Hnací raketový motor kapalina je druh raketového motoru pomocí hnací tekutiny pro její provoz. Jako pevné nebo hybridní raketové motory, tento typ pohonu využívá chemickou energii obsaženou v hnací látky, která se uvolňuje buď exotermní reakcí dusičnanu amonného podporující hoření a palivem , nebo rozkladem . Stejně jako všechny raketové motory pracuje tak, že vyvrhuje množství plynů produkovaných chemickou reakcí vysokou rychlostí proti směru požadovaného pohybu a může pracovat ve vakuu, protože ve vnějším prostředí nepřijímá svůj oxidační prostředek. Hlavní součásti motoru na kapalná paliva jsou seskupeny v rámci přívodního systému odpovědného za uvedení hnacích plynů na očekávaný tlak a do spalovací komory, ve které probíhá chemická reakce a produkuje plyny, které jsou vypuzovány do trysky . Používá se prakticky na všech odpalovacích zařízeních, která vynesly na oběžnou dráhu satelity , vesmírné sondy a kosmické lodě s posádkou.
Existuje mnoho konfigurací raketových motorů: nejjednodušší, používaný pro nízké tahy, je založen na systému dodávky paliva pod tlakem. Nejsložitější, které umožňují dosažení tahů až téměř tisíce tun, používají turbočerpadla, která se otáčejí velmi vysokou rychlostí a spalují kryogenní pohonné hmoty, jako je kyslík nebo kapalný vodík . Na rozdíl od motorů na tuhá paliva lze tah značně modulovat za cenu zvýšené složitosti. Vývoj raketových motorů na kapalná paliva začal ve 20. letech 20. století a dostal první operační aplikaci s německou raketou V2 (1943). Jeho použití bylo zobecněno v balistických raketách vyvinutých v padesátých letech minulého století a poté rozšířeno na odpalovací zařízení na konci tohoto desetiletí. Vývoj různých konfigurací i vývoj nejsilnějších motorů probíhal v 60. a 70. letech.
Bylo to ve 20. letech 20. století, kdy ruský průkopník astronautiky Constantin Tsiolkovskij navrhl první použití tohoto typu motoru pro průzkum vesmíru . Pedro Paulet jako první provozoval tento typ motoru v roce 1897 v Paříži .
Na začátku, v letech 1920-1940, několik průkopníků testovalo několik modelů tohoto typu motoru. Mezi nimi Robert Goddard , Robert Esnault-Pelterie a Friedrich Tsander , poté od 30. let Valentin Glouchko z GIRD . V Německu, během druhé světové války , Wernher von Braun , Walter Dornberger, který vyvinul impozantní rakety V2 . V 50. až 70. letech je proudová letadla používala jako pomocný motor, například raketové motory SEPR používané francouzskými Mirage III .
Během studené války soutěž mezi těmito dvěma bloky umožňovala vznik stále sofistikovanějších motorů a vozidel s dopady, které známe: Sputnik , program Apollo , raketoplán , mezinárodní vesmírná stanice , Sojuz atd.
Dnes tento typ motoru používají prakticky všechna vesmírná vozidla, několik experimentálních letadel a několik balistických raket .
Raketový motor zahrnuje:
Tyto hnací prostředky musí být vstřikován pod tlakem do spalovací komory. Podle úrovně tahu motoru a požadovaného výkonu lze použít několik palivových systémů. Skupiny napájecích systémů, od nejjednodušších po nejsložitější, jsou: zásobování tlakem nádrží, expanzní cyklus, cyklus generátoru plynu a postupný spalovací cyklus.
