Raketa
Všeobecná charakteristika a principy činnosti
Raketa se liší od proudového motoru a dalších „vzduchem dýchajících“ motorů tím, že veškerý proud výfukových plynů tvoří plynné produkty spalování „pohonných látek“, které jsou na palubě. Stejně jako proudový motor vyvíjí raketa tah vyvržením hmoty směrem dozadu při velmi vysoké rychlosti.
NASA
Základní fyzikální princip, který se podílí na raketovém pohonu, formuloval sir Isaac Newton. Podle jeho třetího pohybového zákona dochází u rakety k nárůstu hybnosti úměrnému hybnosti odváděné ve výfukových plynech,
kde M je hmotnost rakety, ΔvR je nárůst rychlosti rakety v krátkém časovém intervalu Δt, m° je rychlost odvádění hmoty ve výfukových plynech, ve je efektivní rychlost výfukových plynů (téměř rovná rychlosti trysky a je brána vzhledem k raketě) a F je síla. Veličina m°ve je hnací síla neboli tah, který vzniká na raketě při výfuku pohonné hmoty,
NASA
Je zřejmé, že tah může být velký použitím vysoké rychlosti vypouštění hmoty nebo vysoké rychlosti výfuku. Nasazení vysoké m° rychle spotřebuje zásobu pohonné hmoty (nebo vyžaduje velkou zásobu), a proto je vhodnější hledat vysoké hodnoty ve. Hodnota ve je omezena praktickými hledisky, která jsou dána tím, jak jsou spaliny v nadzvukové trysce urychlovány a jaká zásoba energie je k dispozici pro ohřev pohonné hmoty.
Většina raket získává energii v tepelné formě spalováním kondenzovaných pohonných látek za zvýšeného tlaku. Plynné produkty spalování jsou odváděny tryskou, která převádí většinu tepelné energie na energii kinetickou. Maximální množství dostupné energie je omezeno energií získanou spalováním nebo praktickými hledisky danými vysokou teplotou. Vyšších energií je možné dosáhnout, pokud se ve spojení s chemickými pohonnými látkami na palubě rakety použijí jiné zdroje energie (např. elektrický nebo mikrovlnný ohřev), a extrémně vysokých energií je možné dosáhnout, pokud jsou výfukové plyny urychlovány elektromagnetickými prostředky.
Efektivní rychlost výfukových plynů je pro raketový pohon směrodatná, protože je mírou tahu na jednotku hmotnosti spotřebované pohonné látky – tj,
U chemických pohonných hmot se hodnoty ve pohybují v rozmezí 2 000-5 000 metrů (6 500-16 400 stop) za sekundu, zatímco u elektricky ohřívaných pohonných hmot se uvádějí hodnoty dvakrát až třikrát vyšší. Pro systémy využívající elektromagnetické urychlení se předpokládají hodnoty vyšší než 40 000 metrů (131 000 stop) za sekundu. V technických kruzích, zejména ve Spojených státech, se efektivní rychlost výfuku běžně vyjadřuje v jednotkách sekund, což se označuje jako specifický impuls. Hodnoty v sekundách se získají vydělením efektivních rychlostí výfuku konstantním faktorem 9,81 metru za sekundu na druhou (32,2 stopy za sekundu na druhou).
V typické raketové misi s chemickým pohonem tvoří 50 až 95 % nebo více vzletové hmotnosti pohonná hmota. To lze vyjádřit pomocí rovnice pro rychlost vyhoření (za předpokladu letu bez gravitace a odporu vzduchu),
V tomto výrazu je Ms/Mp poměr hmotnosti pohonného systému a konstrukce k hmotnosti pohonné hmoty, přičemž typická hodnota je 0,09 (symbol ln představuje přirozený logaritmus). Mp/Mo je poměr hmotnosti pohonné hmoty k celkové vzletové hmotnosti s typickou hodnotou 0,90. Typická hodnota ve pro vodíko-kyslíkový systém je 3 536 metrů (11 601 stop) za sekundu. Z výše uvedené rovnice lze vypočítat poměr hmotnosti užitečného zatížení ke vzletové hmotnosti (Mpay/Mo). Pro nízkou oběžnou dráhu Země je vb přibližně 7 544 metrů (24 751 stop) za sekundu, což by vyžadovalo, aby Mpay/Mo bylo 0,0374. Jinými slovy, k vynesení 50 000 kg (110 000 liber) na nízkou oběžnou dráhu kolem Země by bylo zapotřebí vzletového systému o hmotnosti 1 337 000 kg (2 948 000 liber). Jedná se o optimistický výpočet, protože rovnice (4) nezohledňuje vliv gravitace, odporu vzduchu nebo směrových korekcí během výstupu, které by startovací hmotnost znatelně zvýšily. Z rovnice (4) je zřejmé, že mezi Ms a Mpay existuje přímý kompromis, takže je třeba vynaložit veškeré úsilí na návrh nízké konstrukční hmotnosti a Ms/Mp je druhou hodnotou pro pohonný systém. Ačkoli různé zvolené poměry hmotností silně závisí na misi, užitečné zatížení rakety obecně představuje malou část vzletové hmotnosti.
Pro minimalizaci velikosti vzletového prostředku se v mnoha misích používá technika zvaná vícenásobná etapizace. Nosná raketa nese jako užitečné zatížení druhý raketový stupeň, který má být odpálen po vyhoření prvního stupně (který je ponechán za ní). Tímto způsobem nejsou inertní složky prvního stupně vyneseny do konečné rychlosti a tah druhého stupně je účinněji použit na užitečné zatížení. Většina kosmických letů využívá nejméně dva stupně. Při misích vyžadujících velmi vysoké rychlosti se tato strategie rozšiřuje na více stupňů. Americké pilotované lunární mise Apollo využívaly celkem šest stupňů.
NASA
Mezi jedinečné vlastnosti raket, díky nimž jsou užitečné, patří následující:
1. Způsob, jakým se rakety používají. Rakety mohou pracovat ve vesmíru i v atmosféře Země.
2. Mohou být konstruovány tak, aby poskytovaly velmi vysoký tah (moderní těžký kosmický nosič má vzletový tah 3 800 kilonewtonů (850 000 liber).
3. Pohonný systém může být relativně jednoduchý.
4. Pohonný systém může být udržován ve stavu připraveném k odpálení (důležité ve vojenských systémech).
5. Rakety jsou vhodné pro použití ve vesmíru. Malé rakety lze odpalovat z různých odpalovacích plošin, od balicích beden přes ramenní odpalovací zařízení až po letadla (nedochází k zpětnému rázu).
Tyto vlastnosti vysvětlují nejen to, proč všechny rychlostní a vzdálenostní rekordy stanovují raketové systémy (letecké, pozemní, kosmické), ale také to, proč jsou rakety výhradní volbou pro lety do vesmíru. Vedly také k proměně válčení, a to jak strategického, tak taktického. Vznik a rozvoj moderní raketové techniky lze skutečně vysledovat v souvislosti s vývojem zbraní během druhé světové války a po ní, přičemž podstatná část byla financována prostřednictvím iniciativ „kosmických agentur“, jako byly programy Ariane, Apollo a raketoplány.
.