الگوريتم طراحي مفهومي سامانه پيشرانش آپراِستيج با پيشران سبز و کرايوژنيک اکسيژن مايع-کروسين

الگوريتم طراحي مفهومي سامانه پيشرانش آپراِستيج با پيشران سبز و کرايوژنيک

اکسيژن مايع-کروسين

سيد محمدرضا محموديان1، حجت قاسمي2، عليرضا طلوعي3

1و3- دانشگاه شهيد بهشتي، دانشکده مهندسي انرژي و فن­آوري­هاي نوين، تهران اوين

2- دانشگاه علم و صنعت ايران، دانشکده مهندسي مکانيک، تهران ميدان رسالت

 چكيده

در جهت دستيابي به دانش طراحي تراسترهاي فضايي به ويژه تراسترهايي که از پيشران پاک و غير سمي (سبز) استفاده مي­کنند، سعي شده است يک روند ساده براي طراحي مفهومي سامانه پيشرانش آپراستيج (Upper-Stage) با پيشران کرايوژنيک اکسيژن مايع-کروسين ارائه گردد.

در اين مقاله ابتدا خلاصه­اي از موتورهاي موشک پيشران کرايوژنيک و نحوه عملکرد آنها ارائه شده و سپس ويژگي­ها و مباني طراحي اجزا و بخش­هاي مختلف سامانه پيشرانش همچون مخازن، انژکتورها، روش­هاي خنک­کاري محفظه احتراق و . . . مورد بررسي قرار گرفته­اند. در ادامه الگوريتمي با رويکرد سادگي، بهينه­سازي، و کاهش هزينه­ها، براي طراحي مفهومي سامانه پيشرانش آپراستيج با پيشران کرايوژنيک اکسيژن مايع-کروسين ارائه شده است.

در نهايت با استفاده از اين الگوريتم، يک موتور پيشران کرايوژنيک اکسيژن مايع-کروسين براي طبقه بالايي يک موشک ماهواره­بر طراحي و با تراستر ساخته شده­اي مورد مقايسه و ارزيابي قرار گرفته است.

واژه­هاي كليدي: اکسيژن- کروسين- تراستر فضايي- پيشران کرايوژنيک

مقدمه

يکي از مهمترين نيازهاي فعلي کشور با توجه به رشد سريع جمعيت و پهناوري وسيع جغرافيايي، ارتباطات مخابراتي و تلويزيوني است. بهترين وسيله براي فراهم آوردن بستر مناسب جهت دسترسي ارزان و کارآمد در اين مورد، ماهواره­هاي مخابراتي و تلويزيوني هستند که بيشتر در مدار ژئوسنکرون قرار مي­گيرند. اينگونه ماهواره­ها به دليل نياز به زير سيستم­هاي مختلف و گوناگون، داراي جرم زياد بوده و در بيشتر موارد از مرتبه چندين هزار کيلوگرم جرم دارند. لذا براي پرتاب و در مدار قرار دادن آنها بايد از پيشران­هايي با چگالي و توان توليد ضربه­ي ويژه بالا استفاده نمود.

مناسب­ترين ترکيب پيشران که تا به حال به صورت عملي مورد استفاده قرار گرفته است ترکيب اکسيژن مايع-کروسين است که ضربه ويژه­اي حدود 300 ثانيه ايجاد مي­نمايد و از وزن مخصوص متوسط بالاي 1.02 برخوردار است. ترکيب اکسيژن مايع- هيدروژن مايع وزن مخصوص متوسط پاييني داشته 0.28 که باعث بزرگ ­شدن مخازن شده و افزايش پساي وسيله در مدت اوج گرفتن را به دنبال دارد (1-3). همچنين با بررسي ماهواره­برهاي موفق دنيا مي­توان دريافت، آنهايي که از پيشران اکسيژن مايع-کروسين استفاده مي­کنند نسبت به ديگر وسايل از قابليت اطمينان بالاتر و هزينه کمتري برخوردار هستند (4). در کشورهاي مختلف تحقيقات گسترده­اي بر روي اجزا و بخش­هاي مختلف سامانه­هاي پيشرانش کرايوژنيک از قبيل؛