Ať už je palivový systém jakýkoli, spoléhá se na potrubí a ventily, které často musí pracovat za extrémních teplotních a tlakových podmínek: například ventil, který řídí obtok kyslíkového turbodmychadla motoru. J-2 vidí přechod při spuštění kapalného vodíku na - 252,87 ° C a druhou později spáleného plynu, jejíž teplota dosahuje 400 ° C . V případě amerických motorů se na začátku vesmírného věku často používaly škrticí ventily, ale dnes se upřednostňují kulové ventily, protože k jejich ovládání je zapotřebí menší síly a umožňují modulaci s větší přesností toku pohonných hmot. Systém, který řídí pohon rakety, působí na ventily pomocí pneumatických ovladačů, které čerpají energii například z tlakového heliového okruhu.
Nejjednodušší metodou natlakování hnacích plynů, které napájejí spalovací komoru, je udržování vysokého tlaku v nádržích pomocí inertního plynu, jako je dusík nebo helium . Toto řešení však vyžaduje, aby nádrže měly dostatečně silné stěny, aby odolaly tomuto tlaku. Tento režim napájení je proto vyhrazen pro raketové motory, které musí zajišťovat snížený tah, protože u výkonnějších motorů, a tedy s velkými nádržemi, vede toto řešení k příliš velké hmotnosti nádrží kvůli tloušťce stěn nádrží. Obecně je inertní plyn používaný pro natlakování skladován za velmi vysokého tlaku v samostatné nádrži. Jeho vstřikování do nádrže na pohonné hmoty je řízeno systémem regulace tlaku. Inertní plyn může být také produkován generátorem plynu nebo odkloněním malé části hnacích plynů pod tlakem. Je také možné snížit množství použitého inertního plynu jeho průchodem tepelným výměníkem, který je nedílnou součástí spalovací komory , což zvyšuje jeho teplotu a tím i jeho tlak. Systém natlakování lze značně zjednodušit (na úkor výkonu) odstraněním nádrže, ve které je uložen stlačený plyn ( odkalovací režim ): je umístěna ve stejné nádrži jako pohonné hmoty, ale najednou je pro ni zapotřebí většího objemu. Tlak vyvíjený inertním plynem klesá s vyprazdňováním nádrže, což má za následek méně optimální míchání dvou pohonných látek a vyžaduje, aby spalovací komora pracovala v relativně širokém tlakovém rozmezí. K oddělení hnacího plynu a inertního plynu lze použít různé systémy - elastickou membránu, píst nebo vlnovec, aby se zabránilo vstupu tohoto plynu do potrubí zásobujících spalovací komoru a jeho rušení. Toto zařízení je zvláště nutné, když raketa prochází příčnými zrychleními nebo fázemi beztíže, které mohou vést k vytváření plynových bublin v hnacích látkách.
Energetický systém turbočerpadla se používá u motorů se středním a vysokým tahem . V tomto systému se zvyšuje rychlost hnacích plynů a tím i tlak v napájecím okruhu díky turbočerpadlu, které se otáčí několika desítkami tisíc otáček za minutu. To je poháněno plynovou turbínou, která je sama zásobována v nejčastějším případě generátorem plynu . Existuje několik variant tohoto krmného systému, které se vyznačují rostoucí složitostí.
Expandovací cyklusV expanzním cyklu není turbočerpadlo aktivováno plyny dodávanými prvním spalováním, ale samotnou expanzí kryogenního hnacího plynu, který cirkuluje ve stěnách spalovací komory, aby ji ochladil, a tak prochází z kapalného stavu v plynném stavu . Toto zařízení umožňuje eliminovat generátor plynu a snižuje teplotu, které musí turbína odolat, ale neumožňuje dosáhnout tak vysokého tlaku na vstupu do spalovací komory. Ve skutečnosti je množství tepla dodávaného spalovací komorou, které určuje množství zplyňovaných hnacích plynů, a tím i rychlost pohonu turbočerpadla, omezeno velikostí komory. Existuje několik variant tohoto cyklu. V nejběžnější variantě je cyklus uzavřen, to znamená, že zplyňovaný hnací plyn, který byl použit k pohonu turbočerpadla, je znovu vstřikován do spalovací komory. Cyklus lze otevřít, v takovém případě je tato pohonná látka buď vyhozena do prostoru turbočerpadlem, nebo vstřikována do spodní části trysky, aby se tato tryska ochladila. V otevřeném okruhu se část energetického potenciálu hnacích látek nevyužívá, ale na druhé straně turbočerpadlo nemusí před vstřikováním do spalovací komory znovu stlačit použitou hnací látku k jejímu otočení. Tato charakteristika umožňuje dosáhnout ve spalovací komoře tlaků dvakrát až třikrát vyšších, a tím zmenšit průměr hrdla trysky. Tato geometrie zase umožňuje zvýšit poměr průřezu rozbíhající se části a tím zvýšit expanzi ve vakuu vypouštěných plynů, což vede k lepší účinnosti.
