kasvattaa työntövoimaa, mutta toisaalta palokaasut ovat suurimolekyylisempiä (suurempimassaisia partikkeleita), mikä puolestaan laskee työntövoimaa hieman. Yleensä hybridin palokaasut ovat varsin puhtaat. Esimerkiksi harrastekäyttöön tarkoitetun HyperTEK-moottorin [9] palokaasut koostuvat pääasiassa typestä (54%), hiilimonoksidista (18%), vesihöyrystä (13%) ja hiilidioksidista (12%), ja tästä syystä raketin jättämä vana on melko näkymätön. Jos savu halutaan näkyvämmäksi voidaan polttoaineeseen sekoittaa esim. aiemmin mainittua alumiinia. Jollain lisäaineilla siis vaikutetaan palotapahtumaan, mutta niillä voidaan myös vaikuttaa myös polttoaineen lujuus- ja lämmönjohtumisominaisuuksiin tai savukaasun näkyvyyteen.

5 5 Tarkan lisäainekombinaation löytyminen on tietenkin kovan työn takana ja se on usein tarkoin varjeltu salaisuus. Poikkeuksellisesti kuitenkin Coloradon yliopiston MaCH-SR1 projektin dokumentaatiossa [5] on kerrottu testien avulla saadut tarkat sekoitussuhteet HTPB:lle ja eri seosaineille. NASA on tutkinut viimevuosina myös parafiinia hybridimoottorin polttoaineena [4]. Viime vuonna suoritetut kokeet ovat osoittaneet että parafiiniperustainen polttoaine on palonopeudeltaan jopa kolminkertainen verrattuna useisiin muihin polttoaineisiin. Tämä tekee parafiinista erityisen käyttökelpoisen suurta työntövoimaa vaativissa sovelluksissa. Yksi ajateltu sovellus on avaruussukkulan kiinteäpolttoaineisten apurakettien korvaaminen tällä tekniikalla. NASA:n mukaan hybriditekniikalla toteutettu sukkulan apuraketti olisi kooltaan vastaava mutta hieman pitempi kuin nykyinen, ja sillä olisi tietenkin selvät turvallisuusedut sammutus, työntövoiman säätö ja helppo käsittely- nykyiseen ratkaisuun verrattuna. Hapettimet Yleisimmät hybrideissä käytetyt hapettimet ovat nestemäinen happi ja nestemäinen typpioksiduuli (ilokaasu). Näistä happea pidetään yleisesti vaikeampana ja vaarallisempana käsitellä sen alhaisen kiehumispisteen ja voimakkaan reaktiivisuuden vuoksi. Typpioksiduulin taas on ominaisuuksiltaan verrattavissa hiilidioksidiin ja on siten merkittävästi helpompaa käsitellä ja säilyttää. Alla olevassa taulukossa on vertailtu nestemäisen hapen ja typpioksiduulin etuja ja haittoja. Yleisimpien hapettimien vertailu [5, report , s.20] Hapetinsäiliön paineistamiseen voidaan käyttää jotain suuripaineista ja inerttiä kaasua kuten heliumia tai typpeä. Paineistamiseen käytettävän kaasun valintaan vaikuttaa luonnollisesti käytetty hapetin. Esimerkiksi hapen paineistamiseen ei kannata käyttää typpeä, koska typen kiehumispiste (195,8 1 bar) on liian lähellä hapen kiehumispistettä. Joissain tapauksissa hapettimen paineistus voi tapahtua yksinkertaisesti hapettimen itsensä avulla. Typpioksiduulilla huoneen lämmössä olevaan säiliöön muodostuu noin 50 baarin paine, jota käytetään hyväksi mm. SpaceShipOne avaruusaluksessa ja HyperTEK harrastemoottoreissa. Yleensä hapetin ajetaan paineen alaisena polttokammioon suuttimen kautta, joka hajottaa nesteen pieniksi pisaroiksi varmistaen näin paremman sekoittumisen rajapinnassa sulan polttoaineen kanssa. Hyvä sekoittuminen saa aikaan tehokkaan palamisen ja siten myös pienet päästöt. Hapetinsuuttimen toinen tehtävä on rajoittaa hapettimen virtausta tasolle, jolla hapettimen ja polttoaineen seossuhde on optimaalinen. Esimerkiksi MaCH-SR1 projektissa typpioksiduulille ja HTPB-polttoaineelle laskettu optimaalinen hapetin/polttoainesuhde on noin 5:1. [5,6]

