Raketový motor je mimořádnou ukázkou lidského důvtipu a vynalézavosti. Generace jeho tvůrců dalece posunuly hranice toho, co bylo považováno za možné, a umožnily lidstvu vydat se k planetám. Následující ucelený souhrn základních poznatků o raketových motorech pomůže s hledáním odpovědí na některé často vznášené otázky jako: co je to specifický impuls nebo proč neposílit Super Heavy Starship ještě o boční stupně.

Efektivita

Rakety jsou zatím velmi neefektivní, tudíž i velmi drahý způsob dopravy do vesmíru. Už Konstantin Ciolkovskij (ruský průkopník teorie raketových letů známý svou rovnicí popisující závislost mezi rychlostí rakety, její hmotností a rychlostí spalin) si uvědomoval, že jednoduchá raketa by do kosmu i s nákladem stěží dolétla, a v roce 1929 proto navrhl koncept vícestupňových nosných raket (práce vyšla pod názvem Kosmické raketové vlaky).

Vícestupňové rakety se sice osvědčily, ale výrazný nepoměr mezi hmotností rakety a hmotností vynášeného nákladu úplně neodstranily. Například nová evropská raketa Ariane 6 má v nejsilnější verzi vzletovou hmotnost 860 tun, ale nosnost jen 20 tun na nízkou oběžnou dráhu Země (LEO). Takové velké rakety jsou velice drahé, stojí desítky milionů dolarů, ty nejtěžší i více (SLS vyjde na miliardy dolarů i bez započítání nákladů na vývoj). Proto se začaly vyvíjet opakovaně použitelné raketové systémy, z nichž prvním byl raketoplán.

V současnosti se na vývoj znovupoužitelných nosičů zaměřuje americká společnost SpaceX, která díky tomu dokázala srazit náklady na provoz svých raket, a získat tak konkurenční výhodu. Opakovaně použitelné rakety ovšem mají i dvě velké nevýhody. Tou první je delší a dražší vývoj, například raketa Falcon 9 poprvé letěla v roce 2010, ale až na sklonku roku 2015 při misi Orbcomm-2 se povedlo zachránit její první stupeň. Druhou nevýhodou je snížená nosnost, znovupoužitelné rakety totiž ke svému řízenému návratu na zem potřebují být oproti klasickým raketám vybaveny (= zatíženy) něčím navíc (padáky, aerodynamickými plochami atd.) a mít část paliva rezervovanou pro brzdící zážehy.

Přistání prvního stupně Falconu 9 na LZ-1 během mise Cygnus NG-20 (Foto: SpaceX)

Když zůstaneme u Falconu 9, jeho nosnost na LEO je ve variantě bez záchrany prvního stupně 22 800 kg, při záchraně stupně klesne na 18 500 kg, tedy o více než 4 tuny. Původně měl přitom Falcon 9 maximální nosnost na LEO přibližně 9000 kg, s návratovým prvním stupněm by to bylo ještě mnohem méně – vůbec by to nestačilo na to, aby se naložený Dragon dostal k ISS. SpaceX však Falcon 9 dál vylepšovalo:

• Byl zvětšen objem nádrží s pohonnými látkami, výška rakety se tím natáhla na úctyhodných 70 metrů.
• Začaly se používat podchlazené pohonné látky: RP-1 (vysoce rafinovaný petrolej) na −7 °C a kyslík na −207 °C (u jiných raket se obvykle chladí pod bod varu, což je −183 °C). Takto podchlazené pohonné látky mají vyšší hustotu, a vejde se jich tedy do nádrží více, konkrétně kapalného kyslíku o 8 %.
• Zdokonaloval se motor Merlin: Merlin 1C na prvním stupni měl na úrovni hladiny moře tah 420 kN a I_sp 275 s, zatímco Merlin 1D má na hladině moře tah 845 kN a I_sp 285 s.

