Raketový motor na tuhé pohonné látky

z Wikipédie, slobodnej encyklopédie
Prejsť na: navigácia, hľadanie
Raketoplán Space Shuttle používa dva pomocné motory na tuhé palivo

Raketový motor na tuhé pohonné látky (tiež raketa na tuhé palivá) je druh raketového motora, ktorého palivo aj okysličovadlo sa nachádza v tuhom stave (nejedná sa iba o pevné skupenstvo). Ide o najdlhšie známy druh raketového pohonu. Prvé zmienky pochádzajú z 13. storočia z Číny a Arábie, kde bývali rakety poháňané strelným prachom používané na tvorbu ohňostrojov a ako zbraň. Tuhé palivá boli jediným druhom raketového pohonu až do začiatku 20. storočia, kedy boli podniknuté prvé pokusy s tekutým palivom. V dnešnej dobe je hlavnou oblasťou využitia rakiet na tuhé palivá vojenstvo, ohňostroje a kozmický priemysel. Pre vesmírne aplikácie sa využívajú hlavne ako urýchľovacie a pomocné motory, ale niekoľko typov rakiet využíva tuhé palivá aj ako hlavné palivo.

Základná koncepcia[upraviť | upraviť zdroj]

Rez raketou na tuhé pohonné látky

Základnými súčasťami motora sú plášť, dýza, palivová náplň a zapaľovače. Plášť slúži ako spaľovacia komora, je vyplnený palivom. Jednoduché rakety majú celý priemer vyplnený palivom a "odhorievajú" odspodu, moderné a výkonné rakety majú rôznu geometriu výplne s rôzne tvarovaným kanálikom, aby dosiahli požadovanú plochu horenia. Palivo tak horí po celej dĺžke. Palivová náplň je kompozíciou okysličovadla, paliva a rôznych ďalších prímesí, ktorá sa za bežných teplôt chová ako tuhé teleso. Po zapálení začne horiace palivo produkovať veľké množstvo plynov. Plyny vystupujú zo spaľovacej komory dýzou, ktorej tvar je prispôsobený pre udržanie tlaku v komore.

Jednoduchý motor nemožno vypnúť a reštartovať, ani sa nedá operatívne regulovať jeho ťah. Akonáhle je zapálený, má všetko potrebné na činnosť a horí, kým nedôjde palivo. Pokročilejšie konštrukcie dokážu regulovať ťah počas činnosti pomocou otvorov, ktoré vypúšťajú plyny mimo dýzy, alebo pomocou špeciálneho prispôsobenia geometrie paliva na dosiahnutie rôzneho ťahu v daných fázach letu. Niektoré moderné motory môžu byť zastavené a reštartované. Využíva sa buď systém pre uhasenie reakcie v spaľovacej komore, alebo sú motory zostavené z niekoľkých postupne zapaľovaných segmentov (napr. Space Shuttle Solid Rocket Booster).

Moderné motory môžu disponovať dodatočnými zariadeniami, ako napríklad systémom smerovania dýzy, navádzacím systémom, sebadeštrukčným systémom, padákom, menšími pomocnými motormi atď.

Konštrukcia[upraviť | upraviť zdroj]

Návrh motora začína u potrebného impulzu, z neho vychádza množstva potrebného paliva a okysličovadla. Ďalšie hlavné parametre sú odvodené od požadovaných prevádzkových podmienok a prevádzkovej charakteristiky pre danú funkciu, ktorú bude motor plniť. Pre dosiahnutie optimálneho chodu je potrebná spolupráca niekoľkých vedných odborov, chémie, metalurgie, fyziky a ďalších. Hlavné parametre, ktoré určujú výslednú charakteristiku motora, sú: typ paliva, geometria palivovej kompozície, tvar dýzy a odolnosť plášťa. Nasledujúce prevádzkové parametre sú riešené samostatne alebo kompromisom.

  • Stabilné a predvídateľné spaľovanie je určované povrchom palivovej náplne a tlakom v komore.
  • Tlak v spaľovacej komore je určený geometriou dýzy a rýchlosťou spaľovania paliva.
  • Maximálny dovolený tlak v spaľovacej komore je určený použitým materiálom plášťa.
  • Dĺžka horenia je závislá na hrúbke vrstvy a množstva paliva

Geometria rozloženia paliva[upraviť | upraviť zdroj]

Palivo horí na povrchu a postupne prehorieva hlbšie. Geometria rozloženia paliva v spaľovacej komore tak hrá dôležitú úlohu v celkovom výkone motora. Tvar výplne sa postupne mení a tým sa mení aj povrch výplne, vystavený prúdiacim spalinám. Hmotnostný prietok Qm (kg/s) spalín je funkciou hustoty paliva ρ, okamžitého povrchu horiacich plynov As a lineárnej rýchlosti horenia daného paliva br (m/s).

