Raketový motor na kvapalné pohonné látky

Raketový motor na kvapalné pohonné látky je druh raketového motora, ktorý používa na pohon palivo a oxidačné činidlo v kvapalnom skupenstve. Tento typ motorov je často využívaný, pretože palivo v kvapalnom skupenstve poskytuje relatívne vyšší špecifický impulz. Používajú sa varianty na jednozložkové palivo (napr. hydrazín) a binárne, klasicky palivo (kerozín, kvapalný vodík) a oxidačné činidlo (LOX). Motory na kvapalné pohonné látky sú veľmi rozšírené, využívajú ich okrem iného i hlavné motory raketoplánu Space Shuttle, prvý stupeň rakiet Delta, Atlas, Saturn, Proton, Sojuz, Ariane a veľa ďalších. 

 Výhody motorov na kvapalné pohonné látky 
Dosahujú veľmi vysoké pomery ťahu a hmotnosti, sovietsky/ruský motor NK-33 dosahuje až 133:1. 
Hustota používaných kvapalných pohonných látok je podobná ako hustota vody 700 – /m3 a pretlak potrebný k prevencii spontánneho odparenia je tiež relatívne nízky, to umožňuje použitie tenkých a ľahkých nádrží. Pre husté látky ako napríklad kerozín tvorí hmotnosť nádrže iba 1 % celkovej hmotnosti, u nádrží na kvapalný vodík je okolo 10 % (kvôli jeho nízkej hustote je potrebná solídna izolácia). 

Vstrekovanie paliva a okysličovacej látky do spaľovacej komory vyžaduje pretlak kvapalín oproti vnútrajšku komory. Potrebný pretlak je vytváraný pomocou turbočerpadla (v minulosti sa využívali aj piestové a membránové čerpadlá), ktoré dosahuje vysoké výkony a jeho hmotnosť je veľmi nízka. Oddelené čerpadlá pre palivo a oxidačné činidlo umožňujú relatívne presné riadenie zloženia palivovej zmesi v komore. Systém tiež umožňuje plynulé znižovanie a zvyšovanie výkonu a pri použití vhodného zážihového systému alebo hypergolických kvapalín (vznieti sa pri vzájomnom kontakte) úplné vypnutie a reštart motora.

 Nevýhody 
Kvapalné palivá môžu spôsobiť aj veľa problémov a nehôd: 
 Veľká hmotnosť a rozmery spôsobujú posun ťažiska vyššie od výstupu plynov (dýzy), čo zhoršuje ovládanie a môže viesť až k strate kontroly.
 Vibrácie a otrasy môžu spôsobiť „špliechanie“ paliva v nádrži, to môže spôsobiť stratu kontroly.
 V stave gravitácie môže kvapalné palivo „stratiť kontakt“ s hrdlom čerpadla. Preto sa využívajú rozbehové motory, ktoré udelia malé zrýchlenie, postačujúcou k „naštartovaniu“ (analógia k roztlačeniu automobilu)
 Kvapaliny môžu vytiecť a následne sa vznietiť alebo explodovať
 Turbočerpadlá sú veľmi zložité a náchylné k poruchám, beh naprázdno alebo kovové nečistoty môžu spôsobiť zadrhnutie.
 Vírenie paliva môže spôsobiť odobraniu plynu do čerpadla alebo motora
 Hlboko zmrazené palivo spôsobuje namŕzanie okolitých plôch, to je veľmi nebezpečné pre tesnenie a ventily – netesnosti paliva.
 Zložitá konštrukcia ich robí náchylné k poruchám
 Zložitá a dlhá doba prípravy pred štartom ich vylučuje z väčšiny moderných vojenských aplikácií.

