Kosmonautika XVI - Raketové motory

Raketový motor vytváří hnací sílu, která žene raketu kupředu, a je tak jednou z nejdůležitějších součástí nosné rakety. První historicky ověřená zmínka o raketovém pohonu se datuje do roku 1232, kdy Číňané použili v boji proti Mongolům šípy poháněné raketovým motorkem na střelný prach [1]. Od tohoto okamžiku se začaly rakety objevovat ve výzbrojích všech velkých armád světa a tento stav přetrval dodnes. Raketové motory však nepohání pouze rakety pro vojenské účely, ale také sondážní rakety pro výzkum vysokých vrstev atmosféry a kosmické rakety, s jejichž pomocí člověk dobývá vesmír a připravuje si tak předmostí pro budoucí opuštění Země.

Obr. 1: Start amerického raketoplánu Atlantis k misi STS-71. Na snímku lze vidět trojici kyslíko-vodíkových motorů SSME a jeden motor SRB na tuhé pohonné látky [6].

Obr. 2: Příprava japonské pětistupňové rakety Lambda-4S využívající motory na tuhé pohonné látky [7].

Obr. 3: Pětice kyslíko-vodíkových motorů J-2 použitých u druhého stupně americké měsíční rakety Saturn 5 [8].

Obr. 4: Snímek zachycuje nejsilnější ruské kyslíko-vodíkové motory RD-0120, kterých bylo použito u rakety Eněrgija [9].

Obr. 5: První stupeň neúspěšné ruské rakety N-1 pohánělo 30 motorů NK-15, jejichž trysky lze spatřit na snímku [10].

V kosmonautice se používají dva druhy reaktivních pohonných systémů – chemické a fyzikální. Mezi fyzikální patří plynové trysky (využívají se jako stabilizační a orientační motory), iontové motory (orientační, stabilizační i hlavní motory), elektrotermální, jaderné a fotonové motory (všechny tři v různých fázích vývoje). V tomto článku se však zaměříme na chemické pohonné systémy, které jsou v kosmonautice, ale nejen v ní, velmi rozšířené.

Chemické raketové motory využívají k pohonu energie, která se uvolňuje při rozkladu nebo slučování (hoření) chemických sloučenin. Jejich základní dělení probíhá podle dvou hledisek. Za prvé jde o skupenství pohonných látek, poté se dělí na motory na tuhé pohonné látky (TPL), kapalné pohonné látky (KPL) a hybridní motory. A za druhé o počet reagujících složek, kdy se člení na motory na jednosložkové (monergoly), dvousložkové (diergoly) a vícesložkové (polyergoly) pohonné látky. Nejdůležitějším parametrem, který charakterizuje raketový motor je tzv. specifický impuls, označuje se is. Ten nám udává velikost tahu, který vyvine daný raketový motor, v němž spálíme jeden kilogram pohonné látky za jednu sekundu [2]. Čili tah raketového motoru je přibližně roven součinu specifického impulsu a sekundové spotřeby pohonných látek. Specifický impuls lze vypočítat podle vzorce

kde k je poměr specifických tepel (1,18 – 1,30), R univerzální plynová konstanta (8 314 J.kmol^-1.K^-1), M průměrná molární hmotnost spalin (10 – 26 kg.kmol^-1), T_s spalná teplota pohonné látky (2 600 – 3 800 K), p_E tlak ve výstupním průřezu trysky a p_SK tlak ve spalovací komoře [2]. První část vzorce lze považovat za ideální specifický impuls, tato část je závislá na termodynamických vlastnostech a pracovních podmínkách pohonné látky. Ze vztahu vyplývá, že nejvhodnější jsou pohonné látky s co nejmenší molární hmotností a co největší spalnou teplotou, avšak v mezích konstrukčních možností, aby šlo uchladit spalovací komoru a trysku. V druhé části hraje roli tzv. tlakový spád, což je poměr tlaku ve výstupním průřezu trysky a tlaku ve spalovací komoře. Pro přiblížení se ideálnímu specifickému impulsu je potřeba, aby byl tlak ve spalovací komoře co nejvyšší a naopak tlak ve výstupním průřezu trysky co nejnižší. Poměr specifických tepel k má v druhé části vztahu opačný vliv než v první – čím je k větší, tím je hodnota výrazu při stejném tlakovém spádu větší. Jak z předchozího popisu vyplývá, je specifický impuls raketového motoru ovlivněn řadou faktorů, z nichž některé jsou dány vlastnostmi použitých pohonných látek, jiné zase konstrukčním řešením. Nastává však otázka, zda lze dosáhnout ideálního specifického impulsu. Teoreticky ano, při expanzi spalných plynů do vakua až na nulový tlak. Využijme příkladu z [2, 3] a představme si, že máme raketový motor s průměrem 100 mm v místě kritického průřezu a poměrem specifických tepel 1,22. Při tlakovém spádu 10^-6 je specifický impuls roven „pouze“ 95,8% ideální hodnoty. Rozměry trysky raketového motoru jsou však značné – délka 24 m a průměr v místě výstupního průřezu 13 m. Pro tlakový spád 10^-9 dosáhneme 98,8% ideální hodnoty specifického impulsu a monstrózní trysky o délce 405 m a průměru 217 m! Přejděme však od teorie k praxi a podívejme se na jednotlivé varianty raketových motorů.