طراحي سيستمي و مديريت [4-6]، پيشرانش فضايي، کاهش هزينه­ها، قابليت اطمينان، و طراحي سيستم­هاي کرايوژنيک فضايي [7-13]، مشخصات و ويژگي­هاي اکسيژن مايع و کروسين [14-17]، سيکل­ها و توربوپمپ [1و 18-20]، محفظه رانش و نازل [21و 22]، مخازن و پرفشارسازي آنها [23-26]، انژکتورهاي جريان چرخشي و جريان برخوردي [27-31]، انتقال حرارت [32-34]، سوخت و احتراق [35-39]، شيرآلات و جريان درون مسيرها [40-42]، و . . . صورت گرفته است. در اين مقاله سعي شده است با لحاظ نمودن اين تحقيقات، يک روند ساده براي طراحي مفهومي موتورهاي موشک پيشران کرايوژنيک اکسيژن مايع- کروسين ارائه گردد که علاوه بر سادگي، بهينه­سازي و کاهش هزينه­ها را نيز دربر گيرد.

ويژگي­هاي پيشران اکسيژن مايع- کروسين؛

• ضربه ويژه بالا
• چگالي متوسط بالا
• پيشران و گاز خروجي غير سمي
• تراست متغير و محدوده وسيع نسبت اختلاط
• طراحي نسبتاً پيچيده و اجزا‍ء زياد
• مشكلاتي براي كنترل پايداري احتراق
• طراحي خاص انژکتورها براي کار در دماي بسيار پايين پيشران
• مشکلات مربوط به دماي کرايوژنيک و استفاده از مواد و قطعاتي که بتوانند در دماهاي بسيار پايين کار­کنند.

اكسيژن مايع؛ اكسيژن مايع را اغلب به صورت LOX نشان مي‌دهند. مايع بسيار سرد (کرايوژنيک) بوده و نقطه جوش آن در فشار يک اتمسفر 90 کلوين يا 183- درجه سلسيوس است. در دماي 183- درجه سلسيوس، وزن مخصوص 1.14 دارد. بدون بو بوده و داراي رنگ آبى کمرنگ مي­باشد. دما و فشار بحراني آن 118- درجه سلسيوس يا 154 کلوين و bar 51 است (43).

اين عنصر بسيار مورد استفاده بوده و هنگام استفاده با هيدروكربن‌ها داراي شعله‌اي به رنگ سفيد روشن- زرد است. همچنين با سوخت­هاي الكل، کروسين، و هيدروژن استفاده شده است. اين اکسنده داراي كارايي‌ قابل قبولي است كه براي استفاده در موتورهاي راكت آن را مطلوب مي‌سازد. موشك‌هاي زير از اين نوع اكسيدايزر استفاده کرده­اند؛ اطلس، ژوپيتر، سايوز، ساترن، شاتل فضايي، آريان، موشک­هاي ژاپني، V-2 و ردستون. اگرچه اين اكسيدايزر به خودي خود شعله‌ور نمي‌شود، اما هنگامي كه با مواد آلي تحت فشار تركيب شده باشد، امكان احتراق يا انفجار آن وجود دارد.

براي كاهش تلفات تبخير، بايد مخازن، لوله‌ها، شيرها و … را به خوبي ايزوله كرد و براي خروج آب مايع شده در اطراف قطعاتِ در تماس با آن از آبريزهاي تخليه كننده استفاده نمود.

اکسيژن مايع در ايران توليد مي­شود و کارخانه توليدي در استان اصفهان مستقر است. هزينه تهيه اين عنصر در سال 1389 براي مقادير بيشتر از يک تن از قرار هر کيلوگرم حدود 16000 ريال است.

