Vynález rakety přičítáme dávným Číňanům, avšak teprve "po Newtonovi" jsme se v 17. století jsme pochopili, proč a jak raketa funguje.
Zákon akce a reakce
Raketový motor patří do kategorie reaktivních pohonů. Jeho princip vystihuje známý zákon „akce a reakce“, kdy pohyb rakety je reakcí na výtok plynů z raketového motoru opačným směrem. To je důsledek zákona zachování hybnosti. Tryskou motoru unikají velkou rychlostí plyny, vznikající při spalování pohonných látek. Ty mají stejnou hybnost, jako raketa, pohybující se opačným směrem.
Stále lehčí a rychlejší
Základem raketového motoru je spalovací komora, v níž probíhá hoření. Při něm se zvětšuje objem žhavých plynů, které jsou pak tlakovou silou vypuzovány expanzní tryskou do okolního prostoru. Následkem unikání plynů se postupně, o hmotnost spáleného paliva, zmenšuje hmotnost rakety.
Raketa je tedy tělesem s proměnnou hmotností a jestliže na stále lehčí raketu bude dál působit stejná tahová síla, bude se raketa stále zrychlovat. Konečný účinek je tím větší, čím větší část počáteční hmotnosti rakety připadá na pohonné látky. Rovnici, podle níž se taková raketa bude pohybovat, nazýváme Ciolkovského. Prozrazuje nám, jak velká bude konečná rychlost rakety.
Kolik váží palivo?
Ciolkovskij ze „své“ rovnice pochopil, že čím vyšší energii uvolňujeme ve spalovací komoře, čím víc pohoných látek raketa nese a čím je raketa lehčí, tím vyšší bude dosažená rychlost.
Před startem rakety představují pohonné látky až 90% její hmotnosti. Pro představu můžeme raketu přirovnat k vejci, kde konstrukce je skořápkou a pohonné látky žloudkem a bílkem.
Proč má raketa více stupňů?
Je zřejmé, že konstrukční úpravy mají své meze, právě tak jako energie chemických procesů. Proč ale nést těžké a již poloprázdné nádrže? Ciolkovskij tak dospěl k „raketovému vlaku“, vícestuňovým raketám.
Při startu pohání raketu nejmohutnější stupeň, který se po vyhoření paliva oddělí od ostatních stupňů. Tím se zmenší hmotnost rakety v další fázi letu, kdy pracuje motor druhého popřípadě pak třetího stupně. Pouze tak jsme schopni dosáhnout rychlosti, nutné pro dosažení oběžné dráhy kolem Země.
Jak se vyznat v motorech?
Chemické raketové motory využívají k pohonu energie, která se uvolňuje při rozkladu nebo slučování (hoření) chemických sloučenin. Podle skupenství užíváme motory na pohonné látky tuhé (pevné), kapalné a hybridní. Podle počtu reagujících složek lze pak pohonné látky rozdělit na jednosložkové (monergoly), dvousložkové (diergoly) a vícesložkové (polyergoly).
Jak porovnat raketové motory
Nejdůležitějším parametrem raketového motoru je tzv. specifický impuls. Uvádí velikost tahu, který vyvine daný raketový motor, v němž spálíme kilogram pohonné látky za sekundu. Jinými slovy: tah je přibližně roven součinu specifického impulsu a sekundové spotřeby pohonných látek.
Specifický impuls motoru je ovlivněn řadou faktorů, z nichž některé jsou dány vlastnostmi použitých pohonných látek, jiné konstrukčním řešením. Nejvhodnější jsou pohonné látky s minimální hmotností a maximální spalnou teplotou. Technici pochopitelně usilují o použití materálů, které tuto teplotu vydrží, a o lehkou konstrukci, umožňující ve spalovací komoře vyvinout vysoký tlak a naopak dosáhnout téměř nulový tlak na výstupu z trysky.
Nasyp raketě „zrno“!
