نازل موتور موشک

نازل موتور موشک ( به انگلیسی: Rocket engine nozzle ) گونه ای نازل پیشران است ( معمولاً از گونه همگرا - واگرا ) که در موتور موشک ها مورد استفاده قرار می گیرد تا گازهای احتراق تولید شده توسط سوزاندن پیشران ها را منبسط کرده و به آن ها شتاب دهد، به گونه ای که گازهای خروجی با سرعت هایپرسونیک ( Hypersonic ) از نازل خارج شوند. [ ۱]
به زبان ساده می توان گفت: موشک ها با احتراق سوخت، فشارهای بسیار بالایی ( در حدود چند صد برابر فشار اتمسفر ) در داخل محفظه احتراق ایجاد می کنند و نازل ها این گاز استاتیک فشار بالا، دما بالا را با سرعت بسیار و با فشارهایی نزدیک فشار اتمسفر به بیرون می رانند.
برای نازل هایی که در ارتفاعات بسیاربالا یا شرایط خارج اتمسفر و درون خلأ کار می کنند، رسیدن به فشار محیط اطراف ناممکن است، در عوض، نازل هایی با نسبت مساحت بیشتر معمولاً کارآمدتر هستند. با این حال طول بالای نازل باعث افزایش وزن شده که خود یک عیب محسوب می شود. معمولاً باید طولی برای نازل پیدا شود که بازده کل دستگاه را بهینه کند. به علاوه، با کاهش دمای گاز ممکن است برخی بخش های دستگاه یخ ببندد که بسیار نامطلوب است و باید از آن پیشگیری گردد. [ ۱]
برای آنالیز جریان گاز در داخل نازل های همگرا - واگرا نیاز به شماری فرض های ساده کننده مسئله داریم:
• گازهای محفظه احتراق را گاز ایدئال فرض می کنیم.
• جریان گاز یک فرایند آیزنتروپیک ( آنتروپی ثابت ) است، که نتیجه فرض گاز غیرلزج و فرایند آدیاباتیک می باشد.
• دبی جریان گاز در طی زمان سوخت پیشران ثابت می باشد. ( یعنی جریان پایدار فرض می شود )
• جریان گاز غیرآشفته ( non - turbulent ) و از ورودی تا خروجی نسبت به محور مرکزی متقارن ( axisymmetric ) می باشد.
• جریان تراکم پذیر و سیال یک گاز می باشد.
پیش از ورود گازهای احتراق به نازل موشک، سرعت زیرصوت می باشد. با تنگ تر شدن مسیر گاز مجبور به شتاب گرفتن شده تا این که در بخش گلویی، جایی که کمترین سطح مقطع عبوری را دارد، سرعت خطی حرکت جریان به سرعت صوت ( ماخ ۱ ) می رسد. پس از گلویی سطح مقطع دوباره افزایش یافته و گاز منبسط می شود و این سرعت خطی به صورت پیوسته افزایش می یابد و سرعت آن از سرعت صوت ( ماخ ۱ ) بیشتر می شود.
سرعت خطی گازهای اگزاست خروجی را می توان با استفاده از معادله زیر محاسبه کرد:[ ۳] [ ۴] [ ۵]