 Doprava paliva a okysličovacej látky 
Palivo a oxidačné činidlo je potrebné dodávať do spaľovacej komory rýchlo a pod.veľkým tlakom. Pre dopravu sa už od dôb V2 používajú turbočerpadlá. Ich parametre sú volené s ohľadom na prevádzkové podmienky motora a typ použitých pohonných látok, hlavne ich hustotu, viskozitu a bod varu. Pre palivá s nízkou hustotou, ako je kvapalný vodík, sa volia robustné čerpadlá s veľkým prepravovaným množstvom. Naopak, pre hustejšie látky ako je RP-1 (kerozín) nie sú potrebné tak robustné čerpadlá. Pre porovnanie, turbočerpadlá motora RS-27, spaľujúceho kvapalný kyslík a RP-1, s otáčkami 7 085 min −1 sú umiestnené na spoločnej hriadeli a obe tak majú rovnaké otáčky. Zatiaľ čo turbočerpadlá hlavného motora raketoplánu Space Shuttle (kvapalný vodík) majú 30 000 ot./min. Pri konštrukcii turbočerpadiel je nutné brať do úvahy aj veľmi nízke pracovné teploty, často hlboko pod bodom tuhnutia vody a je preto potrebné voliť vhodné ložiská a spôsoby mazania. Niektoré jednoduchšie motory však turbočerpadlá nepotrebujú a používajú iné spôsoby dopravy paliva. Podľa princípu dopravy paliva a okysličovacej látky do spaľovacej komory sú motory rozdeľujú do tzv. cyklov: 

 Pretlakový cyklus 
Palivo a oxidačné činidlo sú tlačené do spaľovacej komory plynom (zvyčajne hélium) z oddelenej nádrže. Plyn je ohrievaný vedením okolo spaľovacej komory. Ide o veľmi jednoduchý systém, často neobsahuje ani turbočerpadlá. Väčšinou je schopný niekoľkonásobného reštartu. Ovládanie je jednoduché, stačí otvoriť alebo zatvoriť ventil. Ventily sú ovládané elektromagneticky alebo pneumaticky. Zapálenie motora je realizované väčšinou samovoľne (hypergolické pohonné látky) alebo pomocou roznecovadla. Pretlakový cyklus je vhodný len pre motory malého výkonu. 

Pretlakový cyklus sa využíva väčšinou pri manévrovacích motoroch ako napríklad orbitálne manévrovacie motory (OMS) raketoplánu Space Shuttle alebo RCS (reactive control system) veliteľského/servisného modulu Apollo.

 Expanzný cyklus 
Pohon turbočerpadiel zaisťuje turbína, ktorú roztáča expandujúce palivo, ohrievané prechodom kanálikmi v spaľovacej komore. Expanzný cyklus vyžaduje kryogenické palivo, ktoré ľahko dosahuje bodu varu napríklad: vodík, metán alebo propán. Pri použití klasickej „zvonovitej“ dýzy je obmedzený ťah na 300 kN. Použitím motora typu Aerospike (testovaný pre X-33) sa dá dosiahnuť väčší ťah. Zástupca: RL-10 používaný na stupni Centaur. 

 Otvorený cyklus 
Cyklus s plynovým generátorom alebo otvorený cyklus je jeden z najpoužívanejších spôsobov pohonu turbočerpadiel. Časť paliva a okysličovacej látky sú privedené do plynového generátora kde sú spálené a vzniknutá energia roztáča turbínu, ktorá poháňa turbočerpadlá. Spaliny sú z turbíny odvedené malou dýzou do atmosféry. Nevýhodou je znížená efektívnosť a teda nižší špecifický impulz motoru kvôli spáleniu časti paliva a okysličovadla, ktoré nie je využité na vytváranie ťahu v dýze motoru. Využívajú ho napríklad motory RD-107/108, RS-27, RS-68, SSME, F-1, Merlin.

 Uzavretý cyklus 
Uzavretý cyklus je najzložitejšou koncepciou raketového motora. Prvý návrh pochádza z roku 1949 od Alexeja Isajeva. Nikolaj Kuznecov vyvinul motor NK-33 pre neúspešnú raketu pre let na Mesiac N-1, ale motory NK-33 už neboli použité a štvrťstoročie stáli v sklade až ich odkúpila spoločnosť Lockheed Martin. V súčasnosti sa motor RD-180 odvodený od NK-33 používa na pohon prvého stupňa rakiet Atlas III a V. 