Raketové motory na tuhé pohonné látky mají poměrně jednoduchou konstrukci a dosahují vysokého tahu i spolehlivosti. Blok tuhé pohonné látky, takzvané zrno, je umístěn přímo ve spalovací komoře, jejíž stěny tvoří obal motoru. Proto se stěna chrání nehořlavou vložkou, izolující zrno od stěn komory.
V nejužším místě trysky, zvaném kritický průřez, dochází k největšímu ohřevu kovové stěny a proto se na ni nanáší vložka buď z odtavujícího se materiálu, nebo z tepelného izolantu, jakým je například grafit.
Kterým směrem letět?
Technicky náročný je systém řízení směru, kterým tah působí. Protože nelze naklápět celý motor, obvykle se naklápí jen část trysky. U motorů SRB (Solid Rocket Booster) amerického raketoplánu to činí 0 ± 8°.
Další možností je vstřikování kapalného freonu nebo oxidu dusičitého do nepohyblivé části trysky. Tento systém byl využit například u motorů UA-1205 americké rakety Titan 3C.
Nedostatkem je i nemožnost operativně řídit velikost tahu během letu. Jedinou možností je lisované zrno předem tvarovat, protože tvar zrna ovlivňuje závislost tahu na čase.
Rozeznáváme čtyři možné typy průběhů – neutrální (konstantní tah), degresivní (klesající tah), progresivní (rostoucí tah) a stupňovitý (tah se po určité době skokově změní). Konstrukčně se tento problém řeší tak, že svislou osou bloku tuhé pohonné látky prochází kanál, jehož průřez mívá nejrůznější tvar (hvězda, kruh) nebo zrno nemá žádný kanál a ohořívá jako cigareta pouze z čela.
Z kuchyně pohonných směsí
Tuhé pohonné látky jsou buď stejnorodé (homogenní) nebo smíšené (heterogenní). Homogenní se skládají z 52% nitrocelulózy, 43% nitroglycerínu a 5% dalších příměsí. Uplatnění našly zejména ve vojenské technice. Specifický impuls dosahuje 2300 Ns/kg.
V kosmonautice se ale prosadily heterogenní tuhé pohonné látky. Obvykle jsou tvořeny jemně rozemletým tuhým okysličovadlem (např. chloristan nebo dusičnan amonný), slepeným pojivem, který má zároveň funkci paliva (např. butadienové kaučuky nebo polyuretany). Pro zvýšení výkonu raketového motoru se do směsi někdy ještě přidává práškový hliník (max. 20%). Specifický impuls je kolem 2 500 Ns/kg.
Motorů s heterogenní pohonnou látkou se využívá převážně jako pomocných urychlovacích bloků nosných raket, nebo urychlovacích stupňů pro družice a meziplanetární sondy.
Existují však i nosné rakety, které pohánějí výhradně motory na tuhé pohonné látky. Ze starších jmenujme americkou čtyřstupňovou raketu Scout (první roku 1961) a japonskou Lambda– 4S (roku 1970), která vynesla na oběžnou dráhu první japonskou družici. V současnosti je to např. komerční americká raketa Pegasus nebo vojenská izraelská raketa Shavit. Rovněž první tři stupně americké rakety Athena a právě vyvíjeného evropského nosiče Vega jsou tohoto typu.
Motory na raketoplánu
Nejmohutnějším motorem na tuhé pohonné látky je SRB (Solid Rocket Booster) o délce 45,5 m, průměru 3,7 m, startovní hmotnosti 590 tun (jako cca 40 autobusů) a tahu 12,5 MN. Dvojice těchto motorů je součástí startovací sestavy amerického raketoplánu.
Každý z nich obsahuje v pěti segmentech 502 659 kg heterogenní tuhé pohonné látky (polybutadienakrylát-hliník-chloristan amonný), která se plní litím a následně polymerizuje.
Jednotlivé segmenty spalovací komory se odlévají z ocelolitiny D6AC, po odlití se válcují a tepelně zpracovávají pro získání požadovaných mechanických vlastností.
