Raketni motor

Raketni motor je tip mlaznog motora koji koristi samo ponetu masu raketnog goriva za formiranje pogona letelice velikom brzinom leta. Raketni motori proizvode potisak u skladu sa Njutnovim trećim zakonom. Većina raketnih motora su sa unutrašnjim sagorevanjem, mada postoje i konstrukcije i bez sagorevanja (kao što je sa ekspanzijom hladnog gasa). Raketni motori mogu raditi i u vakuumu i na taj način se mogu koristi za pogon svemirskih letelica i balističkih raketa. Oni u širem smislu pripadaju grupaciji mlaznih motora, iako njihov rad nije uslovljeno vezan za atmosferu.

Pogon letelica

Za postizanje ove ravnoteže neophodan je sistem pogona,

motor

Vrste

1. Vazduhoplovni motor

1.1 Motori sa unutrašnjim sagorevanjem:

1.1.1 Klipni motor

1.1.2 Linijski klipni motor

1.1.3 Radijalni klipni motor

1.1.4 Rotacioni klipni motor

1.1.5 V klipni motor

1.1.6 Bokser klipni motor

1.1.6 Vankelov motor

1.2 Pogon bez procesa sagorevanja:

1.2.1 Ljudski pogon aviona

1.2.2 Elektromotor

1.3 Reaktivni motori:

1.3.1 Mlazni motori:

1.3.1.1 Elisnomlazni motor

1.3.1.2 Turboelisni motor

1.3.1.3 Turbomlazni motor

1.3.1.4 Dvoprotočni turbomlazni motor

1.3.1.5 Pulsirajući mlazni motor

1.3.1.6 Nabojnomlazni motor

1.3.1.7 Nadzvučni nabojnomlazni motor

1.3.1.8 Motokompresorski reaktivni motor

1.3.2 Raketni motori

1.3.2.1 Raketni motor sa hemijskim gorivom

1.3.2.2 Jonski motor

Portal:Vazduhoplovstvo

U poređenju sa drugim vrstama avionskih motora, raketni motori imaju najveći potisak, daleko su najlakši, ali su najmanje pogonske efikasnosti (imaju najmanji specifični impuls). Idealni ekspanzioni gas je vodonik, najlakši je od svih gasova, ali hemijske rakete proizvode mešavinu težih vrsta, umanjuju brzinu izduvavanja. Raketni motori su postali efikasniji pri velikim brzinama leta (Oberov efekat). Pošto ne zahtevaju atmosferu, pogodna su za primenu za pogon na veoma velikim visinama i u velikom prostoru.^[1]^[2]^[3]^[4]

Princip rada

Raketni motori proizvode potisak izbacivanjem gasova, koji su produkt sagorevanja. Ti gasovi su pod visokim pritiskom (10 do 300 bara) i sa visokom zagrejanošću, usled čega postižu veliku brzinu pri isticanju kroz profilisanu mlaznicu, optimizirano promenljivih površina poprečnih preseka po dužini. Gas pod visokim pritiskom nastaje sagorevanjem čvrstih ili tečnih raketnih goriva u komori za sagorevanje. Gorivo se sastoji od smeše sagorljivih komponenti i oksidatora. Usled visokog pritiska i visoke zagrejanosti gasa, u mlaznici se isti ubrzava i tako se ekspanzijom njegova potencijalna i toplotna energija pretvaraju u kinetičku. Na izduvnom preseku mlaznice, gas postiže veoma visoku (čak nadzvučnu) brzinu isticanja. Usled toga procesa se stvara sila reakcije (potisak), suprotno usmeren od smera isticanja gasa. Sagorevanje se najčešće koristi za operativne rakete, za koje su poželjni visoka temperatura i pritisak, sa optimiziranom dugačkom mlaznicom, za postizanje veće brzine izduvnih gasova i bolje termodinamičke efikasnosti.