Princíp je podobný ako u otvoreného cyklu s tým rozdielom, že do plynového generátora je odvedená len časť okysličovacej látky a všetko palivo. Množstvo spáleného paliva je závislé na množstve okysličovacej látky. Spaliny sú vedené z turbíny priamo do hlavnej spaľovacej komory, čo poskytuje prebytok výkonu a možnosť dosiahnutia vyšších tlakov v spaľovacej komore. Nevýhodou je problém s rýchlym opotrebovaním turbíny a zložitý spôsob vstrekovania paliva.

 Schémy 

 Vstrekovací systém 
Systém vstrekovania je v podstate sústava dier malého priemeru (dýz), ktoré ústia do spaľovacej komory a dopravujú palivo a oxidačné činidlo. Prvé vstrekovače používané u rakiet V2 boli veľmi zložité - keďže vtedajšia technológia umožňovala vytvoriť iba rovnobežné dýzy, ktoré nedokázali dodávané palivo dostatočne premiešať s oxidačným činidlom samostatne, boli montované do zmiešavacej komôrky, kde jednu zložku paliva rozoprašovala guľová hlava s množstvom dýz na povrchu a druhú zložku rozprašovali dva vence dýz pri vyústení zmiešavacej komôrky do spalovacej komory. Preto bola účinnosť prvých motorov veľmi zlá. Dnešné vstrekovacie systémy pozostávajú z niekoľkých dýz, nasmerovaných do presného bodu pre optimálne premiešanie zmesi a rozptýlenia na malé kvapôčky, ktoré lepšie prehoria. 

 Hlavné typy vstrekovačov 
 Sprchový
 Dvojitý zmiešavací
 Trojitý krížový zmiešavací
 Odstredivý

Medzi ďalšie typy patria čapový vstrekovač, ktorý umožňuje dobré možnosti riadenia zloženia zmesi v širokom rozsahu prietokov. Používa sa u motorov navrhnutých spoločnosťou SpaceX: Merlin a Kestrel, tiež bol používaný na lunárnom module programu Apollo. Hlavné motory raketoplánu Space Shuttle (SSME) využívajú „teplejší“ tekutý kyslík na ohrev a odparenie vodíka pred vstrekom do spaľovacej komory. To znižuje vibrácie a upokojuje chod (pozri stabilita spaľovania). Ruský inžinier Valentin Gluško vynašiel začiatkom 30. rokov 20. storočia odstredivý vstrekovač. Tento typ sa v Rusku veľmi často používal. Vďaka rotačnému pohybu je palivo po vstreknutí malou dýzou veľmi rýchlo rozprášené a spálené.

 Stabilita spaľovania 
Nestabilita v spaľovacej komore sa prejavuje rôzne, môže ísť o ľahké vibrácie, „kašľanie motora“ alebo silné otrasy, ktoré môžu spôsobiť aj zlyhanie motora. Aby k tomu nedochádzalo, je potrebné zabezpečiť dostatočný pretlak vstrekovačov, zvyčajne stačí o 20 % väčší tlak ako v spaľovacej komore. Ale, u veľkých motorov s rýchlym spaľovaním ľahko dochádza k silným vibráciám, ich vznik nie je úplne vysvetlený. Tieto vysokofrekvenčné vibrácie majú tendenciu deformovať prúdenie vzduchu okolo motora a chladiaceho média v chladiacich kanáloch dýzy, to môže viesť k zlyhaniu chladenie a deštrukciu rakety (pozri chladenie). 

Silné vibrácie sprevádzali aj vývoj motorov F-1 na rakete Saturn V, problém sa nakoniec vyriešil dôkladným testovaním rôznych nastavení vstrekovačov. Testovanie sa uskutočnilo odpaľovaním malých náloží za chodu motora, aby sa zistilo, ako motor na tieto otrasy reaguje. Spaľovacia komora SSME využíva Helmholtzov rezonátor ako čiastočný tlmič, vibrácie neodstráni, ale zabráni ich narastaniu (rezonancii). Časť vibrácií je tiež odstránená predhrievaním vodíka pred vstrekovaním. 

Testovanie stability je veľmi náročné finančne i časovo, vyžaduje rozsiahle praktické testy. Väčšina prejavov nestability sa nedá predpovedať a ošetriť vo fáze návrhu. Dolaďovanie sa vykonáva metódou pokus-omyl.