6 6 Polttokammio ja suutin Hybridimoottorin polttokammio on useimmiten oheisen kuvan kaltainen. Se sisältää pituussuunnassa katsoen hapetinsuuttimen, esipolttokammion, polttoaineosan jälkipolttokammion ja suuttimen. Hapetinsuutin kannattaa kirjallisuudessa [1] esiintyneiden tietojen mukaan suunnitella niin, että se aiheuttaa runsaasti pyörteilyä esipolttokammiossa ja siten säilyttää liekin polttokammiossa hybridimoottorille ominaisen sykäyksittäisen palotapahtuman aikana. MaCH-SR1 projektin II-vaiheen testimoottori. [3] Esi- ja jalkipolttokammio on yleensä eristetty moottorin kuoresta lämpöä eristävän ja kuumuutta kestävän kerroksen, esim. fenoli-pohjaisen materiaalin tai grafiitin, avulla. Tällä estetään lämmön siirtymistä moottorin kuoreen ja siten moottorin työntövoiman laskua. Samalla estetään moottorin ulkokuoren vahingoittuminen polttokammion suuressa kuumuudessa. Suutin on useimmiten valmistettu grafiitista tai hiili-hiili-komposiitista, joka kestää kuuman ja suurinopeuksisen kaasuvirtauksen aiheuttamaa eroosiota erittäin hyvin. Happi kuitenkin aiheuttaa nopean eroosion hiilellä, joten se ei käy suutinmateriaaliksi moottoreille, joiden palokaasut sisältävät merkittävissä määrin happea. Jos moottorin työntövoimaa halutaan säätää, palokaasujen seossuhteet voivat hetkellisesti vaihdella paljonkin. Tämän seurauksena palokaasujen happipitoisuus saattaa hetkellisesti runsas, mikä aiheuttaa ongelmia hiiliperustaisilla suuttimilla. Tästä syystä esimerkiksi eac [7] on tutkinut viime aikoina ahkerasti muita ratkaisuja, esimerkiksi aktiivisesti jäähdytettyjä kuparisuuttimia.

7 7 Yksi tuore suutinvaihtoehto, joka voi olla erityisen sopiva esimerkiksi pitkään palavalla hybridimoottorilla varustetulle yksivaiheiselle luotainraketille, on ns. aerospike-suutin. Sen etuna on joustava mukautuminen ympäristön paineen muutokseen. Perinteinen kaksoiskartion mallinen (convergent-divergent) rakettimoottorin suutin on aina suunniteltu toimimaan hyvin jossain tietyssä ulkoisessa paineessa. Jos paine kuitenkin poikkeaa merkittävästi suunnittelupaineesta seurauksena on suuri virtausvastus. Tästä syystä erityisesti yksivaiheisessa raketissa suuttimen mukautuminen vallitsevan paineen muutokseen ilmakehän ohentuessa on merkittävä etu. eac:n testejä kiinteällä polttoaineella ja aerospike-suuttimella normaalipaineessa ja lähikuva aerospikesuuttimesta. [7] Mitoitus Hybridirakettimoottorin mitoitukseen vaikuttavat saatavissa olevat materiaalit, käyttöolosuhteet, halutut suoritusarvot ja muut tekijät kuten turvallisuus sekä käsittelyn helppous. Moottorin mitoituksen ja suunnittelun lähtökohtina ovat yleensä haluttu paloaika ja työntövoima. Tämän harjoitustyön puitteissa moottorin mitoitusta ei voida käsitellä yksityiskohtaisesti, mutta joitain periaatteita otan tässä kuitenkin esiin. Hybridimoottorin rakenneparametrit, eli polttoaineen massavirta ja määrä sekä hapettimen massavirta ja määrä, voidaan teoriassa määrittää kunhan tiedetään käytettävissä olevan yhdistelmän optimaalinen seossuhde ja aiemmin mainitut paloaika ja haluttu työntövoima. Hapettimen massavirralla on suora vaikutus hapettimen ja polttoaineen seossuhteeseen, ja siihen vaikuttaa myös polttoaineen massavirta. Polttoaineen massavirtaan vaikuttavat polttoainekammion sisäpuoleinen muoto (pyöreä, tähti, monireikäinen,...) ja kammion pituus, kammiossa vallitseva lämpötila, lämmön johtuminen polttoaineessa sekä polttoaineen sulamislämpötila. Moottorin suoritusarvojen laskenta käytännössä vaatii vielä paljon kokeellista tutkimusta. Hybriditekniikka on vasta yleistymässä ja siksi valmista tutkimustietoa on vielä melko rajallisesti saatavissa. Hybridimoottorin toimintaan vaikuttavat oleellisesti myös lämpötilajakauma sekä hapettimen ja palokaasujen virtaus moottorin sisällä, joiden laskenta on erittäin vaikeaa.