Tento vzorec umožňuje získat výkonné motory (dobrý specifický impuls ), ale jejichž tah je mírný (maximálně přibližně 20 až 30 tun). Tento energetický systém se používá pro kryogenní raketové motory pohánějící horní raketové stupně, jako je RL-10 (motor používaný kentaurským stupněm nebo evropský motor Vinci, který má pohánět druhý stupeň rakety Ariane 6) .
Cyklus generátoru plynuV této architektuře je pohonný systém čerpadla nezávislý na dodávce hnacích plynů do spalovací komory: část hnacích plynů se spaluje v generátoru plynu , produkované plyny pohánějí turbínu a poté se odvádějí bez průchodu nebo skrz spalovací komoru nebo tryskou. Toto řešení je méně účinné než následující, protože se ztrácí část energie produkované pohonnými látkami používanými generátorem plynu. Na druhou stranu to umožňuje navrhnout jednodušší motor. Pro střední a vysoký výkon je to nejčastěji používaný systém. Nejznámějšími motory jsou americký F-1 pohánějící první stupeň rakety Saturn V , kryogenní motor J-2 druhého stupně této rakety, vikingský motor prvních evropských raket Ariane , první verze japonských LE-5 a motor Vulcain pohánějící raketu Ariane 5 .
Postupné spalováníPro získání obzvláště účinných motorů musí být tlak ve spalovací komoře co nejvyšší. Je možné dosáhnout 250 až 300 bar pomocí postupného spalovacího energetického cyklu. Přitom velká část pohonných látek prochází spalovací předkomorou, kde jsou částečně spálena. Plyny opouštějící tuto předkomoru pohánějí turbíny před vstřikováním do spalovací komory. Ve spalovací předkomoře je podíl okysličovadla (kyslíku) záměrně příliš vysoký na to, aby bylo spalování úplné, což umožňuje jeho udržování na mírné teplotě. Systém je efektivnější, ale výsledkem je těžší a složitější motor. Používají se k pohonu nejsilnějších. Nejslavnější motory tohoto typu jsou RD-170 , nejsilnější v této kategorii, je RS-25 z amerického raketoplánu , který má tu zvláštnost, že jsou opakovaně použitelné je japonský LE-7 a sovětský NK-33. .
Ruský raketový motor RD-170 je nejvýkonnějším raketovým motorem s postupným spalováním
Raketový motor RS-25 amerického raketoplánu
LE-7 je středně výkonu motoru vyvinutý japonskými inženýry
U velmi malých raketových motorů lze natlakování pohonných hmot provádět pomocí čerpadla poháněného elektromotorem. To je případ motoru Rutherford používaného raketami. Společnost Electron of Rocket Lab používá čerpadla poháněná elektromotory, která jsou zase napájena bateriemi na lithium .