کروسين؛ مشتقات نفتي شامل يك سري از انواع هيدروكربن‌هاي شيميايي مختلف هستند كه مي‌توانند به عنوان سوخت موشك مورد استفاده قرار گيرند. در كل سوخت‌هاي نفتي، داراي شعله‌اي درخشان از رنگ زرد- سفيد در هنگام سوختن هستند و كارايي خوبي دارند. حمل و نقل آنها ساده بوده و از نظر قيمت و در دسترس بودن مناسب مي­باشند. مخصوصاً محصولات نفتي پالايش شده براي موتورهاي راكت از جمله RP-1 (کروسين) بسيار مناسبند. بعضي از هيدروكربن­ها در خلال عبور از مسيرهاي خنک­كاري دچار ته­نشيني كربن شده و انتقال حرارت را با مشكل روبرو مي‌كنند، تشكيل اين كربن‌ها به دماي سوخت در پوشش‌ خنك­كننده، ويژگي سوخت، انتقال حرارت، و مواد ديواره محفظه بستگي دارد. کروسين يا RP-1 ساده­ترين سوخت است، از مزاياي آن مي­توان به موارد زير اشاره نمود. راحتي و سادگي در حمل و نقل، همچون سوخت­هاي هيدروکربني ديگر مثل نفت سفيد که روزانه ميليون­ها ليتر از آن در سراسر جهان در حال انتقال از نقطه­اي به نقطه­ي ديگر است، ساده و راحت قابل انتقال مي­باشد. اين ماده از ترکيبات آروماتيک بوده و داراي بوي خوش مي­باشد. چگالي نسبتاً مطلوبي در حدود 0.81 کيلوگرم بر ليتر دارا است. باز هم مشابه با نفت سفيد قيمت کم و فراواني زياد از ديگر مزاياي آن به شمار مي­رود (17). کروسين غير سمي است. ايران داراي منابع عظيم نفت مي­باشد، لذا امکان تهيه کروسين به سادگي وجود داشته و مي­توان از آن در پروژه­هاي فضايي کشور به صورت يک سوخت قابل اطمينان و در دسترس و ارزان قيمت استفاده نمود. کروسين دماي مشخصي براي تجزيه شدن نداشته و وابسته به نفت خام و فرآيند پالايش آن مي­تواند ويژگي­هاي متفاوتي داشته باشد.

روند طراحي

الگوريتمي که براي طراحي مفهومي موتورهاي پيشران کرايوژنيک اکسيژن مايع-کروسين معرفي گرديده شامل دو بخش مي­باشد (شکل 1). بخش اول که همان ورودي است اغلب شامل اختلاف سرعت مورد نياز در آن مرحله از ماموريت، جرم محموله، و يا تراست مورد نياز ماموريت مي­باشد. بخش دومِ فرآيندِ طراحي، به سه قسمت تصميم­گيري، محاسبات طراحي، و ارزيابي تقسيم مي­شود. تصميم­گيري، مهم­ترين قسمت طراحي مفهومي است. براي مثال تصميم در مورد فشار محفظه (شکل 2) به شدت بر روي سرعت مشخصه محصولات احتراق، کارايي، پيکربندي، و وزن وسيله اثر مي­گذارد.

قسمت محاسبات طراحي، شامل اجزاي سامانه پيشرانش و روابط رياضي مورد استفاده در طراحي آنها مي­باشد. اين بخش شامل طراحي محفظه احتراق، انژکتورها، سامانه تغذيه، روش خنک­کاري، ابعاد و جرم مخازن، و . . . است. در اين قسمت يک روند نسبتا ساده و پيوسته براي طراحي اجزا آورده شده است که نياز به حلقه­هاي تکرار مکرر و زمان­بر نداشته باشد.

در آخرين مرحله ارزيابي طراحي انجام مي­پذيرد. تنها در اين مرحله امکان تکرار طراحي بررسي مي­شود. اگر طرح بدست آمده جوابگوي الزامات ماموريت باشد، روند طراحي مفهومي پايان پذيرفته است و اگر نه، با تغيير متناسب برخي و يا تمام تصميمات گرفته شده در بخش تصميم­گيري، روند طراحي تکرار مي­گردد.

