Raketový pohon - Rocket propellant - Wikipedia

tento článek potřebuje další citace pro ověření. Prosím pomozte vylepšit tento článek podle přidávání citací ke spolehlivým zdrojům. Zdroj bez zdroje může být napaden a odstraněn. Najít zdroje: "Raketový pohon"  – zprávy  · noviny  · knihy  · učenec  · JSTOR (Duben 2020) (Zjistěte, jak a kdy odstranit tuto zprávu šablony)

A Delta IV Heavy během startu. Raketa je zcela poháněna Kapalný vodík a Tekutý kyslík kryogenní pohonné hmoty.

Raketový pohon je reakční hmota a raketa. Tato reakční hmota je vyhozena nejvyšší dosažitelnou rychlostí z a raketový motor k výrobě tah. Potřebná energie může pocházet buď ze samotných pohonných látek, jako u a chemická raketa, nebo z externího zdroje, jako u iontové motory.

Přehled

Rakety vytvářejí tah vypuzováním Hmotnost zadní část, vysokou rychlostí. The tah vyrobené lze vypočítat vynásobením hmotnostní průtok hnacích plynů jejich rychlostí výfukového plynu vzhledem k raketě (specifický impuls ). Raketu lze považovat za zrychlenou tlakem spalujících plynů proti spalovací komoře a tryska, nikoli „tlačením“ proti vzduchu za nebo pod ním. Raketové motory si vedou nejlépe vesmír z důvodu nedostatečného tlaku vzduchu na vnější straně motoru. Ve vesmíru je také možné namontovat delší trysku, aniž byste trpěli oddělení toku.

Většina chemických pohonných látek uvolňuje energii skrz redox chemie, konkrétněji spalování. Jako takový, oba oxidační činidlo a a redukční činidlo (palivo) musí být ve směsi. Rozklad, například vysoce nestabilní peroxid dluhopisy v monopropellant rakety, mohou být také zdrojem energie.

V případě bipropellant kapalné rakety, směs redukčního paliva a oxidačního oxidačního činidla se zavádí do a spalovací komora, obvykle pomocí a turbočerpadlo překonat tlak. Jak probíhá spalování, kapalná pohonná látka Hmotnost se při vysoké teplotě a tlaku přeměňuje na obrovské množství plynu. Tento proud výfukových plynů je vyzařován z trysky motoru vysokou rychlostí, čímž se vytváří nepřátelská síla, která pohání raketu vpřed v souladu s Newtonovy zákony pohybu.

Chemické rakety lze seskupovat podle fází. Pevné rakety používají pohonnou látku v pevná fáze, rakety na kapalná paliva používají pohonnou látku v kapalná fáze, rakety na plynná paliva používají pohonné hmoty v plynná fáze, a hybridní rakety používejte kombinaci pevných a kapalných nebo plynných pohonných hmot.

U motorů na tuhá paliva se při odlévání motoru kombinuje palivo a oxidační činidlo. Ke spalování pohonné látky dochází uvnitř skříně motoru, která musí obsahovat vyvíjené tlaky. Pevné rakety mají obvykle vyšší tah, méně specifický impuls, kratší doby hoření a vyšší hmotnost než kapalné rakety a navíc je nelze zastavit, jakmile se rozsvítí.

Raketové stupně

Ve vesmíru maximum změna rychlosti že raketový stupeň může propůjčit své užitečné zatížení, je primárně jeho funkcí hmotnostní poměr a jeho rychlost výfuku. Tento vztah popisuje raketová rovnice. Rychlost výfuku závisí na použitém hnacím plynu a motoru a úzce souvisí s ním specifický impuls, celková energie dodaná raketovému vozidlu na jednotku spotřebované hmotnosti pohonné látky. Hmotnostní poměr může být také ovlivněn výběrem daného hnacího plynu.