Tryska je smíšené konstrukce, kdy na kovové části je nanesena vrstva fenoplastového laminátu, vyztuženého skelnými, uhlíkovými a křemennými vlákny.
Chlazení je ablativní (odtavováním vrstvy fenoplastu).
Pro požadované ovládání směru tahu je tryska pohyblivá všemi směry v úhlu 8°. Pohyb zabezpečují dva pneumatické válce. Tvarem vnitřního kanálu zrna se dosahuje požadované regulace tahu. Po maximu na začátku funkce tah klesá tak, aby v místě největšího aerodynamického odporu a při překonávání zvukové bariéry za žádných okolností nevzrostlo působící přetížení nad hodnotu 3 g. Motory končí funkci po 122 – 123 sekundách chodu ve výšce asi 43 km, v tom okamžiku má letící komplet rychlost 1 460 m/s (5 256 km/h). Poté se oddělují a na padácích se snášejí do moře, odkud jsou vyloveny a připraveny k dalšímu použití.
Kapalina je dominantní
Zcela nový typ raketového motoru navrhl počátkem 20. století K. E. Ciolkovskij. Nyní tyto motory na kapalné pohonné látky v kosmonautice dominují. Předností je větší výkon, menší hmotnost, možnost řídit velikost i směr tahu v širokém rozsahu včetně restartu, nevýhodou složitá konstrukce a z toho vyplývající vysoká cena a relativně nižší spolehlivost.
U kosmických raketových nosičů potřebujeme vyvinout co největší tahovou sílu, což umožňují pouze motory na dvousložkové pohonné směsi. Energie se z nich uvolňuje při hoření ve spalovací komoře. Jedna složka pohonné látky je palivo, druhou tvoří okysličovadlo. Mezi nejrozšířenější kombinace patří kapalný kyslík (LOX) + kapalný vodík (LH2), LOX + raketový petrolej nebo oxid dusičitý + asymetrický dimetylhydrazin.
Tři složky jsou nebezpečné
Většinu směsí je nutné ve spalovací komoře elektricky zažehnout. Výjimkou jsou např. oxid dusičitý + asymetrický dimethylhydrazin, u nichž dochází při smíšení k samovznícení. Jsou výhodné zejména tam, kde motor musí být zapojen vícenásobně (např. motor služební sekce lodi Apollo).
V praxi se ještě příliš neprosadily třísložkové pohonné látky (např. raketový petrolej jako palivo + LOX s kapalným fluorem jako okysličovadlem), ačkoliv dosahují nejméně o 10% vyššího specifického impulsu. Nejsou totiž bezpečné ani ekonomické!
Pod diktátem tlaku!
Obě složky kapalné pohonné směsi jsou uloženy v nádržích, odkud se do spalovací komory dopravují turbočerpadly. Systém dodávky dělí motory podle tlaku ve spalovací komoře na nízkotlaké (0,5 – 3 MPa), středotlaké (do 9 MPa) a vysokotlaké (experimentálně do 60 MPa) s otevřeným a uzavřeným pracovním cyklem.
Při nižším tlaku ve spalovací komoře lze použít konstrukčně jednodušší provedení s otevřeným pracovním cyklem, v němž k pohonu turbočerpadlových agregátů slouží plyn vzniklý v plynovém generátoru. Ten odchází z motoru, aniž by přispěl k tahu, takže vznikají ztráty. Pokud je tlak ve spalovací komoře větší než 12 MN, musíme už použít raketový motor s uzavřeným pracovním cyklem.
Musí se i chladit
Nejčastěji jsou okysličovadlo a část paliva přiváděny do oxidačního plynového generátoru. Spalné plyny pohánějí turbočerpadlový agregát a odcházejí do spalovací komory.
Zbývající část paliva slouží nejprve k chlazení spalovací komory. Nedochází tedy ke ztrátám v turbočerpadlovém agregátu, protože veškeré složky pohonné látky se podílejí na „výrobě“ tahu.