Alternativa sagorevanju je raketni motor sa vodom (kao fluidom), koji koristi vodu pod pritiskom komprimovanog vazduha, ugljen-dioksida, azota, ili ručnim pumpanjem za model raketnog modela.^[5]

Gorivo

Raketno gorivo je sagorljiva materija, koja se obično čuva u nekom obliku pogonskog rezervoara, ili u samoj komori za sagorevanje, pre nego što počne sagorevati, pa zatim biva izbačena iz raketnog motora u obliku mlaza vrelih gasova, velikom brzinom za proizvodnju potiska.

Najčešće se koriste hemijska raketna goriva, koja prolaze kroz proces hemijske reakcije, produkt čega je vreo gas koji se koristi za mlaz velike brzine isticanja iz rakete, velike mase u jedinici vremena. Alternativno, hemijska inertna reaktivna masa može se zagrevati pomoću izvora visoke toplotne energije preko izmenjivača toplote, a zatim se ne koristi komora za sagorevanje.

Čvrsto raketno gorivo se priprema kao mešavina komponenti goriva i oksidatora, a kućište za skladištenje toga goriva je ujedno i efektivno komora za sagorevanje.^[1]^[4]

Ubrizgavanje goriva

Kod raketnog motora sa tečnim gorivom, odvojene su komponente goriva i oksidatora. Mešaju se u komori za sagorevanje, gde i sagorevaju. Hibridni raketni motori koriste kombinaciju čvrstih i tečnih ili gasovitih goriva. Obe vrste raketnih motora (sa tečnim gorivom i hibridne), koriste ubrizgavače za ubacivanje fluidnog goriva u komoru sagorevanja. To je obično venac - niz jednostavnih rupa (mlaznice) kroz koje se ubacuje pogonski fluid pod pritiskom. Međusobni mlazovi goriva se međusobno sudaraju pa se razbijaju na manje kapljica koje lakše sagorevaju.^[5]^[6]

Komora za sagorevanje

Komora za sagorevanje raketa sa hemijskim gorivom je obični cilindar, a nosači plamena se u njima retko koriste. Dimenzije cilindra su takvi da pogonsko gorivo može temeljno da sagoreva. Različita raketna pogonska goriva zahtevaju različite veličine komore za sagorevanje, za optimalan proces. Rešenje ovog problema vodi do uvođenja broja $L^{*}$ :

Raketni motor sa čvrstim gorivom.

Četiri primera usklađenja proširenja de Lavalove mlaznice i uslova okruženja: nedovoljno proširen; savršeno proširen; previše proširen; izrazito previše proširen.

Kombinacija temperature i pritiska postiže se u komori za sagorevanje i je obično su ekstremni po svim standardima. Za razliku od mlaznih motora koji usisavaju vazduh, prisutan je azot ali ne iz atmosfere da ublaži i hladi sagorevanje, a temperatura može da dostigne prave stehiometrijske odnose. Ovo, u kombinaciji sa visokim pritiscima, znači da je stepen provođenja toplote vrlo visok, kroz zidove motora.^[5]^[7]

Mlaznica

Vrelom gasu, proizvedenom u komori za sagorevanje, omogućeno je da ističe kroz otvor ("grlo"), a zatim kroz divergentni deo, ekspanzionog proširenja. Kada je obezbeđen dovoljan pritisak u mlaznici (oko 2,5-3 puta od okolnog pritiska), postiže se nadzvučna brzina sa dramatičnim ubrzavanjem gasa, usled pretvaranja viška toplotne u kinetičku energiju. Brzine izduvnih gasova variraju, zavisno od projektovanog koeficijenta širenja mlaznice, brzine izduvnih gasova su obično oko deset puta veće od brzine zvuka u vazduhu na nivou mora. Oko polovine potiska raketnog motora dolazi od razlike raspodele pritiska unutar komore za sagorevanje, a ostatak dolazi od dejstva usled raspodele pritiska u unutrašnjosti mlaznice (vidi dijagram). Kako se gas adijabatski širi pritisak deluje na zidove mlaznice i integriše se u ukupan potisak raketnog motora u jednom smeru, dok je ubrzanje gasa u drugom.^[1]^[4]^[5]^[8]

Povratni pritisak i optimalno širenje

Za optimalne performanse raketnog motora, trebalo bi pritisak gasa na kraju mlaznice da se izjednači sa pritiskom okoline. U slučaju da je pritisak izduvnih gasova niži od okolnog, onda će potisak biti umanjen, a ako je pritisak veći, onda se deo energije gubi.