Raketové stupně, které létají atmosférou, obvykle používají hnací látky s nízkou výkonností, vysokou molekulovou hmotností a vysokou hustotou kvůli menšímu a lehčímu požadovanému tanku. Horní stupně, které většinou nebo pouze pracují ve vakuu vesmíru, mají tendenci využívat vysokou energii, vysoký výkon a nízkou hustotu kapalný vodík palivo.

Tuhá chemická raketová paliva

Tuhá paliva se dodávají ve dvou hlavních typech. "Kompozity" se skládají převážně ze směsi granulí pevného oxidačního činidla, jako je např dusičnan amonný, amonný dinitramid, chloristan amonný nebo dusičnan draselný v polymerním pojivu s vločkami nebo prášky energetických palivových sloučenin (příklady: RDX, HMX, hliník, berylium). Mohou být také přidána změkčovadla, stabilizátory a / nebo modifikátory rychlosti hoření (oxid železitý, oxid měďnatý).

Jedno-, dvoj- nebo trojnásobné báze (v závislosti na počtu primárních složek) jsou homogenní směsi jedné až tří primárních složek. Tyto primární přísady musí zahrnovat palivo a oxidační činidlo a často také zahrnují pojiva a změkčovadla. Všechny komponenty jsou makroskopicky nerozeznatelné a často jsou smíchány jako kapaliny a vytvrzovány v jedné dávce. Ingredience mohou často mít více rolí. Například RDX je jak palivo, tak okysličovadlo, zatímco nitrocelulóza je palivo, okysličovadlo a strukturní polymer.

Dále komplikuje kategorizaci, existuje mnoho hnacích plynů, které obsahují prvky dvousložkových a kompozitních hnacích plynů, které často obsahují určité množství energetických přísad homogenně přimíchaných do pojiva. V případě střelného prachu (lisovaný kompozit bez polymerního pojiva) je palivem dřevěné uhlí, oxidačním činidlem je dusičnan draselný a síra slouží jako reakční katalyzátor a zároveň se spotřebovává za vzniku různých reakčních produktů, jako je sulfid draselný.

Nejnovější nitraminová pevná paliva na bázi CL-20 (HNIW) může odpovídat výkonu skladovatelných kapalných pohonných hmot NTO / UDMH, ale nelze je škrtit nebo restartovat.

Výhody tuhých pohonných hmot

Rakety na tuhá paliva jsou mnohem snáze skladovatelné a manipulovatelné než rakety na kapalná paliva. Vysoká hustota hnacího plynu přispívá také ke kompaktní velikosti. Díky těmto vlastnostem, jednoduchosti a nízké ceně jsou rakety na tuhá paliva ideální pro vojenské aplikace.

Jejich jednoduchost také dělá z pevných raket dobrou volbu, kdykoli je zapotřebí velkého tahu a cena je problém. The Raketoplán a mnoho dalších orbitálních nosná vozidla používat rakety na tuhá paliva v jejich posilovacích fázích (pevné raketové posilovače ) z tohoto důvodu.

Nevýhody tuhých pohonných hmot

Rakety na tuhá paliva mají nižší specifický impuls, míra účinnosti paliva, než rakety na kapalná paliva. Výsledkem je, že celkový výkon pevných horních stupňů je nižší než u kapalných stupňů, přestože poměry pevné hmoty jsou obvykle v rozmezí 0,91 až 0,93, stejně dobré nebo lepší než většina horních stupňů kapalného paliva. Vysoké hmotnostní poměry, které jsou možné u těchto nesegmentovaných pevných horních stupňů, jsou výsledkem vysoké hustoty hnacího plynu a velmi vysokého poměru pevnosti k hmotnosti vláken vinutých motorem.^{[Citace je zapotřebí ]}

Nevýhodou pevných raket je, že nemohou být škrceny v reálném čase, ačkoli lze naprogramovaný plán tahu vytvořit úpravou geometrie vnitřního paliva. Pevné rakety mohou být odvětrány, aby uhasily spalování nebo reverzní tah jako prostředek k řízení dosahu nebo přizpůsobení oddělení hlavice. Odlévání velkého množství pohonné látky vyžaduje důslednost a opakovatelnost, aby se zabránilo prasklinám a prázdnotám v dokončeném motoru. Míchání a odlévání probíhá pod kontrolou počítače ve vakuu a směs hnacího plynu je rozprostřena do tenka a skenována, aby se zajistilo, že do motoru nebudou zavedeny žádné velké plynové bubliny.