\Q_m = \rho \cdot A_s \cdot b_r

Bežne sa používa niekoľko geometrických konfigurácií paliva:

  • Kruhový otvor – poskytuje progresívne-regresívnu krivku ťahu
  • Otvor v tvare C – Mimo os motora je umiestnený veľký otvor. Poskytuje znižujúci sa ťah po dlhšiu dobu. Dochádza nerovnomernému ohrevu a nerovnomernosti vektora výstupných plynov.
  • Mesiačikový otvor – Kruhový otvor mimo os. Krivka ťahu je progresívne-regresívna, dlhší ťah, teplotné a ťahové nerovnomernosti.
  • Finocyl – Otvor v tvare päť alebo šesťcípej hviezdy. Stály ťah, horí kratšiu dobu.

Plášť[upraviť | upraviť zdroj]

Plášť môže byť vyrobený z mnohých rôznych materiálov. Malé rakety poháňané strelným prachom majú plášť z kartónu, silnejšie motory používajú hliníkové zliatiny, silné motory ako Castor majú plášť z ocele a moderné motory používajú kompozitné materiály z uhlíkových vlákien a epoxidovej živice, napríklad motory GEM. Plášť musí byť dostatočne odolný, aby vydržal pomerne veľké tlaky (1 – 10 MPa) a vysoké teploty. Preto z konštrukčného hľadiska ide o tlakovú nádobu. Ako ochrana pred teplotou a korozívnymi účinky spalín sa často používa ablatívny nástrek na vnútorných stranách plášťa. Dôležitou časťou plášťa je tesnenie, zlyhanie tesniaceho o-krúžku bolo príčinou havárie raketoplánu Challenger.

Dýza[upraviť | upraviť zdroj]

Dýza raketového motora na tuhé pohonné látky sa veľmi nelíši od dýzy motora na kvapalné palivá. Tvarom ide o lavalovu dýzu. Oproti motoru na kvapalné palivá ju nemožno chladiť regeneratívne a materiál dýzy tak musí vydržať vysoké teploty. Materiál býva na báze grafitu alebo sa používa uhlík-uhlíkový laminát. Niektoré motory majú systém vektorovania ťahu pomocou výkyvnej dýzy (Space Shuttle SRB) alebo sa používa systém LITV. LITV (liquid injection Thrust vectoring) je systém vstrekovania kvapalnej látky do prúdu spalín za ústím dýzy, kde dôjde k rozkladu a odpareniu kvapaliny, čo zvýši ťah a poskytne kontrolný moment.

Výkon a použitie[upraviť | upraviť zdroj]

Motor GEM-60 rakety Delta IV

Moderný motor s vysoko energetickým palivom dosahuje špecifický impulz (Isp) až 2600 N.s/kg (265 sekúnd), v porovnaní s motormi na kyslík a RP-1 s Isp 3500 N.s/kg a kvapalným vodíkom s Isp 4500 N.s/kg, nie sú tieto motory tak palivovo účinné, avšak ich cena je oveľa nižšia ako cena motorov na kvapalné palivá. V kozme sa používajú hlavne ako pomocné štartovacie motory (napríklad Space Shuttle Solid Rocket Booster) kedy dokážu vyvinúť ťah v rádoch MN (mega newton). Často sa používajú pre finálne navedenie družice na obežnú dráhu.

Vďaka možnosti dlhodobého skladovania a možnosti okamžitého odpálenia, majú široké uplatnenie vo vojenských aplikáciách. Po konci studenej vojny boli bývalé medzikontinentálne rakety prestavané na kozmické nosiče. Rakety Minuteman a Peacekeeper slúžia ako základ ľahkých nosných rakiet Minotaur.

Zdroje[upraviť | upraviť zdroj]

Tento článok je čiastočný alebo úplný preklad článku Raketový motor na tuhé pohonné látky na českej Wikipédii.

Externé odkazy[upraviť | upraviť zdroj]