Raketni motor

Iz Wikipedije, proste enciklopedije
Skoči na: navigacija, iskanje
RS-68 raketni motor
Viking 5C

Raketni motor, lahko tudi samo "Raketa", je tip reaktivnega motorja[1], ki uporablja shranjeno gorivo in oksidator za potisno silo (reakcijo) - po pravilih 3. Newtonovega zakona. Nekateri motorji uporabljajo samo gorivo (reakcijsko maso) brez oksidatorja. Raketne motorje lahko uporabljamo v vakuumu (vesolju). Uporabljajo se tudi za pogon vojaških raket, raketnih letal, ognjemete in drugo.

Terminologija[uredi | uredi kodo]

Kemični raketni motor poganja jih eksotermična kemična reakcija

Raketni motor na trdo gorivo uporablja trdo gorivo za pogon

Raketni motor na tekoče gorivo uporablja gorivo v tekočem agregatnem stanju

Hibridni raketni motor uporablja trdo gorivo v zgorevalni komori, druga komponenta je lahko tekoča ali plinasta

Termalni raketni motor uporabljajo inertno gorivo, ki ga segreje drug vir toplote (npr. sončni žarki, jedrski reaktor, usmerjeni energetski žarki)

Monogorivni raketni motor uporabljajo samo eno gorivo (npr. hidrazin ali vodikov peroksid), ki ga razgradi katalizator

Princip delovanja[uredi | uredi kodo]

Raketni motorji ustvarjajo potisk z visokohitrostnim izpuhom. Izpuh, ki je skoraj vedno v plinastem agregatnem stanju, nastane pri visokotlačnem (10-200 barov) zgorevanju goriva in oksidanta v zgorevalni komori. Izpuh iz zgorevalne komore gre potem skozi ozko grlo (ang. de Laval nozzle), kjer se toplotna energija spremeni v kinetično (visokohitrostno) energijo izpuha. Ta reakcija ustvarja potisk v nasprotno smer. Za najbolj efektivno delovanje rakete so potrebni karseda visoki tlaki in temperature.

Obstajajo pa tudi kemično inertna goriva (tudi reakcijska masa), ki jo segrejemo z visokoenergetskim izmenjevalnikom in s tem dosežemo visokohitrostne izpuhe. Pri nekaterih motorjih lahko uporabimo elektriko (oziroma druge električne efekte) za pospeševanje reakcijske mase. Pri tem sistemu ne uporabimo zgorevalne komore, ker ne pride do zgorevanja goriva in oksidatorja, zato oznaka - reakcijska masa. Pri večini raket je gorivo vir energije in hkrati tudi reakcijska masa (snov, ki povzroča potisk) pri ionskem potisniku pa je reakcijska masa npr. ksenon, vir energije pa elektrika.

Raketni motorji na trdo gorivo so mešanica goriva in oksidatorja v obliki majhnih drobcev (ang. grain). Ohišje je prostor za shranjevanje goriva in hkrati tudi zgorevalna komora. Raketnih motorjev na trdo gorivo ni možno ustaviti, ko jih enkrat zaženemo - ustavijo se, ko se porabi vse gorivo. Prav tako se ne da regulirati njihove moči, pasivno se da regulirati njihovo moč s tem, kako jih zgradimo. Rusi ne uporabljajo takih motorjev za rakete s človeško posadko. Američani so uporabili dva (ang. SRB Solid Rocket Booster) za pogon raketoplana Space Shuttle.

Raketni motorji na tekoče gradivo imajo ločene tanke za gorivo in oksidator. Vsak snov poganja lastna turbočrpalka v zgorevalno komoro, kjer se zmešata in zgorita.


Specifications
  RL-10 HM7B Vinci KVD-1 CE-7.5 CE-20 YF-75 YF-75D RD-0146 ES-702 ES-1001 LE-5 LE-5A LE-5B
Country of origin Flag of the United States.svg ZDA Zastava Francije Francija Zastava Francije Francija Zastava Sovjetske zveze Sovjetska zveza Zastava Indije Indija Zastava Indije Indija Zastava Ljudske republike Kitajske Ljudska republika Kitajska Zastava Ljudske republike Kitajske Ljudska republika Kitajska Zastava Rusije Rusija Zastava Japonske Japonska Zastava Japonske Japonska Zastava Japonske Japonska Zastava Japonske Japonska Zastava Japonske Japonska
Cycle Expander Gas-generator Expander Staged combustion Staged combustion Gas-generator Gas-generator Expander Expander Gas-generator Gas-generator Gas-generator Expander bleed cycle
(Nozzle Expander)
Expander bleed cycle
(Chamber Expander)
Thrust (vac.) 66.7 kN (15,000 lbf) 62.7 kN 180 kN 69.6 kN 73 kN 200 kN 78.45 kN 88.26 kN 98.1 kN (22,054 lbf) 68.6kN (7.0 tf)[2] 98kN (10.0 tf)[3] 102.9kN (10.5 tf) r121.5kN (12.4 tf) 137.2kN (14 tf)
Mixture ratio 5.2 6.0 5.2 6.0 5.5 5 5
Nozzle ratio 40 100 80 80 40 40 140 130 110
Isp (vac.) 433 444.2 465 462 454 443 438 442 463 425[4] 425[5] 450 452 447
Chamber pressure :MPa 2.35 3.5 6.1 5.6 5.8 6.0 3.68 7.74 2.45 3.51 3.65 3.98 3.58
LH2 TP rpm 125,000 41,000 46,310 50,000 51,000 52,000
LOX TP rpm 16,680 21,080 16,000 17,000 18,000
Length m 1.73 1.8 2.2~4.2 2.14 2.14 2.8 2.2 2.68 2.69 2.79
Dry weight kg 135 165 280 282 435 558 550 242 255.8 259.4 255 248 285

Sklici in reference[uredi | uredi kodo]

  1. ^ George P. Sutton and Oscar Biblarz (2001). Rocket Propulsion Elements (7th izd.). Wiley Interscience. ISBN 0-471-32642-9.  See Chapter 1.
  2. ^ without nozzle 48.52kN (4.9 tf)
  3. ^ without nozzle 66.64kN (6.8 tf)
  4. ^ without nozzle 286.8
  5. ^ without nozzle 291.6