 Chladenie 
Z dôvodu efektívnosti je požadovaná čo možno najvyššia teplota spalín, až 3500 K. Teda teplota vysoko nad teplotou tavenia bežných materiálov s výnimkou grafitu a volfrámu. Preto sa využíva systém chladenia spaľovacie komory a dýzy. Vďaka dobrému chladeniu možno používať bežné materiály, ako oceľ, zliatiny hliníka, medi a niklu. Metódy chladenia: 

 Regeneratívne chladenie 
Koncepciu regeneratívneho chladenie predstavil Carl Wilhelm Siemens roku 1857. Praktické využitie prišlo až roku 1937 s raketou A-4 (predchodkyne V2). Princíp spočíva v prúdení chladiaceho média cez kanáliky v stene spaľovacej komory alebo dýzy. Ako chladiace médium slúži palivo. Požadovaný chladiaci výkon je výrazný, niekedy až 20 MW/m3. Množstvo odvedeného tepla závisí na mnohých okolnostiach: 
 Rozdiel teplôt medzi komorou a chladivom
 Tepelná vodivosť
 Koeficient prestupu tepla
 Rýchlosť prúdenia chladiva
 Rýchlosť prúdenia plynov v komore alebo dýze

Existujú dva typy regeneratívneho chladenia, prvý vychádza z klasickej koncepcie, chladiace kanáliky sú tvorené z trubičiek zo zliatin medi alebo niklu, navinutých a pripájaných na stenu komory alebo dýzy, tento typ sa nazýva "špagetová konštrukcia". Druhý typ bol vyvinutý v bývalom Sovietskom zväze, konštrukčne je jednoduchší a lacnejší, kanáliky sú tvorené z dvoch vrstiev plášťa a medzi nimi sú priletované priedely. "Ruský spôsob"je lacnejší ale ťažší. 

 Ablatívne chladenie 
Väčšinou sa využíva ako ochrana pri vstupe do atmosféry u návratových modulov. Niektoré motory ho používajú na chladenie dýzy (napr. RS-68) a spaľovacej komory (napr. SpaceX: Kestrel). Ablatívne chladenie pracuje na princípe postupného odtavovania vrstiev materiálu. 

 Ďalšie spôsoby chladenia 
 Radiačné chladenie – Teplo je vyžarované do okolia, dýza je rozžeravená do biela.
 Chladenie vypúšťaním – Na dýzu je vypúšťaný prúd tekutého vodíka.
 Chladenie filmom kvapaliny – Steny sú ostrekované tekutým palivom, k chladeniu dochádza vyparovaním.
 Chladenie diafragmou – Vnútorné steny sú ostrekované tekutým palivom, to vytvára akúsi clonu, ktorá chráni steny pred vysokými teplotami.

 Druhy paliva 
V dnešnej dobe sa využíva niekoľko druhov palív. Ako palivo hlavných motorov mnohých rakiet sa pre svoju vysokú účinnosť najviac používajú dvojzložkové pohonné látky (bipropellanty). Hlavná oblasť použitia jednozložkových pohonných látok (monopropellanty) spočíva v jednoduchých manévrovacích motoroch. Monopropellanty vyžadujú k reakcii prítomnosť katalyzátora, ako napríklad irídia. Okrem najpoužívanejších, kvapalného vodíka, RP-1 a kvapalného kyslíka, sa využívajú aj ďalšie látky. Výber pohonnej látky záleží hlavne od účelu motora, niekedy sa volí menej účinná látka, kvôli zjednodušeniu motora alebo pre dosiahnutie spontánneho zážihu (hypergolické látky). 