Rakety na tuhá paliva netolerují trhliny a dutiny a k identifikaci poruch vyžadují následné zpracování, jako jsou rentgenové snímky. Proces spalování je závislý na povrchu paliva. Dutiny a praskliny představují místní zvětšení plochy hoření, což zvyšuje místní teplotu, což zvyšuje místní rychlost spalování. Tato smyčka pozitivní zpětné vazby může snadno vést ke katastrofickému selhání pouzdra nebo trysky.

Historie pevných paliv

Tuhá raketová pohonná látka byla poprvé vyvinuta ve 13. století za čínských podmínek Dynastie písní. Nejprve byla použita čínská píseň střelný prach v roce 1232 během vojenské obléhání Kaifeng.^{[1][2][3][4][5]}

V průběhu 50. a 60. let se vyvinuli vědci ve Spojených státech kompozitní pohonná hmota chloristanu amonného (APCP). Tato směs je obvykle jemně mletá ze 69–70% chloristan amonný (oxidační činidlo), v kombinaci s 16-20% jemným hliníkový prášek (palivo), držené pohromadě v základu 11-14% polybutadien akrylonitril (PBAN) nebo Polybutadienem zakončeným hydroxylovou skupinou (palivo z polybutadienového kaučuku). Směs je vytvořena jako zahuštěná kapalina a poté odlita do správného tvaru a vytvrzena na pevnou, ale pružnou nosnou pevnou látku. Historicky záznam tuhých pohonných hmot APCP je relativně malý. Armáda však používá širokou škálu různých typů tuhých pohonných hmot, z nichž některé převyšují výkonnost APCP. Srovnání nejvyšších specifických impulsů dosažených různými kombinacemi pevných a kapalných pohonných hmot používaných v současných nosných prostředcích je uvedeno v článku o rakety na tuhá paliva.^[6]

V 70. a 80. letech přešly USA úplně na ICBM na tuhá paliva: the LGM-30 Minuteman a LG-118A Peacekeeper (MX). V 80. a 90. letech nasadily SSSR / Rusko také ICBM na tuhá paliva (RT-23, RT-2PM, a RT-2UTTH ), ale ponechá si dvě ICBM na kapalná paliva (R-36 a UR-100N ). Všechny ICBM na tuhá paliva na obou stranách měly tři počáteční pevné fáze a ti, kteří měli několik nezávisle zaměřených hlavic, měli přesný manévrovatelný autobus používaný k jemnému doladění trajektorie zpětných vozidel.

Kapalná chemická raketová paliva

Hlavními typy kapalných pohonných hmot jsou skladovatelná paliva, která obvykle bývají hypergolický, a kryogenní pohonné hmoty.

Výhody kapalného paliva

Rakety na kapalná paliva mají vyšší specifický impuls než pevné rakety a je možné je škrtit, vypnout a restartovat. Pouze spalovací komora rakety na kapalná paliva musí odolat vysokým spalovacím tlakům a teplotám. Chlazení lze provádět regenerativně pomocí kapalného paliva. Na vozidlech zaměstnávajících turbočerpadla, nádrže na hnací plyn mají nižší tlak než spalovací komora, což snižuje hmotnost nádrže. Z těchto důvodů většina orbitálních nosných raket používá kapalná paliva.

Výhodou primárních specifických impulsů kapalných pohonných hmot je dostupnost vysoce výkonných oxidačních činidel. Několik praktických kapalných oxidačních činidel (kapalný kyslík, oxid dusný, a peroxid vodíku ) jsou k dispozici, které mají lepší specifický impuls než chloristan amonný používá se ve většině pevných raket ve spojení s vhodnými palivy.