ورودي­ها

با تعريف ماموريت، الزامات موتور و ورودي­هاي طراحي مفهومي معلوم مي­گردند.

• اختلاف سرعت مورد نياز در انتهاي هر مرحله از ماموريت، مقدار پيشران مصرف شده در آن مرحله را نسبت به جرم محموله و ضربه ويژه تعيين مي­کند.
• جرم محموله
• تعداد دفعات روشن شدن، نوع سامانه جرقه­زن يکبار و يا چندبار مصرف
• شرايط محيطي، وجود اتمسفر يا خلاء بر تعيين نسبت مساحت و فشار عملکرد موتور تاثير مي­گذارد.
• حداکثر شتاب مرحله توسط نوع ماموريت سرنشين­دار و يا بدون سرنشين، و شتاب مجاز براي تجهيزات الکترونيکي وسيله و محموله داده مي­شود.
• ابعاد مجاز وسيله، مي­تواند محدوديت­هايي در پيکربندي مخازن و نسبت مساحت نازل دربر داشته باشد.

فرآيند طراحي

تصميمات طراحي

در قدم بعد براي اين الگوريتم طراحي، تصميماتي­ بايد گرفته شوند که بر روي تمام فرآيند طراحي تاثير مي­گذارند.

• انتخاب فشار محفظه احتراق و تعيين نسبت مساحت نازل. در اين مورد، ملاحظات زير بايد مدنظر قرار گيرند؛
• فشار محفظه­ي بالا اجازه مي­دهد، محفظه­ي تراست کوچک­تر، و براي فشار خروجي برابر، نازل کوتاه­تر و قطر خروجي نازل کوچک­تر شود.
• نرخ انتقال حرارت تقريباً هميشه متناسب با چگالي گاز بوده که وابسته به فشار محفظه مي­باشد. لذا فشار پايين­تر موجب کاهش نرخ انتقال حرارت به ديوارهاي محفظه مي­شود.
• از سوي ديگر کاهش فشار محفطه، کاهش کيفيت احتراق را به دنبال دارد.
• فشار محفظه بالاتر از طريق افزايش نسبت مساحت­هاي نازل، ضربه ويژه موتورهاي مرحله اول که در فشار اتمسفر عمل مي­نمايند را بهبود مي­بخشد. براي اين­گونه موتورها وابسته به فشار محفظه يک نسبت مساحت مشخص وجود دارد که فشار خروجي نازل حدودا برابر فشار اتمسفر در آن شرايط مي­باشد.
• براي موتورهايي که در فضا عمل مي­نمايند بدليل عدم وجود فشار اتمسفر مي­توان نازل را تا نسبت مساحت­هاي بسيار بزرگ گسترش داد و اين کار مستقل از فشار محفظه مي­باشد، لذا براي موتورهايي که در فضا عمل مي­نمايند فشار محفظه پايين و نسبت مساحت بالاي نازل انتخاب مي­شود. قيودي که مي­توانند بر تعيين نسبت مساحت تاثير گذارند ابعاد مجاز وسيله و جرم نازل هستند.

اگر فشار محفظه به اندازه­ي کافي باشد، هم محفظه­ي تراست و ديگر متعلقات به خوبي در فضاي در نظر گرفته شده جاي گرفته و هم جرم خشک موتور و انتقال حرارت توجيه­پذير مي­گردند.

• نسبت اختلاط بر اساس پارامترهاي مختلفي نظير چگالي متوسط پيشران يا دماي احتراق پايين مي­تواند انتخاب شود. ولي معمولا براي دست­يابي به ضربه ويژه بيشينه تعيين مي­شود.