Tyto změny nejenže vykompenzovaly ztrátu části nosnosti danou znovupoužitelností prvního stupně, ale dokonce umožnily, aby Falcon 9 vynášel i některé těžké družice, kvůli nimž SpaceX vyvíjelo Falcon Heavy.

Specifický impuls

Účinnost raketového motoru vyjadřuje jeho specifický impuls (zkratka I_sp; přívlastek „specifický“ označuje hmotnostní podíl). Jak napovídá samotný název, jedná se o impuls produkovaný motorem na jednotku hmotnosti pohonné látky. Jinými slovy specifický impuls určuje tah generovaný na jednotku spotřeby, což je zásadní pro srovnání výkonu motorů různých tříd. Existují dvě metodiky vypočtu. Ta používanější počítá specifický impuls jako podíl tahu motoru a váhy spotřebovávaného paliva podle vzorce $I_{sp}=\frac{F}{ṁg_0}$, kde F je tah motoru, ṁ hmotnostní průtok pohonných látek a g₀ normální tíhové zrychlení na povrchu Země (9,80665 m·s⁻²). Podle této rovnice je specifický impuls přímo úměrný tahu a nepřímo úměrný hmotnostnímu průtoku a výsledek v sekundách vyjadřuje dobu, po kterou může motor nepřetržitě vyvíjet tah rovný hmotnosti průtoku pohonné směsi. Proč hodnota specifického impulsu vychází zrovna v sekundách? Když si ten vzoreček F/ṁ·g₀ převedeme na jednotky, dostaneme N/((kg/s)·(m/s²)) = N/(kg·m/s³). Jelikož platí, že N = kg·m/s², můžeme vesele dál pokračovat ve zkracování: (kg·m/s²)/(kg·m/s³) = s. Druhá metodika vypočítává specifický impuls z vlastností motoru a paliva, přičemž výsledek vychází v N·s/kg a zhruba o řád vyšší, neboť se nezapočítává tíhové zrychlení.

U raket se v důsledku atmosférických vlivů specifický impuls mění s výškou a dosahuje maxima ve vakuu. Je to kvůli tomu, že výtoková rychlost spalin není dána jen samotným tlakem uvnitř spalovací komory motoru, ale rozdílem tlaků mezi spalovací komorou a vnějším prostředím. Obvykle se proto uvádí dvě hodnoty I_sp, jedna pro provoz motoru na úrovni hladiny moře a druhá pro provoz motoru ve vakuu.

Specifický impuls roste úměrně teplotě ve spalovací komoře, ale klesá s rostoucí molekulární hmotností produktů spalování. Směšovací poměr paliva a okysličovadla pro dosažení nejvyššího I_sp bývá proto jiný, než by odpovídalo dokonalému spálení paliva podle stechiometrické rovnice. Dobře patrné je to u pohonné směsi vodíku s kyslíkem. Pro dokonalé spálení vodíku je stechiometrický poměr 1:8 (to vychází z reakce 2H₂ + O₂ → 2H₂O a atomové hmotnosti jednotlivých prvků), v praxi se ale využívá poměr nastavený na přebytek vodíku, neboť nespálený zahřátý vodík má vyšší rychlost než pára o stejné teplotě, čímž se navýší výtoková rychlost plynů, motor tedy bude účinnější. Směšovací poměr bývá tedy v rozmezí 1:5 – 1:7, např. 1:5 u motoru RL-10 používaného na raketě Saturn I, 1:5,5 u motoru J-2 na raketě Saturn V, 1:6 u motoru RS-25 na raketoplánech, 1:6,1 u motoru Vulcain 2 na raketě Ariane 6. Dá se vypozorovat, že čím modernější motor je, tím větší podíl kyslíku přijímá. To souvisí s tím, jak se díky pokročilé metalurgii daří zvládat vyšší teploty ve spalovací komoře. Zbytkový vodík totiž slouží především ke chlazení motoru, svým nahřátím odvádí teplo.