8 8 Sinänsä moottorin aiheuttaman kiihtyvyyden (a) laskenta voidaan tehdä samalla tavalla kuin muillakin rakettimoottoreilla, eli käyttäen Tsiolkovskyn rakettiyhtälöä: Sovellukset a( t) = v out M M t Tällä hetkellä varmasti tunnetuin hybridimoottorilla varustettu lentolaite on amerikkalaisen Scaled Composites (SC) -nimisen yrityksen SpaceShipOne -avaruusalus. Tämä X-prize kilpailuun osallistuva miehitetty raketti laukaistaan White Knight -nimisen lentokoneen alta noin 20 km korkeudessa, mistä se lentää oman rakettimoottorinsa voimalla huippukorkeuteensa noin 100 km:iin. SpaceShipOne suoritti 21. kesäkuuta 2004 historiallisen ensimmäisen yksityisesti rahoitetun avaruuslennon ja tätä kirjoitettaessa uusia lentoja odotetaan. WhiteKnight-lentokone ja SpaceShipOne-alus. [6] SpaceShipOne:n moottori on syntynyt SC:n ja eac:n yhteistyönä. Tässä eac on vastannut polttoaineen, polttokammion, suuttimen, hapetinventtiilien, hapetinsuuttimen ja moottorin ohjauselektroniikan kehittämisestä sekä maatestien suorittamisesta. Maatestausvaiheessa oli moottoripuolella mukana myös toinen yhteistyöyritys ja eac:n kilpailija, SpaceDev, eli aiemmin mainitun Amroc:n seuraaja. SpaceShipOne:n moottori koostuu kolmesta pääosasta: moottorin polttokammio/suutinosasta, hapetintankista ja näitä yhdistävästä välilaipiosta. Alla oleva karkea kuva esittää moottorin osia. Hapetintankki on valmistettu hiilikuituvahvisteisesta muovista ja polttokammio luultavasti fenolieristeisestä hiilikuituputkesta. Molemmat kuiturakenteet on valmistettu kelaamalla epoksilla kostutettua kuitua sisäpuolelle jäävän aihion ympärille. Välilaipion materiaali on luultavasti haponkestävä teräs tai lämpösuojakerroksella päällystetty alumiini. Päähapetinventtiili, jonka tehtävä on säädellä hapettimen virtausta polttokammioon, on sijoitettu välilaipioon hapetintankin sisään, jotta moottoriin liittyvä putkitus saadaan mahdollisimman lyhyeksi.