Spalovací komora je místo, kde dochází ke spalování pohonných hmot . Aby se zmenšil rozměr a tím i hmotnost raketového motoru, musí být tlak ve spalovací komoře co nejvyšší. Hnací látky se obecně stříkají v poměrech, které zajišťují téměř úplné spalování ( stechiometrické míchání ), což předpokládá homogenitu směsi při optimalizaci specifického impulsu . Poměr mezi průtokem hnacích látek je definován směšovacím poměrem . Aby se maximalizoval tah, může být někdy výhodné použít nestechiometrické poměry. Například s párem kyslík-petrolej skutečně některé rakety zvyšují obsah kyslíku nad stechiometrický poměr, aby snížily teplotu spalovací komory a zvýšily tah, protože objem produkovaného plynu je pak větší. Volba poměru je proto obzvláště složitá.
Vstřikovač, který odesílá palivo a okysličovadlo do spalovací komory, je nejdůležitější složkou spalovací komory. Existují dva typy injektorů:
Existuje několik variant upevnění injektoru: koaxiální (připojení odstředivého injektoru a lineárního umožňuje dosáhnout vynikající směsi), ve sprchové hlavě (lze aplikovat prakticky na všechny typy), s křížovými tryskami, kde se trysky několika vstřikovačů setkávají a atomizace (pouze s lineárními injektory) atd.
Může se stát, že lokální poruchy vibrační povahy plamene vedou k obecnému narušení toku, které může vést k úplnému zničení motoru. Aby bylo možné čelit tomuto jevu, jsou k dispozici separace, které rozdělují oblast vstřikování do nezávislých prostorů a omezují tak zesílení poruch. Tento problém nestability se stává obzvláště akutním u velkých spalovacích komor, zejména když je molekula paliva velká (petrolej). Američané s ním byli konfrontováni během vývoje obřího raketového motoru F-1.
Pokud není hypergolická, musí být směs zapálena zařízením, jehož spolehlivost je základním kritériem. Lze implementovat různé metody:
U motorů s velkým tahem, včetně velké spalovací komory, je důležité, aby bylo spalování spouštěno rovnoměrně, aby nevznikaly oblasti, kde se hromadí nespálené pohonné látky. Ve skutečnosti v této konfiguraci mohou nastat výbušné jevy generující tlakové vlny, které mohou vést ke zničení spalovací komory. Nahromadění oxidantu (větší než stochiometrický poměr ) může také vést k perforaci spalovací komory, která není obecně navržena tak, aby vydržela tuto kombinaci při vysoké teplotě.
Tryska umožňuje zrychlit plyny vznikající při spalování, které jsou vystaveny velmi vysokým tlakům a teplotám, a to tak, že jim dodává rychlost podél osy rakety (pokud se raketa neodchyluje). Tryska má tvar sbíhajícího se potom rozbíhajícího se kužele, který umožňuje plynům překračovat rychlost zvuku: před hrdlem je rychlost plynu podzvuková a po směru nadzvuková. V přítomnosti atmosféry je tah optimální, když je tlak plynů na výstupu z trysky roven tlaku okolí. Trysky prvního stupně jsou proto kratší než trysky stupňů, které musí pracovat ve vakuu. Pro omezení objemu může být tryska raketových motorů horních stupňů částečně roztažitelná.
Stěny spalovací komory i stěny trysky jsou přivedeny na velmi vysoké teploty (několik tisíc stupňů) a musí být chlazeny, protože neexistuje slitina, která by těmto teplotám odolávala. Mnoho motorů pracuje s alespoň jedním hnacím plynem skladovaným při velmi nízké teplotě, takže zůstává v kapalné formě. Tyto pohonné látky, známé jako kryogenní pohonné hmoty, jsou kyslík, vodík a metan. Nejběžnější způsob udržování stěny spalovací komory na přijatelné teplotě spočívá v cirkulaci jednoho z těchto hnacích plynů uvnitř stěny komory, která je pro tento účel dutá nebo je vytvořena ze sousedících trubek. V závislosti na architektuře motoru může být pohonná látka použitá k chlazení znovu vstřikována do spalovací komory (uzavřený nebo regenerační cyklus) nebo méně účinná na konci trysky (otevřený cyklus, chlazení ztracenou kapalinou). Prostor, ve kterém cirkuluje chladicí palivo, sestává z jemných trubek, vyfrézovaných do stěny nebo cirkulujících v potrubích namontovaných k motoru. Celá je pokryta pláštěm obecně vyrobeným z oceli nebo slitiny titanu .