Boční stupně

Když jde o to zkonstruovat silnější verzi rakety, klíčový je právě motor. Raketu lze postavit o polovinu větší a natankovat do ní o polovinu pohonných látek více, jenže zároveň bude i o polovinu těžší! Aby takový kolos vzlétl, je nutné ho buď vybavit výkonnějšími motory, jako se to stalo u Falconu 9, nebo mu přidat nějaké další. Proto většina těžkých nosičů má pomocné boční stupně. Boční stupně jsou sice chytré řešení (po vyprázdnění nádrží se odhodí, aby nepředstavovaly mrtvou váhu, raketa se tím odlehčí, a může letět rychleji), ale jejich použití je zároveň konstrukčně komplikované, takže vývoj raket s bočními stupni mnohdy nabral velké zpoždění. Příkladem budiž ruská Angara, koncipovaná jako modulární (přidáváním nebo ubíráním bočních stupňů lze získat podle potřeby různě silný nosič, což z ekonomického hlediska vypadá docela slibně), kterou se po třicetiletém úsilí podařilo v prosinci roku 2014 dostat zatím alespoň do fáze testovacích letů.

Falcon Heavy před misí USSF-52 (Foto: SpaceX)

A co že je na tom vlastně tak složitého? Svazek stupňů má odlišnou aerodynamiku a strukturální zatížení než samostatný stupeň, tudíž jinak vypadají i odlišně probíhají vrcholy dynamického namáhání a změněná je i oblast přechodu z podzvukové rychlosti na nadzvukovou. Zvláštní kapitolou pak je Falcon Heavy – souběžný zážeh jeho 27 motorů Merlin na dolních stupních představuje tak komplexní soubor vibrací a akustických podmínek při startu, že se to i Elonu Muskovi jevilo jako příliš velká výzva a třikrát chtěl vývoj Falconu Heavy zrušit, načež se dozvěděl, že si ho už objednala armáda. Nakonec se však všechno podařilo vyladit: Zatímco u Falconu 9 se všechny motory zažehnou naráz, u Falconu Heavy jsou spouštěny ve skupinách. Falcon Heavy má při startu tah 21,1 MN, který teprve po překonání největšího dynamického namáhání (bod Max Q) v 82. sekundě letu zvýší na 22,8 MN. Na 100 % tahu přitom pracují jenom boční stupně a ten centrální je přiškrcený. Účelem je minimalizovat akustické a vibrační zatížení rakety i rampy. Problémy s vývojem rakety potvrdil i sám Musk:

Bylo to o dost těžší, než jsme čekali. Říkali jsme si, že prostě jen na boky přiděláme dva první stupně a bude hotovo. Co je na tom těžkého, že? Ukázalo se, že je to hodně těžké. Museli jsme kompletně předělat centrální stupeň. Museli jsme přepracovat roštová kormidla, protože když máte na konci stupně čepičku místo válce, hůře se ovládá. V případě válce máte o 30 % vyšší ovladatelnost, protože se vzduch odráží od rakety. Takže jsme museli předělat kormidla, přepracovat řídící systém, hodně upravit rám ve spodní části rakety, protože na něj působí větší síly. Centrální stupeň se musí vypořádat s celkovým náporem 500 tun od bočních stupňů, takže má ve výsledku vyšší hmotnost. Centrální stupeň je zkrátka kompletně přepracovaný. A dokonce i u bočních stupňů bylo potřeba změnit řadu věcí. A taky jsme museli dost upravit rampu. Ve výsledku jsme do toho investovali půl miliardy dolarů. Nejspíš ještě více.

Teplota a tlak ve vztahu k tahu

Jak už bylo napsáno výše, vedle přidání bočních urychlovacích stupňů existuje i druhý způsob, jak zvýšit tah rakety – vyvinout výkonnější motory. Ovšem jak praví latinské úsloví: Hoc facile dictu est, sed difficile factu. Čili snadno se řekne, ale těžko udělá. Tady záleží na tom, co fyzika ještě dovolí.