Jak již bylo řečeno v úvodu, jsou nejstarším druhem raketového pohonu motory na tuhé pohonné látky. Tyto motory se vyznačují zejména svoji jednoduchou konstrukcí, vysokým tahem a spolehlivostí. Blok tuhé pohonné látky (tzv. zrno) je umístěn přímo ve spalovací komoře, jejíž stěny zároveň tvoří vnější obal raketového motoru. Proto je potřeba tuto stěnu chránit speciální nehořlavou hmotou, která izoluje zrno od stěn spalovací komory nebo pokrývá část povrchu zrna, kde nesmí docházet k hoření. Této ochraně se říká pancéřování zrna a bývá podrobována přísným kontrolám. Při porušení této vrstvy, např. při výrobě, by mohlo v průběhu letu dojít k prohoření stěny spalovací komory, což by vedlo k úbytku tahu a s největší pravděpodobností k destrukci motoru. Spalné plyny expandují ze spalovací komory tryskou do okolního prostoru. V nejužším místě trysky, tzv. kritickém průřezu, dochází k největšímu přenosu tepla do stěn, proto je potřeba celou trysku a zejména část kritického průřezu chránit. Na kovovou stěnu se nanáší speciální vrstva z vyztužených plastických hmot, která postupně odhořívá a teplo se odstraňuje únosem karbonizované povrchové vrstvy, jedná se o tzv. ablativní chlazení. Další možností, jak chránit trysku před tepelnými účinky spalných plynů, je použití vložky z tepelně odolného materiálu (např. grafit) [1]. Dalším problémem, se kterým se museli konstruktéři vypořádat, byl systém řízení vektoru tahu. U raketových motorů na tuhé pohonné látky nelze, jako u motorů na kapalné pohonné látky, naklápět celý motor. Řešením je speciální konstrukce trysek, jejichž nadkritickou část lze vychylovat (u motorů SRB – Solid Rocket Booster amerického raketoplánu o ±8°). Další možností je vstřikování kapalného freonu nebo oxidu dusičitého do nepohyblivé části trysky. Tento systém byl využit např. u motorů UA-1205 rakety Titan 3C [4].

Poměrně velkým nedostatkem raketových motorů na tuhé pohonné látky je nemožnost operativně řídit tah v průběhu letu. Jedinou možnost představuje správné zvolení tvaru zrna, který nám určuje 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, loukoť, kruh apod.) nebo zrno nemá žádný kanál a ohořívá pouze z čela (obdobně jako cigareta). Po vyhoření paliva přestane motor vyvíjet tah a jeho činnost je tak u konce. Pokud chceme ukončit funkci motoru dříve, nelze tak učinit přerušením přívodu pohonných látek jako u motorů na kapalné pohonné látky, ale pyrotechnicky destrukcí části spalovací komory.