با استفاده از نرم­افزار CEA براي پيشران اکسيژن مايع و کروسين، ضربه ويژه، نسبت گرماهاي ويژه، سرعت مشخصه، و دماي گاز در محفظه احتراق، در فشارهاي 7، 10، 13، 20، 40، 70، و bar 100 و نسبت­هاي اختلاط مختلف محاسبه شده­اند. نتايج برای سرعت مشخصه در شکل­ 2 نشان داده شده­ است. متناسب با شرايط عملکرد موتور افت­هايي نظير واگرايي جريان خروجي نازل، انبساط فروزن درون نازل، احتراق ناکامل، و خنک­کاري غشايي وجود دارند. لذا براي تعيين واقعي­تر شرايط عملکرد از ضرايب تصحيح تجربي استفاده مي­شود.

• تخمين جرم پيشران و جرم خشک موتور، براي تعيين سطح تراست اهميت دارد. در مرجع (44) جرم خشک 0.11 جرم کل پيشران براي موتورهاي با سامانه تغذيه تحت فشار و 0.07 براي موتورهاي تغذيه توربوپمپي بيان شده است. در مرجع (3) براي موتورهاي فضايي جرم خشک 0.05 تا 0.35 جرم پيشران و براي موتورهاي مرحله اول 0.03 تا 0.1 جرم کل پيشران آورده شده است. در اينجا پيشنهاد مي­شود از رابطه ايده­آل موشک براي تخمين کل پيشران مورد نياز استفاده شود. که در آنافزايش سرعت مورد نياز در طبقه و  جرم محموله است.

با داشتن جرم کل پيشران  و نسبت جرم خشک به جرم کل سامانه پيشرانش ، جرم خشک  و جرم کل سامانه پيشرانش  قابل محاسبه مي­باشند.

• تصميم براي نوع سامانه تغذيه، نسبت به حجم پيشران اتخاذ مي­گردد. براي مخازن با حجم کمتر از ده متر مکعب، سامانه تغذيه تحت فشار، و براي مخازن بزرگ­تر از 10 متر مکعب از سامانه تغذيه توربوپمپي استفاده مي­شود.
• تعيين سطح تراست، با سازش بين بيشينه شتاب مجاز، جرم خشک، و مدت زمان کارکرد موتور انجام مي­پذيرد. براي طبقات اول ماهواره­برها تراست موتور به اندازه­اي انتخاب مي­شود که بيشينه شتاب وسيله در لحظه­ قبل از خاموش شدن موتور، از محدوده مجاز تجاوز ننمايد. اين مقدار شتاب مجاز براي بيشتر ماهواره­برها با توجه به حد شتاب قابل تحمل توسط ابزارهاي الکترونيکي و مکانيکي، سرنشين­دار بودن وسيله، و گرمايش آيروديناميکي حدود 3 تا 4 است.
• روش خنک­کاري براي موتورهاي فضايي با تراست کم، استفاده از خنک­کاري تشعشعي به همراه خنک­کاري غشايي، و براي موتورهاي بوستر با تراست بالا خنک­کاري بازيابي به همراه خنک­کاري غشايي پيشنهاد مي­شود.

طراحي و محاسبه

اولين بخش سامانه پيشرانش که در اينجا طراحي مي­گردد، محفظه تراست است.

• دبي پيشران با دانستن ضربه ويژه و سطح تراست، توسط رابطه 3 قابل محاسبه است.

• دبي جرمي مولفه­هاي اکسيژن مايع و کروسين با داشتن نسبت اختلاط، بدست مي­آيد.

• مدت کارکرد موتور، از تقسيم جرم کل پيشران بر دبي پيشران بدست مي­آيد.

• مساحت گلوگاه نازل، با داشتن سرعت مشخصه، دبي پيشران، و فشار محفظه احتراق، مساحت گلوگاه نازل از رابطه 5 قابل محاسبه است.

• قطر محفظه احتراق، بين 3 تا 4 برابر قطر گلوگاه در نظر گرفته مي­شود. مقادير کوچک­تر از اين مقدار باعث افت فشار زياد گازهاي حاصل از احتراق شده، و مقادير بزرگ­تر موجب سنگين شدن ديواره­هاي محفظه مي­شوند.
• طول محفظه احتراق، از طول مشخصه بدست مي­آيد. اين طول براي ترکيب اکسيژن مايع و کروسين بين 1.02 تا 1.27 متر است.