Předchozí metoda nefunguje, pokud jsou dvě použité pohonné látky skladovány při pokojové teplotě. To je například případ motorů pracujících se směsí peroxidu dusíku a UDMH používaných v mnoha motorech vyvinutých v 60. a 70. letech. V tomto případě je jedno z hnacích plynů použito částečně k vytvoření filmu, který trvale zakrývá vnitřní stěnu spalovací komory a je vložen mezi ni a horké plyny vznikající při spalování. Tento film je vytvářen a neustále obnovován buď díky periferním injektorům, které promítají hnací plyn na zeď, nebo prostřednictvím perforací, které lemují stěnu.
Stěna vystavená teplu zahrnuje stěnu samotné spalovací komory, hrdlo trysky a vnitřní stěnu trysky. Tato takzvaná sestava vnitřní stěny je vyrobena z materiálů vhodných pro tepelné namáhání. Výrobci motorů mohou používat:
Nestability spalování jsou jedním z nejobtížnějších jevů, které lze během vývoje motoru eliminovat, protože je obtížné určit jejich dynamiku. Čím silnější je motor, tím jsou potenciálně důležitější nestability. Konstruktéři sovětských motorů se rozhodli v padesátých letech minulého století obejít problém zvýšením počtu spalovacích komor (a tedy trysek) zásobovaných jediným turbodmychadlem. Jedná se o tento typ motoru, který pohání první stupeň odpalovače Sojuz ( komory RD-107 RD-108 : 4) a který se používá u nejvýkonnějšího produkčního motoru, modelu RD-170 se 4 komorami.
Jednou z hlavních výhod raketových motorů na kapalná paliva oproti jiné velké rodině raketových motorů na tuhá paliva je schopnost těchto motorů měnit jejich tah. Tato vlastnost je velmi zajímavá pro omezení zrychlení odpalovacího zařízení při snižování jeho hmotnosti. Je také nutné při použití raketových motorů k přistání stroje (automatické sondy nebo plavidla s posádkou) na planetě. Modulace tahu je dosažena úpravou průtoku pohonných hmot vstřikovaných do spalovací komory. Aby bylo možné nastavit nastavitelný tah, je nutné, aby v různých režimech tankování bylo spalování stabilní, což ztěžuje vývoj motoru.
Aby bylo možné opravit orientaci kosmického vozidla (odpalovacího zařízení, plavidla) poháněného raketovým motorem, musí být možné orientovat tah. Tah raketového motoru na kapalná paliva lze relativně snadno orientovat: zvedáky se používají k naklonění motoru s tryskou o několik stupňů. S jediným motorem lze dosáhnout pohybu stoupání a vybočení, ale o válec se musí starat specializované motory. Na pódiu poháněném čtyřmi motory může být podporován také pohyb válce. Pokud je tah několik tun, jsou zvedáky ovládány elektromotorem, kromě toho hydraulickými zvedáky. Orientaci tahu lze dosáhnout také variabilní kombinací působení několika specializovaných motorů nazývaných noniem .
Motor opakovaně použitelný několikrát
Turbočerpadlo
Sestava plynové turbíny a turbočerpadla
Sestava plynové turbíny a turbočerpadla V-2
Raketové motory s nízkým tahem (tah 0,1 až 400 kg ) se používají jako pomocné prostředky pro úpravu polohy odpalovacího zařízení, korekci jeho trajektorie, úpravu oběžné dráhy satelitu, provádění manévrů, změnu rychlosti otáčení. Kosmická loď může mít velmi velké množství těchto malých trysek. V závislosti na jejich přiřazení mají tyto motory velmi specifické vlastnosti: pracují velmi často, generují dokonale kalibrovaný mikroskop, mikroskopické tahy s velmi krátkými pauzami ...