U kyslíko-vodíkových raketových motorů je část paliva a část okysličovadla spalována v redukčním plynovém generátoru. Zbylá část kyslíku chladí spalovací komoru a zbylý vodík chladí trysku. Byly však postaveny i motory, u kterých plynové generátory nejsou potřeba. Veškerý vodík v nich je přiváděn do chladícího traktu trysky a poté do spalovací komory. Naproti tomu všechen kyslík slouží k chlazení spalovací komory a po svém zplynění slouží k pohonu turbočerpadlového agregátu, odkud odchází do spalovací komory.
Hybridy se (dosud) neprosadily
Výhody motorů na kapalné i tuhé pohonné látky spojují tzv. hybridní raketové motory, u nichž je jedna složka pohonné látky v tuhém skupenství a druhá v kapalném. Mají vysoký specifický impuls, lze u nich regulovat tah a restartovat je.
Ve spalovací komoře je blok paliva tvořen práškovým kovem (stačí levný hliník) a pojivem. Do komory se vstřikuje kapalné okysličovadlo, například kapalný kyslík nebo fluór. Bylo dosaženo specifického impulsu kolem 3 750 Ns/kg, avšak teplota ve spalovací komoře stoupla na 5 700°C (u běžného motoru nepřesáhne 3 500°C).
Existují i třísložkové hybridní raketové motory, kdy je do spalovací komory, ve které je práškové berylium, vstřikována směs kapalného kyslíku a vodíku. Specifický impuls dosáhl neuvěřitelné hodnoty 4 475 Ns/kg! I když byl první hybridní raketový motor sestrojen a vyzkoušen již v roce 1933, jednalo se o sovětský motor GIRD 09, nenašel dodnes tento druh pohonu cestu k praktickému využití.
Rekordní kapalinové motory
Za dobu kosmické éry vzniklo množství kvalitních raketových motorů především ve Spojených státech amerických a Rusku. Jejich společným předchůdcem byl motor německé rakety Agreggat 4, známé jako V-2.
Pohonné látky, alkohol a kapalný kyslík, byly do spalovací komory dodávány dvojicí odstředivých čerpadel. Velmi důmyslný systém zajišťoval vhodné rozptýlení a promíchání směsi před jejím zážehem ve spalovací komoře.
Komora s tryskou měla hmotnost 420 kg a délku 1,7 m. Specifický impuls se rovnal 2080 Ns/kg, tahová síla byla 0,26 MN na povrchu Země (a samozřejmě o něco víc ve vakuu) po dobu 64 sekund, poměr hmotnosti k tahu 3,1 kg/kN. Ve slavné Koroljovově raketě R7, nejznámější ve verzi Vostok nebo nynější Sojuz, je v 1. stupni používán motor RD-107.
Snad nejznámějším je motor SSME (Space Shuttle Main Engine) použitý na americkém raketoplánu (jsou tam tři). Je to největší kyslíko-vodíkový motor, jaký byl dosud sestrojen. Ve vakuu vyvíjí tah 2,3 MN a spotřebuje 467 kg pohonných látek za sekundu.
Pomyslný boj o nejsilnější raketový motor spolu svádí americký F-1 použitý v prvním stupni Saturnu 5 a ruský RD-170 u Eněrgije. Tah motoru F-1 dosahoval při hladině moře 6 833 kN a u motoru RD-170 činil dokonce 7 259 kN. Nutno dodat, že ruský motor RD-170 byl čtyřkomorový, kdežto motor F-1 jednokomorový.
Jednosložkové raketové motory
Pro drobné korekce dráhy umělých kosmických těles, příp. jejich polohy v prostoru stačí motory s menším tahem, avšak důraz je kladen na jednoduchost a spolehlivost. Obvykle jde o kapalinové motory, využívající přetlakovou dodávku jednosložkové pohonné látky.
Tyto tzv. monergoly jsou nestálé chemické sloučeniny, které se při styku s katalyzátorem začnou prudce rozkládat a při tom uvolňují množství tepla. Již od 40. let minulého století se jako příklad uvádí peroxid vodíku, rozkládající se na vodu a kyslík.
