Rakéta

A rakétahajtásban szerepet játszó alapvető fizikai elvet Sir Isaac Newton fogalmazta meg. Az ő harmadik mozgástörvénye szerint a rakéta a kipufogógázban elszállított lendülettel arányos lendületnövekedést tapasztal, ahol M a rakéta tömege, ΔvR a rakéta sebességnövekedése egy rövid időintervallumban, Δt, m° a tömegkibocsátás mértéke a kipufogógázban, ve a tényleges kipufogógázsebesség (közel azonos a sugársebességgel, a rakétához képest véve), és F az erő. Az m°ve mennyiség a hajtóanyag kipufogása által a rakétára kifejtett hajtóerő vagy tolóerő,

Nagy tömegkibocsátási sebességgel vagy nagy kipufogógázsebességgel nyilvánvalóan nagy tolóerőt lehet elérni. A nagy m° alkalmazása gyorsan elhasználja a hajtóanyagkészletet (vagy nagy készletet igényel), ezért inkább nagy ve értékekre kell törekedni. A ve értékét gyakorlati megfontolások korlátozzák, amelyeket az határoz meg, hogy a szuperszonikus fúvókában hogyan gyorsítják fel a kipufogógázt, és milyen energiaellátás áll rendelkezésre a hajtóanyag fűtéséhez.

A legtöbb rakéta hőenergiáját kondenzált fázisú hajtóanyagok magas nyomáson történő elégetésével nyeri. A gáznemű égéstermékek a fúvókán keresztül távoznak, amely a hőenergia nagy részét mozgási energiává alakítja. A maximálisan rendelkezésre álló energia mennyisége az égés által biztosított energiára korlátozódik, illetve a magas hőmérsékletből adódó gyakorlati megfontolások miatt. Nagyobb energiák lehetségesek, ha a rakéták fedélzetén lévő kémiai hajtóanyagokkal együtt más energiaforrásokat (pl. elektromos vagy mikrohullámú fűtést) használnak, és rendkívül nagy energiák érhetők el, ha a kipufogógázt elektromágneses eszközökkel gyorsítják.

A hatékony kipufogógázsebesség a rakétahajtás érdemi mutatója, mert ez a felhasznált hajtóanyag tömegegységére jutó tolóerő mértéke – azaz,

A ve értékek a kémiai hajtóanyagok esetében a 2000-5000 méteres (6500-16400 láb) másodpercenkénti tartományba esnek, míg az elektromosan fűtött hajtóanyagok esetében ennek két-háromszorosát állítják. Az elektromágneses gyorsítást alkalmazó rendszerek esetében másodpercenként 40 000 métert (131 000 láb) meghaladó értékeket jósolnak. Mérnöki körökben, különösen az Egyesült Államokban, a tényleges kilövési sebességet széles körben másodpercben fejezik ki, amit fajlagos impulzusnak neveznek. A másodpercben kifejezett értékeket úgy kapjuk meg, hogy az effektív kilövési sebességeket elosztjuk a 9,81 méter/másodperc négyzetméteres (32,2 láb/másodperc négyzetméteres) állandó tényezővel.

Egy tipikus kémiai rakétás küldetésben a felszálló tömeg 50-95%-a vagy még több a hajtóanyag. Ezt a kiégési sebességre vonatkozó egyenlet (gravitáció- és légellenállásmentes repülést feltételezve),

Ebben a kifejezésben az Ms/Mp a hajtóműrendszer és a szerkezet tömegének a hajtóanyag tömegéhez viszonyított aránya, tipikus értéke 0,09 (az ln szimbólum a természetes logaritmust jelenti). Mp/Mo a hajtóanyagtömeg és a teljes felszálló tömeg aránya, jellemző értéke 0,90. A ve tipikus értéke egy hidrogén-oxigén rendszer esetében 3,536 méter (11,601 láb) másodpercenként. A fenti egyenletből kiszámítható a hasznos teher tömegének és a felszálló tömegnek az aránya (Mpay/Mo). Alacsony Föld körüli pályán vb körülbelül 7544 méter (24 751 láb) másodpercenként, amihez az Mpay/Mo értéknek 0,0374-nek kell lennie. Más szóval, egy 1,337,000 kg-os (2,948,000 font) felszálló rendszerre lenne szükség ahhoz, hogy 50,000 kg-ot (110,000 font) alacsony Föld körüli pályára állítson. Ez egy optimista számítás, mert a (4) egyenlet nem veszi figyelembe a gravitáció, a légellenállás és a felemelkedés közbeni iránykorrekciók hatását, amelyek jelentősen megnövelnék a felszállási tömeget. A (4) egyenletből nyilvánvaló, hogy az Ms és az Mpay között közvetlen kompromisszum van, ezért minden erőfeszítést megtesznek az alacsony szerkezeti tömeg tervezésére, és az Ms/Mp a hajtóműrendszer második értékszámát jelenti. Bár a választott különböző tömegarányok erősen függnek a küldetéstől, a rakéta hasznos terhei általában a felszálló tömeg kis részét teszik ki.

A többszörös szakaszolásnak nevezett technikát számos küldetésben alkalmazzák a felszálló jármű méretének minimalizálására. A hordozórakéta hasznos teherként egy második rakétát visz magával, amelyet az első fokozat kiégése után (amelyet hátrahagynak) kell kilőni. Ily módon az első fokozat inert összetevői nem jutnak el a végsebességig, a második fokozat tolóerejét hatékonyabban lehet a hasznos teherre fordítani. A legtöbb űrrepülés legalább két fokozatot használ. A stratégiát a nagyon nagy sebességet igénylő küldetéseknél több fokozatra is kiterjesztik. Az amerikai Apollo emberes Hold-missziók összesen hat fokozatot használtak.

A rakéták egyedi jellemzői, amelyek hasznossá teszik őket, a következők:

1. A rakéták a világűrben és a Föld légkörében egyaránt működhetnek.

2. Nagyon nagy tolóerő leadására építhetők (egy modern nehéz űrrepülőgép indítási tolóereje 3800 kilonewton (850 000 font).

3. A hajtóműrendszer viszonylag egyszerű lehet.

4. A hajtóműrendszer tűzkész állapotban tartható (fontos a katonai rendszerekben).

5. A hajtóműveket a világűrben is lehet tartani (fontos a katonai rendszerekben). A kisméretű rakétákat a legkülönbözőbb indítóállványokról lehet kilőni, a csomagolóládáktól kezdve a vállról indítható rakétákon át a repülőgépekig (nincs visszarúgás).

Ezek a tulajdonságok nem csak azt magyarázzák, hogy az összes sebesség- és távolsági rekordot rakétarendszerek állítják fel (levegőben, földön, űrben), hanem azt is, hogy az űrrepülésben miért kizárólag a rakétákat választják. Emellett a hadviselés átalakulásához is vezettek, mind a stratégiai, mind a taktikai hadviselésben. Valóban, a modern rakétatechnológia kialakulása és fejlődése a II. világháború alatti és azóta tartó fegyverfejlesztésekhez köthető, amelyek jelentős részét az “űrügynökségek” kezdeményezései, például az Ariane, az Apollo és az űrsiklóprogramok finanszírozták.

A modern rakétatechnológia kialakulása és fejlődése a II. világháború alatti és utáni fegyverfejlesztésekre vezethető vissza.