Princip raketového motoru je celkem dobře známý: Pohonné látky (palivo a okysličovadlo) tečou do spalovací komory, kde jsou spáleny a výrony horkého plynu z trysky ženou raketu opačným směrem. Je to tedy druh reaktivního pohonu fungující na principu Newtonova 3. pohybového zákona, známého též jako zákon akce a reakce.

Aby spalování probíhalo rychleji, a bylo dosaženo vyššího tahu, je k motoru připojeno ještě turbočerpadlo, které pohonné látky tlakuje a vhání do spalovací komory. Čím rychlejší spalování, tím větší tlak ve spalovací komoře, pod kterým spaliny proudí do trysky. Společně s tlakem však stoupá i teplota, což je nežádoucí – v tom smyslu, že vlivem vysoké teploty se taví turbína čerpadla, stěny spalovací komory i tryska. Proto má motor tzv. regenerativní chlazení – to jsou trubičky ve stěně spalovací komory a trysky, kterými procházejí studené pohonné látky na cestě do spalovací komory, a odvádí tak teplo. Zde mají velké motory výhodu oproti menším: Objem spalovací komory se zvětšuje o třetí mocninu poloměru spalovací komory, zatímco plocha tvořící stěny spalovací komory se zvětšuje pouze o druhou mocninu poloměru, takže větší raketové motory mají mnohem více kapaliny pro ochlazení jen o něco málo větší plochy, tudíž se chladí snadněji. Ani tak by ale motor nevydržel extrémní žár, kdyby nebyl vyroben ze speciálních slitin, např. Inconelu (superslitina na bázi niklu a chromu). V současnosti je nejodolnějším raketovým motorem Raptor od SpaceX, který dokáže pracovat při tlaku 350 barů.

Raketa Delta IV Heavy při své derniéře. Tato raketa využívá ablativně chlazené motory RS-68A. Ablativní způsob chlazení spočívá ve vrstvě grafitu uvnitř trysky a spalovací komory, která v průběhu činnosti motoru sublimuje. Odletující částečky grafitu s sebou berou část tepla, čímž se motor chladí. Oranžovou barvu kouře způsobuje právě ten grafit. (Zdroj: talkoftitusville.com)

Některé malé rakety, například Electron, mají elektrické čerpadlo poháněné energií z baterie, ale u většiny raket je pro pohon turbočerpadla využita část pohonných látek. Takto vzniklé spaliny pak buď jsou vedeny ven mimo hlavní spalovací komoru a mimo trysku, čemuž se říká otevřený cyklus, nebo procházejí skrze hlavní spalovací komoru a trysku (uzavřený cyklus), a přispívají tak k tahu motoru. V prvním případě sice část spalin přijde vniveč, ale i takový motor může být velmi efektivní díky tomu, že vzhledem k celkovému objemu paliva se toho vyplýtvá jen troška a že konstrukce motoru bývá zásluhou své jednoduchosti lehčí, což se také počítá, a to doslova – poměr váhy k tahu je jedním ze sledovaných parametrů motoru. Ostatně již zmíněný Merlin 1D s otevřeným cyklem patří k motorům s nejlepšími parametry a rekordní spolehlivostí.

Motor Merlin 1D při testovacím zážehu. Tmavý kouř vlevo pochází z vývodu spalin, které pohánějí turbínu čerpadla. (Zdroj: SpaceX)

Motory s uzavřeným cyklem jsou zase řešeny tak, že pohonné látky prochází skrze spalovací předkomoru neboli preburner (malý motor, jenž pohání turbínu) v takovém stechiometricky asymetrickém poměru, aby se v něm spálila jen malá část paliva, potřebná pro pohon turbíny čerpadla.