 حجم محفظه و  قطر محفظه احتراق است.

• طول و مساحت خروجي نازل، با توجه به شکل آن تعيين مي­شود. اگر سادگي طرح مورد توجه باشد، مي­توان از نازل مخروطي ساده با نيم زاويه واگراي 15 درجه استفاده کرد. طول بخش واگراي نازل مخروطي از رابطه 7 قابل محاسبه مي­باشد. که در آنقطر خروجي و  نسبت مساحت و  زاويه بخش واگراي نازل است. نازل زنگوله­اي امکان کوتاه­تر شدن طول به اندازه 80% را مي­دهد. ولي براي توليد پروفيل آن بايستي از روش محاسباتي مشخصه­ها استفاده شود.

• انژکتور. بر پايه تجربيات خوب و احتراق پايدار بدست آمده با طرح­هاي مشابه، يک نمونه انژکتور جريان برخوردي مشابه با زاويه برخورد 45 درجه مي­تواند گزينه مناسبي باشد. افت فشار در عبور از انژکتور براي دست يافتن به سرعت­هاي زياد تزريق و کمک به اتمايزيشن و شکست قطرات، معمولاً 20% فشار محفظه است. اين امر موجب احتراق کامل­تر (کارايي بهتر) و احتراق پايدارتر مي­شود. معادلات زير براي مساحت که مجموع مساحت سطح مقطع تمام سوراخ­هاي تزريق براي يکي از مولفه­هاي پيشران­ در صفحه­ي انژکتور است حل مي­شود. با ورودي­هاي پخ شده و سوراخ­هاي صيقلي ضريب تخليه 0.80 قابل دست­يابي مي­باشد. قطر سوراخ نوعي براي اين نوع انژکتور حدود 0.3 تا 2.5 ميلي­متر است.

  ضريب تخليه ، چگالي ، و افت فشار در انژکتور  مي­باشد.

• خنک­کاري. ابتدا براي نسبت اختلاط­هاي مختلف شرايط عملکرد موتور همچون ضربه ويژه تئوري، نسبت گرماهاي ويژه، سرعت مشخصه، و دماي گاز توسط نرم­افزار CEA تعيين شده و از اين طريق نسبت اختلاط بهينه، بدست آمده است. حال با داشتن نسبت اختلاط عملياتي، دماي گاز براي محفظه­ احتراق، رژيم گلوگاه نازل، و خروجي نازل معلوم هستند.

گرماي ويژه حدودي کروسين  J/kg2093 است و افزايش دماي مجاز آن بين 400 تا 200 درجه کلوين مي­باشد. در نتيجه بيشينه حرارت قابل جذب توسط کروسين متناسب با دبي آن محدود مي­شود. لذا براي موتورهاي کوچک با تراست پايين که معمولا در ارتفاع بالا و فضاي خلاء کار مي­کنند بهتر است از روش خنک­کاري تشعشعي با کمک خنک­کاري غشايي استفاده شود. در اين موتورها بدليل فشار کم محفظه، دماي گازهاي حاصل از احتراق نسبتا پايين بوده و مي­توان از موادي با دماي ذوب بالا همچون آلياژهاي تنگستن يا رينيوم با دماي ذوب بيشتر از 3450 کلوين براي ديواره محفظه احتراق و نازل با خنک­کاري تشعشعي استفاده نمود. براي اين منظور نازل و محفظه احتراق در قسمت بيروني وسيله و بدون پوشش قرار مي­گيرند.

براي موتورهاي بزرگ با دبي کروسين بيش از 9 کيلوگرم بر ثانيه، دبي کروسين نسبت به سطوح خنک شونده کافي بوده و مي­توان به طور موثري از روش خنک­کاري بازيابي براي کاهش دماي ديواره محفظه رانش استفاده نمود.