9 9 SpaceShipOne aluksen moottorin rakenne. [6] Moottorin rakenne on suunniteltu niin, että hapettimena toimivan typpioksiduulin täyttöliittimet ja tarvittava anturointi on tankin etuosassa, jotta ko. komponentit eivät joutuisi alttiiksi lennonaikaiselle lämpökuormalle. Moottorin rakenteessa on muutenkin pyritty mahdollisimman yksinkertaiseen rakenteeseen ja hyvään luotettavuuteen, mikä on olennaista miehitetyissä raketeissa. SpaceShipOne liussa kohti maan pintaa. [6]

10 10 Toinen erittäin mielenkiintoinen ja tuore sovellus on Coloradolaisen yliopiston (University of Colorado at Boulder) opiskelijoiden monivuotinen projekti, jonka tavoitteena on saada yliopiston käyttöön suuri, turvallinen ja mahdollisimman helppokäyttöinen luotainraketti, joka voi kuljettaa 4,5 kg hyötykuorman 125 km korkeuteen. Raketti ei ole kertakäyttöinen, vaan sen runko ja tärkeimmät moottorinkin osat on tarkoitus käyttää uudelleen. Täyskokoisen moottorin tavoitteellinen keskimääräinen työntövoima 58 kn ja paloaika 15 s. Tällä hetkellä ryhmä on testannut menestyksellä 22 kn työntövoimaan pystyvää moottoria 15 s paloajalla. Alla oleva kuva esittää viimeksi mainittua moottoria testausalustalla ennen testejä. MaCH-SR1 -projektin moottori testialustalla. [5]

11 11 Loppupäätelmät Yleisesti hybriditekniikka rakettimoottoreissa vaikuttaa erittäin mielenkiintoiselta kehityssuunnalta. Se mahdollistaa turvallisten, rakenteeltaan yksinkertaisten ja myöskin ympäristöystävällisten rakettien rakentamisen tulevaisuuden tarpeisiin. Nestemäistä polttoainetta polttavat rakettimoottorit ovat kemiallisista raketeista Isp:n suhteen mitattuna tietenkin parhaita, mutta rakenteeltaan monimutkaisina ne rajautuvat pois monista käyttökohteista. Kiinteäpolttoaineiset raketit puolestaan ovat hybrideihin verrattuna todella vaarallisia ja useasti myöskin ympäristön kannalta haitallisempia kuin tuoreet kilpailijansa. On erittäin mielenkiintoista nähdä miten hybridirakettitekniikka kehittyy tulevaisuudessa. Siinä on ainakin valtavasti potentiaalia ja tietysti myös muut uudet tekniikat kuten aerospike tasoittavat tietä hybridimoottoreille. Tähän loppuun sopii vielä lainaus SpaceDev:n nettisivuilta [8], jossa puhutaan hybridimoottorien turvallisuudesta: Safety It is difficult to find a rocket motor safer than one using rubber/plastic and laughing gas. It is nonexplosive. The rubber / LOX combination has even been rated by the Vandenburg range as a 0 lb of TNT equivalent (i.e. non-explosive). N2O is even safer (it is used as a pressurant for whipped cream). The bottom line is that the fuel has to be vaporized in the presence of an atomized oxidizer with a high temperature igniter in order for it to burn. Even in failure mode, it s safe. Flow oxidizer without vaporized fuel and nothing happens. Vaporize fuel without oxidizer and nothing happens. Fuel vaporized in the presence of an atomized oxidizer with a high temperature igniter, and space happens.

12 12 Viitteet 1. Rakettitekniikan perusteos. Sutton, George P. & Biblarz, Oscar; Rocket Propulsion Elements 7th edition, John-Wiley & Sons, Hybridien historiaa saksalaisella nettisivulla Selostus hybridimoottorin suunnittelusta ja testauksesta. Krauss, Otto, Design and test of a lab-scale N20/HTPB hybrid rocket, AIAA. 4. NASA hybridimoottoritestit University of Colorado, opiskelijoiden MaCH-SR1-rakettiprojekti Scaled Composites, SpaceShipOne-projektin toteuttaja Environmetal Aeroscience Corporation (eac), yksi tärkeimmistä hybriditekniikan kehittäjistä tällä hetkellä SpaceDev Inc. Starstruck ja Amroc yritysten patenttien haltija, toiminnan jatkaja HyperTEK, Kanadalaisen Cesaroni Inc:n eac:n lisenssillä valmistamia hybridimoottoreita harrastajille ja yliopistoille.