 Kvapalný kyslík (LOX) a kvapalný vodík 
Kvapalný vodík poskytuje najvyššií špecifický impulz a má zo všetkých druhov raketových palív najväčšiu energetickú hustotu, 143 MJ/kg, čo je zhruba o 40 % viac ako ostatné raketová paliva. Na rozdiel od ostatných palív generuje nulové emisie, jediný produkt reakcie je vodná para a v prípade úniku z nádrží nie je nijako toxický a neohrozuje životné prostredie (na rozdiel od veľmi toxického hydrazínu). Má však aj viacero nevýhod, ktoré obmedzujú jeho použitie. Hlavnou nevýhodou je pomerne drahá výroba a problematické skladovanie. Výroba kvapalného vodíka je energeticky náročná, na skvapalňovanie je nutné vodík stlačiť a podchladiť na teplotu 20 K (−252,87 °C). Skladovacie nádrže musia byť veľmi dobre tepelne izolované ale aj tak je udržanie teploty 20 K veľmi ťažké. Hustota kvapalného vodíka je len /m3, to znamená, že pre dopravu dostatočného množstva do spaľovacej komory sú potrebné väčšie a silnejšie turbočerpadlá. Táto nadmerná záťaž výrazne redukuje jeho účinnosť a tak nie je možné reálne využiť všetky jeho prednosti. Ďalšou nevýhodou sú úniky a odparovanie, ktoré bežne dosahujú až 1 % objemu za deň. Pre kvapalný vodík platia samozrejme aj všetky predpisy, nariadenia a obmedzenia ako na manipuláciu a skladovanie "normálneho" vodíkahttp://www.catp.cz/publikace/vodik.pdf. 
Využitie kvapalného vodíka ako paliva je tak väčšinou obmedzené na horné stupňa ako je Centaur. Rakety využívajúce kvapalný vodík aj na prvom stupni ako napríklad SSME, Ariane 5 a Delta IV, používajú silné pomocné rakety pri vzlete. 

Špecifikácia pri hladine mora 
 Teplota v spaľovacej komore: ~ 2 750 °C
 Špecifický impulz: ~ 390 sekúnd
 Efektívna výtoková rýchlosť: ~  / s
 Pomer LOX/H2: 4,11

Špecifikácia vákuum 
 Teplota v spaľovacej komore: ~ 3 000 °C
 Špecifický impulz: ~ 465 sekúnd
 Efektívna výtoková rýchlosť: ~ /s
 Pomer LOX/H2: 4,8

 LOX a RP-1 (kerozín) 

RP-1 je vysoko rafinovaná forma klasického petroleja. Nedosahuje síce takú účinnosť ako kvapalný vodík, ale vďaka nenáročnej manipulácii, nízkej cene a možnosti jednoduchého skladovanie, je široko rozšírený väčšinou ako palivo prvého stupňa. Oproti kvapalnému vodíku má aj ďalšie výhody ako napríklad oveľa vyššiu hustotu a bod varu, takže odpadajú problémy s odparovania a môžu byť použité kompaktnejšie turbočerpadlá. Z ekologického hľadiska je spaľovanie RP-1 o niečo „špinavšie“, pri spaľovaní vzniká okrem neškodnej vodnej pary a oxidu uhličitého aj jedovatý oxid uhoľnatý a ďalšie produkty, samotná rafinácia kerozínu z ropy predstavuje aj istú ekologickú záťaž. Samotný RP-1 však nie je tak jedovatý ako hydrazín, kyselina dusičná, hydyn a iné pohonné látky. 

Nevýhody RP-1 spočívajú predovšetkým v jeho rádovo nižšej účinnosti. Ďalšie problémy sú spôsobené aj obsahom oxidu uhličitého v spalinách, ktorého molekuly sú relatívne ťažšie a znižujú efektívnu výtokovú rýchlosť. Vysoký bod varu a nízky tlak jeho pár vyžaduje dodatočný systém na doplňovanie objemu a tlaku v nádrži. Nespálené RP-1 môže pri styku s horúcimi súčasťami polymerovať a karbonizovať a vytvárať tak usadeniny ktoré môžu spôsobiť zlyhanie, k tomuto problému dochádza pri reštartovaní motora pri misiách a pozemných testoch. Podobné usadeniny sa vytvárajú aj v iných motoroch na fosílne palivá, ale doba, za ktorú sa vytvárajú je meraná v rokoch a motor tým nijako netrpí, ale životnosť raketového motora je počítaná v minútach a podmienky motora sú extrémne a motor ako celok je oveľa zložitejší, takže usadeniny môžu spôsobiť aj vážne zlyhanie. 

RP-1 sa používa prvý stupeň rakiet Atlas, Delta II, Zenit, Sojuz a väčšina čínskych nosných rakiet. 