Da bi se održao ovaj idealni uslov jednakosti, između izlaznog pritiska izduvnih gasova i okolnog, prečnik mlaznice bi trebalo da se poveća na nadmorskoj visini leta (upotrebe motora) i duža mlaznica delovali bi na smanjenje izlaznog pritiska i temperature. Ovo promenu geometrije mlaznice, teško je realizovati na lak način, iako se to rutinski radi na drugim vrstama mlaznih motora. Kod raketnog motora se kompromisno usvaja fiksna mlaznica, sa svesnim smanjenjem performansi u atmosferskom prostoru. Bilo je mnogo pokušaja da se reši ovaj problem i da se jednako poboljšaju performanse u celoj anvelopi leta (rada motora). Rezultat su razni egzotični projekti mlaznica: „plug mlaznice” i „stepenaste mlaznice”. Predložene mlaznice se šire i sužavaju (promenljivog su preseka), u funkciji promeni pritiska okruženja, u cilju optimizacije potiska sa promenom visine leta.

Kada su iscrpljena mogućnost u snižavanju pritiska, nekoliko pitanja javljaju. Jedan je sama težina mlaznice-iza određene tačke uslovljavanja projekta, za specijalne letelice, posledice ekstremne težine mlaznice nadmašuje bilo kakav dobitak u potisku. Drugo, pošto se izduvni gasovi šire adijabatski i u mlaznici se ekstremno hlade, neke od hemikalija može da se zamrzne, proizvodi sneg i led na letelici. Ovo izaziva nestabilnost u mlazu gasa pa i radu motora, te se mora izbeći.

U De Lavalovoj mlaznici, izduvne strujnice gasa će doći u njegov izrazito prošireni deo. Pošto se pri tome te strujnice gasa mogu različito formirati, u odnosu na osu motora, može se pojaviti bočna sila i ista preneti na motor. Ova nepoželjna sila se može menjati, tokom vremena i dovesti do problema upravljanja pri lansiranju letelice.

Savremeni projekat kompenzacije promene visine leta, kao što su sa promenljivim presekom (može i pokretnim konusom, kao kod usisnika aviona — primer MiG-21), pokušaj je da se minimiziraju gubici performansi prilagođavajući se potrebnim različitim odnosom proširenja, prema promeni visine leta.^[1]^[4]^[5]^[8]

Temperatura (T), pritisak (p),
brzina (v) i Mahov broj (M),
tipično su profilisani
u De Lavalovoj mlaznici.

Pogonska efikasnost

Za raketni motor je bitna pogonska efikasnost, neophodno je stvoriti maksimalni pritisak na zidove komore za sagorevanje i mlaznice, pošto je to izvor potiska. Ovo se sve može postići:

sagorevanjem goriva i pri tome postizati moguću visoku temperaturu (primenom visoko energetskog goriva, koje sadrži vodonik i ugljenik i ponekad metale kao što su aluminijum, ili čak upotrebom nuklearne energije)
koristeći male specifične gustine gasa (kao što je vodonik)
koristeći gorivo koje se jednostavno razlaže na molekule sa više stepeni slobode kako bi se povećala brzina strujanja gasa.