Tuhé pohonné látky jsou buď homogenní nebo heterogenní. Homogenní tuhé pohonné látky se skládají z 52% nitrocelulózy, 43% nitroglycerínu a 5% dalších příměsí. Specifický impuls při tomto poměru jednotlivých složek dosahuje hodnoty kolem 2 300 Ns/kg [1]. Vyznačují se poměrně vysokou rychlostí hoření, proto se pro zpomalení hoření používají tzv. flegmatizátory (např. dinitrotoluen) [1]. Se snížením rychlosti hoření ale zároveň dochází ke snižování specifického impulsu raketo-vého motoru. Homogenní tuhé pohonné látky našly své uplatnění ve vojenské technice převážně u ručních raketových zbraní. V kosmonautice se prosadily heterogenní tuhé pohonné látky. Ty se obvykle skládají z jemně rozemletého tuhého okysličovadla (chloristan amonný, dusičnan draselný, dusičnan amonný, apod.), které je spojeno pojivem (polysulfidové, butadienové, butadienakrylátové kaučuky nebo polyuretany), které má zároveň funkci paliva. Pro zvýšení výkonu raketového motoru se do směsi přidává práškový hliník (max. 20%) nebo jiné práškové kovy (berylium, lithium). Rychlost hoření heterogenní tuhé pohonné látky je menší než u homogenní a specifický impuls se pohybuje 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, např. Pegasus, Athena (neplést s úspěšným časopisem), Shavit, připravovaná Vega Evropské kosmické agentury ESA nebo čínská Kaituizhe-1 (KT-1). Vzpomeňme také na populární americké Scouty nebo japonskou Lambdu-4S, která na oběžnou dráhu vynesla první japonskou družici. Nejmohutnějším motorem na tuhé pohonné látky je SRB (Solid Rocket Booster), který při startu vyvine tah 13,68 MN. Dvojice těchto motorů je součástí startovací sestavy amerického raketoplánu a každý za 122 s činnosti spotřebuje 502,6 t tuhé pohonné látky [5]. Stejně jako většina velkých motorů na tuhé pohonné látky je i SRB složen z několika segmentů (v tomto případě z pěti), které jsou spolu slepeny speciálním „lepidlem“.

To je asi vše, co se dá v kostce říci o raketových motorech na tuhé pohonné látky. Přejděme nyní k popisu motorů na kapalné pohonné látky, které zaujímají dominantní postavení. První raketu poháněnou kapalnými pohonnými látkami sestrojil a 16. března 1926 vypustil Robert H. Goddard. Let jeho rakety trval 2,5 s a bylo dosaženo výšky 17 m [1]. Oproti motorům na tuhé pohonné látky mají motory na kapalné pohonné látky mnoho výhod, ale i nevýhod. Přednosti lze spatřovat ve vysokém specifickém impulsu (až 4 000 Ns/kg), možnosti řízení vektoru i velikosti tahu ve větším rozsahu a restartovatelnosti. Mezi zápory lze zařadit složitou konstrukci, vysokou cenu a nižší spolehlivost.

Malé motory na kapalné pohonné látky se konstruují jako motory s přetlakovou dodávkou pohonných látek (většinou se jedná o monergoly, méně často o diergoly). Pohonná látka je umístěna v nádrži, ze které je vytlačována do spalovací komory přetlakem inertního plynu (dusík nebo helium). Aby bylo dosaženo správné funkce raketového motoru i v beztížném stavu, je v nádrži mezi pohonnou látku a inertním plynem pružná membrána [1]. Takovéto motory se používají jako korekční motory u sond, družic nebo kosmických lodí.

Dalším způsobem, jak dopravit palivo z nádrží do spalovací komory je použití turbočerpadel. Tento systém dodávky se ještě dále dělí v závislosti na tlaku ve spalovací komoře na nízkotlaké (0,5 – 3 MPa), středotlaké (3 – 9 MPa) a vysokotlaké (pokusně do 60 MPa) raketové motory a podle způsobu využití plynu z plynového generátoru na motory s otevřeným a uzavřeným pracovním cyklem. Po konstrukční stránce jsou jednodušší motory s otevřeným pracovním cyklem, ve kterých tlak ve spalovací komoře nepřesáhne hodnotu 12 MPa. K pohonu turbočerpadlových agregátů slouží plyn vzniklý v plynovém generátoru. Ten vzniká buď v jednokomponentním generátoru, ve kterém dochází k rozkladu pomocné látky (např. peroxid vodíku), jedné složky pohonné látky (např. asymetrický dimetylhydrazin) nebo k nedokonalému spalování obou složek pohonné látky s přebytkem paliva (méně často okysličovadla) – v tomto případě se jedná o dvoukomponentní generátor. Plyn odchází z turbíny buď do trysek řízení vektoru tahu, volně do okolního prostředí nebo se využívá k chlazení trysky v oblasti nízkého tlaku (ve spodní části). Ve všech těchto případech plyny odcházejí z motoru, nepřispívají k tahu a dochází tak ke ztrátám. Čím větší je tedy tlak ve spalovací komoře, tím větší je spotřeba plynového generátoru a z toho vyplývající ztráty. Pokud chceme tyto ztráty eliminovat a zvyšovat tlak ve spalovací komoře, musíme použít raketový motor s uzavřeným pracovním cyklem.

