Iz Wikipedije, proste enciklopedije
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 voja?kih raket, raketnih letal, ognjemete in drugo.
- Kemi?ni raketni motor
poganja jih eksotermi?na kemi?na reakcija
- Raketni motor na trdo gorivo
uporablja trdo gorivo za pogon
- Raketni motor na teko?e gorivo
uporablja gorivo v teko?em agregatnem stanju
- Hibridni raketni motor
uporablja trdo gorivo v zgorevalni komori, druga komponenta je lahko kapljevinska ali plinasta
- Termalni raketni motor
uporabljajo inertno gorivo, ki ga segreje drug vir toplote (npr. son?ni ?arki,
jedrski reaktor
)
- Enogorivni raketni motor uporablja samo 1 gorivo(npr. hidrazin ali vodikov peroksid), ki ga razgradi katalizator.
- uporabljajo samo eno gorivo (npr. hidrazin ali vodikov peroksid), ki ga razgradi katalizator
Raketni motorji ustvarjajo potisk z visokohitrostnim izpuhom. Izpuh, ki je skoraj vedno v plinastem agregatnem stanju, nastane pri visokotla?nem (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 kineti?no (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 kemi?no inertna goriva (tudi reakcijska masa), ki jo segrejemo z visokoenergetskim izmenjevalnikom in s tem dose?emo visokohitrostne izpuhe. Pri nekaterih motorjih lahko uporabimo elektriko (oziroma druge elektri?ne efekte) za pospe?evanje reakcijske mase. Pri tem sistemu ne uporabimo zgorevalne komore, ker ne pride do zgorevanja goriva in oksidatorja, zato oznaka - reakcijska masa. Pri ve?ini raket je gorivo vir energije in hkrati tudi reakcijska masa (snov, ki povzro?a potisk) pri
ionskem potisniku
pa je reakcijska masa npr. ksenon, vir energije pa elektrika.
Raketni motorji na trdo gorivo so me?anica goriva in oksidatorja v obliki majhnih drobcev
(ang. grain)
. Ohi?je je prostor za shranjevanje goriva in hkrati tudi zgorevalna komora. Raketnih motorjev na trdo gorivo ni mo?no ustaviti, ko jih enkrat za?enemo - ustavijo se, ko se porabi vse gorivo. Prav tako se ne da regulirati njihove mo?i, pasivno se da regulirati njihovo mo? s tem, kako jih zgradimo. Rusi ne uporabljajo takih motorjev za rakete s ?love?ko posadko. Ameri?ani so uporabili dva
(ang. SRB Solid Rocket Booster)
za pogon
raketoplana
Space Shuttle
.
Raketni motorji na teko?e gradivo imajo lo?ene tanke za gorivo in oksidator. Vsak snov poganja lastna
turbo?rpalka
v zgorevalno komoro, kjer se zme?ata 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
|
ZDA
|
Francija
|
Francija
|
Sovjetska zveza
|
Indija
|
Indija
|
Ljudska republika Kitajska
|
Ljudska republika Kitajska
|
Rusija
|
Japonska
|
Japonska
|
Japonska
|
Japonska
|
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
|
I
sp
(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
|
LH
2
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
|
- ↑
George P. Sutton and Oscar Biblarz (2001).
Rocket Propulsion Elements
(7th izd.). Wiley Interscience.
ISBN
0-471-32642-9
.
See Chapter 1.
- ↑
without nozzle 48.52kN (4.9 tf)
- ↑
without nozzle 66.64kN (6.8 tf)
- ↑
without nozzle 286.8
- ↑
without nozzle 291.6