Obecně platí, že směs spalovaná ve spalovací komoře se skládá ze dvou prvků: paliva a okysličovadla, které spalováním transformuje chemickou energii na energii. Mnoho obleků bylo testováno na počátku vesmírného věku, ale dnes se používá jen velmi málo obleků.
Některé motory s nízkým tahem používají jednu pohonnou látku. Nejčastěji se používá hydrazin, který se za přítomnosti katalyzátoru rozkládá za vzniku exotermické reakce. V minulosti byly vyzkoušeny kombinace se 3 hnacími plyny, ale žádný z nich nepřišel do provozní fáze z důvodů souvisejících s jejich složitostí implementace.
Existuje mnoho charakteristik, které lze použít k měření výkonu raketového motoru. Některé jsou důležité ve všech případech použití:
Ostatní vlastnosti se berou v úvahu pouze pro určitá použití:
Použití hnacího plynu s nízkou hustotou, jako je vodík, může vyvolat nepřímý trest, protože vyžaduje velké nádrže, a proto přispívá ke zvýšení odporu ve spodních vrstvách atmosféry. Použití kryogenních pohonných látek vyvolává pokutu spojenou s přítomností tepelně izolačních vrstev.
Výhody a nevýhody raketového motoru na kapalná paliva ve srovnání s pohonem na tuhá paliva jsou následující:
SSME | D-2 | RD-170 | Vulcan 2 | Vinci | F-1 | Raptor | |
---|---|---|---|---|---|---|---|
Tah na zem / do prázdna | 1860 kN / 2279 kN | / 1033 kN | 7887 kN | / 1340 kN | / 180 kN | 6770 kN / | 1962 kN / 2116 kN |
Ergoly | LOX / LH2 | LOX / LH2 | LOX / RP-1 | LOX / LH2 | LOX / LH2 | LOX / RP-1 | LOX / CH4 |
Impuls specifický pro zem / vakuum | 363 s. / 452,3 s. | 200 s. / 421 s. | 309 s / 368 s | - / 431 s | - / 465 s | 263 s / | 330 s / 356 s |
Poměr hmotnosti tahu | 73,18 | 82 | |||||
Systém krmení | Postupné spalování | Postupné spalování | Integrovaný generátor plynu / průtoku | Expandovací cyklus | Generátor plynu | Postupné spalování | |
Tlak ve spalovací komoře | 206 barů | 30 barů | 245 barů | 115 barů | 60 barů | 70 barů | 330 barů |
Další architektonický prvek | Znovu použitelný | 4 spalovací komory | Nasazitelný divergentní | Znovu použitelný | |||
Hmotnost motoru | 3,526 t . | 1438 t . | 9,5 t . | 2,1 t . | ~ 0,55 t . | 9,153 t | t |
Výška / průměr | 4,3 × 2,4 m | 3,38 m / 2,01 m | 3,78 / 4,02 m | 3,45 / 2,10 m | 2,37 - 4,20 m / 2,20 m | 5,79 m / 3,76 m . | 3,1 m / 1,3 m . |
Modulární tah | 20% -100% | ||||||
Zpráva sekce | 77 | 28 | 36,87 | 58.3 | 243 | ||
Další vlastnosti | Znovu zapálitelný | Znovu zapálitelný | |||||
Ve výrobě | devatenáct osmdesát jedna | 2016/2017 | |||||
použití | Americký raketoplán | Saturn V , Saturn 1B | Energia , Zenit | Ariane 5 | ve vývoji | Saturn V | Hvězdná loď, super těžká |
Níže jsou uvedeny některé motory různých typů a z různých období.
Motor typu „Aerospike“
Ruský RD-108
Motor manévru Gemini
Motor V2
Test dvou ruských RD-180
SNECMA Vulcain II
Jeden z prvních ruských motorů: ORM
Modelování amerického J-2X
Motor Raptor (atmosférická verze)