I u těchto motorů existuje bezpočet provedení. Za klasické můžeme považovat toto: okysličovadlo a část paliva je přiváděna do oxidačního plynového generátoru. Spalné plyny pohánějí turbočerpadlový agregát a odcházejí do spalovací komory. Zbývající část paliva slouží k chlazení spalovací komory a je po průchodu chladícím traktem přivedena do spalovací komory. Nedochází tedy ke ztrátám v turbočerpadlovém agregátu jako u motorů s otevřeným pracovním cyklem, ale veškeré složky pohonné látky se podílejí na vývinu 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. Další možností je použití dvou redukčních plynových generátorů, které pohánějí dva turbočerpadlové agregáty – jeden pro kapalný vodík a druhý pro kapalný kyslík. Pokud chceme dosáhnout maximálního výkonu a tlaku dodávky pohonných látek, použijeme dva plynové generátory. Plyn z oxidačního generátoru je veden do turbočerpadlového agregátu okysličovadla a plyn z redukčního generátoru do agregátu paliva. Existují však i kyslíko-vodíkové motory, u kterých není potřeba plynových generátorů. Veškerý vodík 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.

Kapalných pohonných látek, které je možno používat v raketových motorech, existuje velké množství, v praxi se však používá jen několik z nich. Jednosložkové kapalné pohonné látky (monergoly) jsou nestálé chemické sloučeniny, které se při styku s katalyzátorem začnou prudce rozkládat a uvolňují tak značné množství tepla. Dobrým příkladem může být peroxid vodíku, který se rozkládá na vodu a kyslík. Mezi další monergoly patří hydrazin, nitrometan nebo etylenoxid, které však mají poměrně malý specifický impuls a tak se využívají hlavně ve stabilizačních motorech [1]. Jejich velkou předností je zjednodušení motoru (viz motory s přetlakovou dodávkou paliva). Nejrozšířenější jsou dvousložkové kapalné pohonné látky (diergoly), z nichž se energie uvolňuje při hoření ve spalovací komoře. Jedna složka pohonné látky je palivo, druhou tvoří okysličovadlo. Z fyzikálního hlediska se diergoly dělí na kryogenní a nekryogenní. Kryogenní pohonné látky se musejí uchovávat při velmi nízkých teplotách (vodík při -259°C, kyslík při -218°C) naproti tomu nekryogenní lze skladovat při běžných teplotách – proto se někdy označují jako skladovatelné pohonné látky. Mezi nejrozšířenější dvousložkové pohonné látky patří kapalný kyslík (LOX) + kapalný vodík (LH2) – až 4 000 Ns/kg, LOX + raketový petrolej – až 3 200 Ns/kg, oxid dusičitý + asymetrický dimetylhydrazin (UDMH) – až 2 900 Ns/kg a další [viz 1, 2 nebo 4]. Většinu těchto směsí je potřeba ve spalovací komoře elektricky zažehnout, výjimku tvoří tzv. hypergolické pohonné látky, kdy při smíšení paliva a okysličovadla dochází k samovznícení. Jeden příklad za všechny – oxid dusičitý + UDMH. Specialitou jsou třísložkové pohonné látky, u kterých specifický impuls dosahuje hodnoty 4 700 Ns/kg. Mezi experimentálně používané pohonné látky patří LH2 jako palivo + LOX a kapalný ozón jako okysličovadlo nebo raketový petrolej jako palivo + LOX a kapalný fluór jako okysličovadlo. Ani jedna z těchto směsí není ekologická ani bezpečná, proto se zůstalo pouze u experimentů. Výsledkem je např. ruský motor RD-301 používající kapalný fluór a čpavek.

V kosmonautice dosud nepoužité jsou hybridní raketové motory, u nichž je jedna složka pohonné látky v tuhém skupenství a druhá v kapalném. Ve spalovací komoře je blok paliva tvořený práškovým kovem (hliník, berylium) a pojivem. Do komory se vstřikuje kapalné okysličovadlo – 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 [1], nenašel dodnes tento druh pohonu cestu k praktickému využití.

Za celou kosmickou éru vzniklo velké množství kvalitních raketových motorů. 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. Pro zajímavost uvádíme, že turbočerpadlový agregát na kapalný vodík má výkon 56,5 MW při 37 250 ot./min, a to vše při hmotnosti 320 kg [4]! 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 – takže si o první příčce rozhodněte sami.

Podrobně rozebírat všechny raketové motory a způsoby jejich funkce a konstrukce je nad rámec tohoto článku a pravděpodobně bychom se stejně nedobrali konce. Pokud jste však dočetli až sem a rádi byste ve čtení pokračovali, zkuste si v knihovně vyhledat některou z níže uvedených knih nebo navštivte internetové stránky některého z výrobců raketových motorů.