Prethodno utiče na pogonsku efikasnost. Pritisak je proporcionalan efikasnosti, stvarajući potisak koji gura motor napred. Po Njutnovom trećem zakonu pritisak aktivno ubrzava gas, a reaktivno deluje na motor u vidu potiska. Brzina izduvnih gasova je odličan pokazatelj pogonske efikasnosti motora. Na nju se utiče konstruktivnim rešenjima, ali se mora voditi računa o racionalnosti konstrukcije, sa aspekta povećanja težine, cene, složenosti i sl.

Prema aerodinamičkim zakonima strujanja fluida nadzvučnom brzinom u najužem delu mlaznice, (u „grlu”) izaziva se normalni udarni talas (koji može izazvati „zagušenje”). Pošto se brzina zvuka gasova povećava sa kvadratnim korenom temperature, upotreba vrelih dimnih gasova u velikoj meri poboljšava performanse. Poređenja radi, na sobnoj temperaturi je brzina zvuka u vazduhu oko 340 m/s, dok je u vrućem gasu u raketnom motoru preko 1700 m/s. Pored ovog prikaza o uticaju visoke temperature, dodatno je poboljšanje izborom raketnog goriva, sa malom specifičnom gustinom molekularne mase, što doprinosi povećanju brzine u odnosu na vazduh.

Ekspanzija u mlaznici raketnog motora dopunski povećava brzinu strujanja fluida, obično u opsegu od 1,5 do 2 puta, formirajući potpuno paralelne hipersonične strujnice izduvnih gasova. Povećanje brzine strujanja u raketnoj mlaznici, uglavnom je određeno povećanjem odnosa površina njenih poprečnih preseka u području na izlazu i „grla”, ali su takođe važne i detaljne osobine gasa. Veći odnos površina mlaznice doprinosi povećanju toplote gasova i povećanju izduvne brzine.

	$\quad \iff \quad$	Gde su:^[1]^[4] $F\mapsto$ sila potiska (potisak) $V_{e}\mapsto$ brzina isticanja gasova ${\dot {m}}\mapsto$ protok gasa u kg/s $p\mapsto$ pritisak $p_{e}\mapsto$ pritisak izlaznog mlaza gasa $p_{0}\mapsto$ pritisak u okolnom prostoru $A_{e}\mapsto$ površina izlaznog preseka mlaznice (izduvnika)
Šematski prikaz konstrukcije i principa rada raketnih motora.

Performanse

Raketnom tehnologijom, mogu se istovremeno kombinovati vrlo visok potisak, vrlo visoke brzine izduvnih gasova (oko 10 puta veće od brzine zvuka u vazduhu na nivou mora) i vrlo visok odnos potisak / težina (> 100), kao i mogućnosti da rade izvan atmosfere. Takođe moguća je upotreba i sa malim pritiskom, a time i za pogon lakih tenkova i drugih objekata.

Rakete se mogu dodatno optimizirati za još ekstremnije performanse uz jedan ili više od ovih pravaca i na račun drugih.^[9]

Specifični impuls

Najvažnije pokazatelj za efikasnost raketnog motora je specifični impuls, koji predstavlja dužinu vremena trajanja jednog kilograma mase goriva, za potisak od jednog Njutna (obično napisan $I_{sp}$ ). Poželjno je da motor daje veliku specifični impuls, te se i vrši optimizacija projektovanja u tome smeru.

Specifični impuls koji se može postići je prvenstveno u funkciji pogonskog goriva (na kraju je ograničen njegovim mogućnostima), ali praktična ograničenja su u domenu pritiska i odnosa površina na poprečnim presecima mlaznica, u kontekstu optimalne izmene njegove geometrije, što će ograničiti potencijalno ostvarljive performanse.^[10]^[11]

Specifični impuls raznih vrsta mlaznih motora

Ukupni impuls je:

\ I=\ F\cdot \Delta t=\int F\cdot \delta t=\int {\dot {m}}\cdot V_{eq}\cdot \delta t=\ m\cdot V_{eq}\quad \longmapsto \quad \ V_{eq}\mapsto

ekvivalent brzine

Specifični impuls za raketni motor je:

\ I_{sp}={\frac {I}{G}}={\frac {I}{m\cdot g_{0}}}={\frac {V_{eq}}{g_{0}}}\quad \longmapsto \quad \ I_{sp}={\frac {F}{{\dot {m}}\cdot g_{0}}}\quad \left[{\frac {\frac {kg\ m}{s^{2}}}{{\frac {kg}{s}}{\frac {m}{s^{2}}}}}\right]\quad \longmapsto \quad \ I_{sp}={\frac {F}{{\dot {m}}\cdot g_{0}}}\quad [s]

\ g_{0}\mapsto

standardna gravitacija

Potisak je:

\ T=\ F

Ekvivalent brzine je:

$\ V_{eq}=\ V_{e}+{\frac {(p_{e}-p_{0})\cdot A_{e}}{\dot {m}}}\mapsto$ — za raketni motor

Specifični impuls

\ I_{sp}={\frac {T}{{\dot {m}}\cdot g_{0}}}\quad [s]

Potisak

Potisak je nastaje u skladu sa Njutnovim trećim zakonom.

$\qquad \ \qquad$
*Modeli za matematičko definisanje potiska raketnih motora, sa čvrstim i tečnim gorivom.*.

Raketni motor proizvodi deo svog potiska usled dejstva razlike sila suprotnih smerova, koje potiču od razlike pritiska gasa na preseku izduvnika i u okolnom prostoru:^[5]

\Delta \ F=(p_{e}-p_{0})\cdot A_{e}

Količina potiska, koju proizvodi raketni motor, zavisi od količine kretanja kroz njega, izlazne brzine izduvnih gasova i pritiska na izlazu iz mlaznice. Sve navedene promenljive zavise od projekta mlaznice. Poželjno je da pritisak na izlazu bude jednak pritisku slobodno prostora okoline, što je idealno. Imajući u vidu rečeno, duža verzija generalizovane jednačine za potisak sastoji se iz dva doprinosa:

reakcije od izmene količine kretanja gasa i
usled dejstva razlike gasa na preseku izduvnika i u slobodnom okolnom prostoru.

Prema tome, jednačina za silu potiska $\ F$ , za koju se u vazduhoplovstvu koristi termin potisak $\ T$ , ima oblik:^[5]^[9]^[12]

Potisak je:

\ T={\dot {m}}\cdot V_{e}+\left(\ p_{e}-\ p_{0}\right)\cdot \ A_{e}

— Korišćeni parametri u jednačini su objašnjeni u prethodnom tekstu i crtežima.

Vidi još

Reference

^ ^a ^b ^v ^g ^d „Solid rocket engines” (na jeziku: (jezik: engleski)). grc.nasa. Pristupljeno 28. 7. 2016. „Solid rocket engines”
^ „Solid Rocket Boosters” (na jeziku: (jezik: engleski)). nasa. Arhivirano iz originala 06. 04. 2013. g. Pristupljeno 28. 7. 2016. „Solid Rocket Boosters”
^ „Building a Better Rocket Engine” (na jeziku: (jezik: engleski)). science.nasa. Arhivirano iz originala 22. 07. 2016. g. Pristupljeno 28. 7. 2016. „Building a Better Rocket Engine”
^ ^a ^b ^v ^g ^d „liquid rocket engine” (na jeziku: (jezik: engleski)). grc.nasa. Pristupljeno 28. 7. 2016. „liquid rocket engine”
^ ^a ^b ^v ^g ^d ^đ ^e „Rocket engine” (na jeziku: (jezik: engleski)). military. Pristupljeno 28. 7. 2016. „Rocket engine”
^ „ROCKET PROPULSION” (na jeziku: (jezik: engleski)). braeunig. Pristupljeno 31. 7. 2016. „ROCKET PROPULSION”
^ „Combustion” (na jeziku: (jezik: engleski)). grc.nasa. Pristupljeno 31. 7. 2016. „Combustion”
^ ^a ^b „Nozzle design” (na jeziku: (jezik: engleski)). grc.nasa. Pristupljeno 31. 7. 2016. „Nozzle design”
^ ^a ^b „Rocket thrust summary” (na jeziku: (jezik: engleski)). spaceflightsystems.grc.nasa. Arhivirano iz originala 30. 11. 2015. g. Pristupljeno 28. 7. 2016. „Rocket thrust summary”
^ „Specific impulse” (na jeziku: (jezik: engleski)). grc.nasa. Arhivirano iz originala 24. 01. 2010. g. Pristupljeno 2. 8. 2016. „Specific impulse”
^ „How does propulsion work?” (na jeziku: (jezik: engleski)). qrg.northwestern. Arhivirano iz originala 04. 07. 2016. g. Pristupljeno 31. 7. 2016. „How does propulsion work?”
^ „Model rocket engine performance” (na jeziku: (jezik: engleski)). spaceflightsystems.grc.nasa. Pristupljeno 28. 7. 2016. „Model rocket engine performance” ^{[mrtva veza]}