Špecifikácia pri hladine mora 
 Teplota v spaľovacej komore: ~ 3 400 °C
 Špecifický impulz: ~ 270 sekúnd
 Efektívna výtoková rýchlosť: ~ /s
 Pomer LOX/RP-1: 2,58

Špecifikácia vákuum 
 Teplota v spaľovacej komore: ~ 3 450 °C
 Špecifický impulz: ~ 360 sekúnd
 Efektívna výtoková rýchlosť: ~ /s
 Pomer LOX/RP-1: 2,77

 N2O4 (oxid dusičitý) a N2H4 (hydrazín) 
Obidve kvapaliny sa dajú uchovávať pri primeraných teplotách a tlakoch. Využívajú sa vo vojenských družiciach a sondách pre dlhodobé lety. Kvapaliny sú hypergolické tzn. pri vzájomnom kontakte vzplanú. Hydrazín predstavuje vážnu ekologickú a zdravotnú záťaž. Pri vystavení ľudského tela pôsobeniu hydrazínu môžu nastať záchvaty, kóma, pľúcny edém, poškodenie obličiek, pečene, kože a pri dlhodobom vystavení sa vyskytujú tumory na pľúcach a iných vnútorných orgánoch. 

Špecifikácia pri hladine mora 
 Teplota v spaľovacej komore: ~ 3 000 °C
 Efektívna výtoková rýchlosť: /s
 Pomer N2O4/N2H4: 1,36

Špecifikácia vákuum 
 Teplota v spaľovacej komore: ~ 3 000 °C
 Špecifický impulz: ~ 220 sekúnd
 Efektívna výtoková rýchlosť: ~ /s
 Pomer N2O4/N2H4: 1,42

 Raketové hydrazínové motory 
 R-4D - RCS motor
 RD-275 - motor prvého stupňa rakety Proton

 Ostatné palivá 
Kvapalných pohonných látok existuje veľké množstvo, ale väčšinou ide o palivá pre špecifické účely, ako manévrovacie dýzy, stabilizačné dýzy a ďalšie. Niektoré rané a experimentálne návrhy motorov používali aj normálnu naftu, propán, bután, metán, etylalkohol, metylalkohol a ďalšie relatívne lacné a dostupné látky. Taktiež sa používajú nebezpečné a jedovaté látky ako monometylhydrazín, asymetrický dimetylhydrazín/UDMH, diborán, pentaborány, amoniak a ďalšie. Ako oxidačné činidlo sa najviac používa kvapalný kyslík, ale niektoré motory používajú aj iné a často toxické a nebezpečné látky ako fluór, difluorid kyslíka, kyselina dusičná, peroxid vodíka a ďalšie.

+ Špecifikácie　RL-10HM7BVinciKVD-1CE-7.5CE-20YF-75YF-75DRD-0146ES-702ES-1001LE-5LE-5ALE-5BKrajina pôvoduCyklusExpanderGas-generatorExpanderStaged combustionStaged combustionGas-generatorGas-generatorExpanderExpanderGas-generatorGas-generatorGas-generatorExpander bleed cycle（Nozzle Expander）Expander bleed cycle（Chamber Expander）Ťah 66.7 kN (15,000 lbf)62.7 kN180 kN69.6 kN73 kN200 kN78.45 kN88.26 kN98.1 kN (22,054 lbf)68.6kN (7.0 tf)bez trysky 48.52kN (4.9 tf)98kN (10.0 tf)bez trysky 66.64kN (6.8 tf)102.9kN (10.5 tf)r121.5kN (12.4 tf)137.2kN (14 tf)Pomer zmesi5.26.05.26.05.555Expanzný pomer trysky4010080804040140130110Isp (vac.)433444.2465462454443438442463425bez trysky 286.8425bez trysky 291.6450452447Tlak v komore :MPa2.353.56.15.65.86.03.687.742.453.513.653.983.58LH2 TP rpm125,00041,00046,31050,00051,00052,000LOX TP rpm16,68021,08016,00017,00018,000Dĺžka m1.731.82.2~4.22.142.142.82.22.682.692.79Suchá hmotnosť kg135165280282435558550242255.8259.4255248285

 Referencie 

 Pozri aj 

 Raketový motor
 Reaktívny motor

 Iné projekty 

 Zdroje 


Kategória:Raketové motory