Cykly raketových motorů. Zkratky: PG – plynový generátor, P – pumpa (turbodmychadlo), S – spalovací předkomora, T – turbína. (Zdroje: aldebaran.cz, everydayastronaut.com)

Více o Raptoru a témátu fungování raketových motorů se dozvíte v 50minutovém videu Everyday Astronauta se slovenskými titulky od Martina Draveckého:

Tryska

Přeměnu tepelné energie na kinetickou má na starosti tryska. V úzkém hrdle trysky jsou spaliny pod extrémně vysokým tlakem, ale při průchodu rozšiřující se tryskou se rozpínají, zrychlují, chladnou, a tím se snižuje tlak až na úroveň tlaku okolního prostředí. To je zapotřebí kvůli tomu, že stlačený plyn má tendenci expandovat do všech směrů. Díky vyrovnání tlaku tedy spaliny unikají z trysky v podobě rovného ohnivého sloupu a netlačí se mimo dráhu, což by jinak mělo za následek částečnou ztrátu tahu. Pokud by ale tryska byla naddimenzovaná, tak by zase vnikal do ústí trysky okolní vzduch, čímž by docházelo ke zpětným rázům, které mohou poškodit motor. Přibližnou představu o těchto rázech získáme, když otevřenou láhev vody obrátíme dnem vzhůru. Vytékáním vody bude v láhvi vznikat podtlak, a dovnitř se bude tlačit vzduch.

Motor na horním stupni rakety má obrovskou trysku, protože tlak okolního prostředí je jen nepatrný, tudíž ke konvergenci tlaku spalin s tlaky v horních vrstvách atmosféry a ve vakuu je nutná větší tryska. Pro srovnání – trysky motorů Merlin na dolním stupni rakety Falcon 9 mají expanzivní poměr (poměr mezi plochou ústí trysky a plochou hrdla trysky) 16:1, kdežto tryska Merlinu na horním stupni má expanzivní poměr 164:1.

První vyrobený vakuový Raptor (vpravo) a srovnání velikosti s atmosférickou variantou (Foto: SpaceX)

Problém s optimalizací velikosti trysky je ten, že tlak vzduchu se s výškou mění. Objevila se proto myšlenka univerzální trysky na principu tzv. aerospiku (vzdušného hrotu). Taková tryska má rozšířené hrdlo a výtok spalin je veden podél stěny trysky. Středem trysky tak prochází koridor, kudy může dovnitř volně proudit vzduch, který pak bude tlačit spaliny ke stěně trysky, aniž by docházelo k přerušování toku spalin a zpětným rázům jako v případě naddimenzované trysky. Efektivita takto koncipované trysky je téměř absolutní, co tedy brání realizaci? Největší zádrhel spočívá v tom, že s rozšířením hrdla trysky (a to až tak, že hrdlo trysky bude širší než její ústí) se zvětší plocha vystavená extrémní teplotě, kterou je nutné chladit. A na chlazení je jen omezené množství pohonných látek. Motor s touto tryskou by byl vhodným řešením pro raketoplány, protože ty nejsou vícestupňové, a proto potřebují, aby jejich motory byly schopné efektivně pracovat v širším rozmezí vnějších tlaků.

Koncept motoru typu aerospike v porovnání s klasickým raketovým motorem při různých tlacích. (Zdroj: researchgate.net)

Doporučené články pojednávající o tryskách raketových motorů:

• Raketové motory jsou celkem věda, anebo ne? – Vilém Boušek
• Are Aerospike Engines better than Traditional Rocket Engines? – Tim Dodd alias Everyday Astronaut

Výhled do budoucna

Ačkoliv chemické raketové motory nejsou příliš efektivní, kvůli čemuž musí rakety být obrovské, složité a drahé, přesto se dál používají, neboť k nim stále neexistuje alternativa. Zatím jedinou revolucí byl nástup iontových motorů, což je další typ reaktivního pohonu. Iontové motory se dělí na elektrostatické a elektromagnetické. V elektrostatických jsou ionty urychlovány dle Coulombova zákona ve směru elektrického pole, v elektromagnetických jsou ionty i volné elektrony zase urychlovány pomocí Lorentzovy síly.