Spoljašnje veze

Raketni motori (Televizija Zvezda - Zvanični rutjub kanal)

[Solid_rocket_engines-1] v ^g ^d „Solid rocket engines” (na jeziku: (jezik: engleski)). grc.nasa. Pristupljeno 28. 7. 2016. „Solid rocket engines”

[Solid_Rocket_Boosters-2] „Solid Rocket Boosters” (na jeziku: (jezik: engleski)). nasa. Arhivirano iz originala 06. 04. 2013. g. Pristupljeno 28. 7. 2016. „Solid Rocket Boosters”

[Building_a_Better_Rocket_Engine-3] „Building a Better Rocket Engine” (na jeziku: (jezik: engleski)). science.nasa. Arhivirano iz originala 22. 07. 2016. g. Pristupljeno 28. 7. 2016. „Building a Better Rocket Engine”

[liquid_rocket_engine-4] v ^g ^d „liquid rocket engine” (na jeziku: (jezik: engleski)). grc.nasa. Pristupljeno 28. 7. 2016. „liquid rocket engine”

[Rocket_engine-5] v ^g ^d ^đ ^e „Rocket engine” (na jeziku: (jezik: engleski)). military. Pristupljeno 28. 7. 2016. „Rocket engine”

[ROCKET_PROPULSION-6] „ROCKET PROPULSION” (na jeziku: (jezik: engleski)). braeunig. Pristupljeno 31. 7. 2016. „ROCKET PROPULSION”

[Combustion-7] „Combustion” (na jeziku: (jezik: engleski)). grc.nasa. Pristupljeno 31. 7. 2016. „Combustion”

[Nozzle_design-8] „Nozzle design” (na jeziku: (jezik: engleski)). grc.nasa. Pristupljeno 31. 7. 2016. „Nozzle design”

[Rocket_thrust_summary-9] „Rocket thrust summary” (na jeziku: (jezik: engleski)). spaceflightsystems.grc.nasa. Arhivirano iz originala 30. 11. 2015. g. Pristupljeno 28. 7. 2016. „Rocket thrust summary”

[Specific_impulse-10] „Specific impulse” (na jeziku: (jezik: engleski)). grc.nasa. Arhivirano iz originala 24. 01. 2010. g. Pristupljeno 2. 8. 2016. „Specific impulse”

[How_does_propulsion_work?-11] „How does propulsion work?” (na jeziku: (jezik: engleski)). qrg.northwestern. Arhivirano iz originala 04. 07. 2016. g. Pristupljeno 31. 7. 2016. „How does propulsion work?”

[Model_rocket_engine_performance-12] „Model rocket engine performance” (na jeziku: (jezik: engleski)). spaceflightsystems.grc.nasa. Pristupljeno 28. 7. 2016. „Model rocket engine performance” ^{[mrtva veza]}

[1]

[2]

[3]

[4]

[5]

[6]

[7]

[8]

[9]

[10]

[11]

[12]