سوخت کروسين يک مبرد غير معمول محسوب مي­شود، چرا که نقطه­ي جوش واضح و روشني ندارد. ترکيب آن ثابت نبوده و وابسته به نفت خام و فرآيند پالايش آن مي­باشد. اين ماده در محدوده­ي وسيعي از دماها تبخير مي­شود، و دماي بسيار داغ ديواره مي­تواند موجب شکست موضعي مولکول اين ماده گردد و رسوبات کربني در مجراي خنک­کاري ايجاد نمايد.

انتقال حرارت موجب تبخير و توليد حباب در اين مبرد مي­شود. در طول مدتي که حباب­هاي کوچک بخار موجود در مخلوط با نقاط خنک­تر مبرد تماس بر قرار مي­کنند دوباره به صورت مايع در آمده و انتقال حرارت پايدار رخ مي­دهد. اگر انتقال حرارت زياد باشد، اين حباب­ها مشمول فرآيند ميعان دوباره نشده و اين پديده موجب افزايش بيش از حد دماي موضعي مي­شود.

فرآيند ميعانِ به کمک سرعت بالاي مبرد در کانال­ها و لوله­هاي خنک­کاري و جريان مغشوش در اين لوله­­ها امکان پذير است. سرعت حدود 6 تا 24 متر بر ثانيه براي ناحيه گلوگاه، و 3 تا 10 متر بر ثانيه براي ساير نواحي کافي مي­باشد. مقادير بيشتر مربوط به فشارهاي بسيار بالاي محفظه هستند.

به منظور سادگي بهتر است از روش لوله­اي براي خنک­کاري بازيابي استفاده مي­شود. جنس ماده لوله­ خنک­کننده مي­تواند از مس يا آلياژ مس- نقره Narloy-A باشد تا هم شرايط انتقال حرارت، و هم استحکام مورد نياز را برآورده سازد. سطح مقطع لوله­هاي خنک­کننده در رژيم گلوگاه نازل کمينه شده و هر چه به طرف محفظه يا قسمت واگراي نازل پيش مي­رود بزرگ­تر گرديده و به دو يا سه برابر مقدار سطح مقطع لوله­هاي گلوگاه مي­رسد. همچنين به منظور کمينه نمودن تنشي که بر اثر بارهاي فشاري و تغيير شکل حرارتي رخ مي­دهد، بايد ضخامت ديواره کمينه باشد. تعيين ضخامت ديواره لوله­ها تابعي از جريان جرمي مبرد، فشار آن، تنش، و جنس ديواره مي­باشد. ملاحظات عملي از قبيل توليد، تعداد دفعات آزمايش قبل از پرتاب، تغيير شکل تحت بارهاي فشاري، گراديان دما و تولرانس­هاي هندسي نيز بر انتخاب ضخامت ديواره موثر هستند.

اين لوله­ها همچون تسمه­هاي تقويتي از خم شدن ديواره و انحناء يافتن آن بر اثر فشار داخلي گاز در طول مدت کارکرد و يا ضربه­ي قوچ در طول روشن شدن جلوگيري به عمل مي­آورند.

اگر خنک­کاري بازيابي براي خنک­ نگه داشتن دماي ديواره در شرايط دائم، کافي نباشد، لازم است دماي گاز در نزديکي ديواره­هاي محفظه و نازل، توسط روش­هاي زير کاهش داده شود.

• اصلاح الگوي انژکتورها به طوريکه يک لايه مرزي ضخيم غني از سوخت در سطح داخلي ديواره محفظه شکل گيرد. اين روش موجب مقداري افت در کارايي مي­شود.
• استفاده از پوشش عايق اکسيد زيرکونيم در سمت داخلي محفظه احتراق و نازل [32و 35]
• افت فشار مسير خنک­کاري. حال که قطر لوله­ها بدست آمدند بايد افت فشار در آنها نيز تعيين شود. براي اين کار بايد طول هر کدام از لوله­ها تعيين شده و ضريب اصطکاک سيال در آن مشخص شود. افت فشار معمول حدود 10 تا 20 درصد فشار محفظه است. از ادبيات مکانيک سيالات مي­توان ضريب افت اصطکاک را 0.02 تخمين زد.