V porovnání s chemickými motory má iontový motor směšně slabý tah počítaný v milinewtonech, ale zato vydrží pracovat velmi dlouho, samozřejmě v závislosti na množství pohonné látky, jíž bývá některý z inertních plynů, obvykle xenon. Energie se získává ze solárních panelů. Iontový motor se efektivně uplatňuje na kosmických sondách a družicích díky svému nepřekonatelnému specifickému impulsu, jenž se pohybuje v rozmezí 2000–5000 s, zatímco I_sp nejúčinnějších vodíko-kyslíkových motorů sahá „jen“ k hranici 450 s.

Pro zajímavost: SpaceX u svých družic konstelace Starlink využívá jako pohonné látky krypton a argon. V případě první generace družic firma zvolila krypton kvůli výrazně nižší ceně oproti tradičnímu xenonu, který sice nabízí vyšší výkon a efektivitu, ale zato je vzácnější a zhruba 10krát dražší. I když je krypton levnější, stále je poměrně vzácný a při vysokém počtu družic Starlink představuje cena za pohonnou látku nemalou částku. Proto SpaceX u druhé generace Starlinků upřednostnilo argon, jehož cena je přibližně stokrát nižší než cena kryptonu, poněvadž je to třetí nejhojnější plyn v zemské atmosféře. Přechod na argon podle neoficiálních odhadů pro SpaceX v praxi znamená, že družice druhé generace stráví o 40 % déle přesunem na provozní orbitu a budou muset mít rozměrnější nádrže, avšak firma ušetří 30–50 tisíc dolarů za palivo na každé družici.

Argonový motor pro družice Starlink druhé generace (Foto: SpaceX)

Pro průlet atmosférou by se zase hodil hybridní motor SABRE (Synergetic Air-Breathining Rocket Engine), který bezúspěšně vyvíjí britská firma Reaction Engines. Tento unikátní kyslíko-vodíkový motor si stejně jako proudový motor u letadel bere kyslík (tedy tu hmotnější složku pohonné směsi) ze vzduchu, který při optimální koncentraci plynů, tlaku a rychlosti proudění dokáže zchladit na kapalné skupenství. Princip chlazení je založen na uzavřené soustavě velmi tenkých trubiček, jimiž proudí kapalné helium, které zase předává teplo kapalnému vodíku v nádrži. Toto chlazení musí být skutečně mimořádně výkonné, neboť při rychlosti 5 machů má vzduch vnikající do motoru teplotu až 1000 °C. Pokud se vývoj takového motoru podaří přes všechny komplikace někdy dotáhnout do zdárného konce, umožní to díky úspoře okysličovadla zvýšit podíl užitečného nákladu.

Další významná změna, která se v oboru raketových motorů odehrává, se týká paliva. Většina raket létá na vodík nebo kerosin. To však brzy přestane platit, protože u nově vyvíjených raket se upřednostňuje metan. Proč zrovna metan a proč až teď? Na to bohužel není krátká odpověď, důvod vyplyne až ze srovnání s jinými palivy, což bylo námětem pro navazující článek. Nicméně výhody metanu v minulosti vysvětlil například Elon Musk, o čemž jsme psali zde.

Přispějte prosím na provoz webu ElonX, aby mohl nadále zůstat bez reklam. Podpořte nás pomocí služby Patreon či jinak a zařaďte se tak po bok ostatních dobrodinců, kteří už finančně přispěli. Děkujeme!

• About
• Latest Posts

Pavel Salvet

Autor není odborníkem na kosmonautiku, zajímá se o veřejné dění a politiku, ve volných chvílích se věnuje latině.

Latest posts by Pavel Salvet (see all)

• Náhled do problematiky raketových motorů – nástup metanu - 2. 11. 2024
• Náhled do problematiky raketových motorů – tuhá vs. kapalná paliva - 20. 10. 2024
• Náhled do problematiky raketových motorů – od Merlinu po SABRE - 5. 8. 2024

Nahlásit chybu / Navrhnout zlepšení

• Issue: *
  Chybná informace Nefunkční odkaz Překlep Návrh na zlepšení Tip na článek Ostatní
• Your Name: *
  
• Your Email: *
  

• Details: *
  

Odeslat hlášení