Některé plyny, zejména kyslík a dusík, mohou být schopné být shromážděny z horní atmosféra a přeneseny až do nízká oběžná dráha Země pro použití v sklady pohonných hmot při podstatně snížených nákladech.^[7]

Nevýhody kapalných pohonných hmot

Hlavní potíže s kapalnými hnacími plyny jsou také s oxidačními činidly. Skladovatelná oxidační činidla, jako např kyselina dusičná a oxid dusičitý, bývají extrémně toxické a vysoce reaktivní, zatímco kryogenní pohonné látky musí být podle definice skladovány při nízké teplotě a mohou mít také problémy s reaktivitou / toxicitou. Kapalný kyslík (LOX) je jediný letěný kryogenní oxidátor - další, jako je FLOX, a fluor / LOX mix, nikdy nebyly přepravovány kvůli nestabilitě, toxicitě a výbušnosti.^[8] Bylo navrženo několik dalších nestabilních, energetických a toxických oxidačních činidel: kapalina ozón (Ó₃), ClF₃, a ClF₅.

Rakety na kapalná paliva vyžadují potenciálně problematické ventily, těsnění a turbočerpadla, což zvyšuje cenu rakety. Turbočerpadla jsou obzvláště problematická kvůli vysokým požadavkům na výkon.

Současné kryogenní typy

• Kapalný kyslík (LOX) a vysoce rafinovaný petrolej (RP-1 ). Používá se pro první fáze Atlas V, Falcon 9, Falcon Heavy, Sojuz, Zenit a vývojové rakety jako Angara a Dlouhý 6. března. Tato kombinace je obecně považována za nejpraktičtější pro posilovače, které se zvedají na úrovni země, a proto musí pracovat při plném atmosférickém tlaku.
• LOX a kapalný vodík. Používá se na Kentaur horní stupeň, Raketa Delta IV, H-IIA raketa, většina evropských etap Ariane 5 a Space Launch System jádro a horní stupně.
• LOX a kapalný metan (z Zkapalněný zemní plyn ) jsou plánovány pro použití na několika vyvíjených raketách, včetně Vulcan, New Glenn, a Hvězdná loď SpaceX.

Aktuální typy, které lze uložit

• Oxid dusný (N₂Ó₄) a hydrazin (N₂H₄), MMH nebo UDMH. Používá se ve vojenských, orbitálních a vesmírných raketách, protože obě kapaliny jsou skladovatelné po dlouhou dobu při rozumných teplotách a tlacích. N₂Ó₄/ UDMH je hlavní palivo pro Protonová raketa, starší Rakety dlouhého března (LM 1-4), PSLV, Fregat, a Briz-M horní stupně. Tato kombinace je hypergolický, což vytváří atraktivně jednoduché sekvence zapalování. Hlavní nevýhodou je, že tyto pohonné látky jsou vysoce toxické a vyžadují opatrné zacházení.
• Monopropellanty jako peroxid vodíku, hydrazin, a oxid dusičitý jsou primárně používány pro ovládání postoje a kosmická loď vedení stanice kde jejich dlouhodobá skladovatelnost, jednoduchost použití a schopnost poskytovat potřebné malé impulsy převažují nad jejich nižším specifickým impulzem ve srovnání s bipropellanty. Peroxid vodíku se také používá k pohonu turbočerpadel prvního stupně nosné rakety Sojuz.^{[Citace je zapotřebí ]}

Poměr směsi

Teoretická rychlost výfuku dané chemie hnacího plynu je úměrná energii uvolněné na jednotku hmotnosti hnacího plynu (specifická energie). V chemických raketách představuje nespálené palivo nebo oxidační činidlo ztrátu chemická potenciální energie, což snižuje specifická energie. Většina raket však provozuje směsi bohaté na palivo, což má za následek nižší teoretické rychlosti výfuku.^[9]

Směsi bohaté na palivo však mají také nižší hodnoty molekulární váha výfukové druhy. Tryska rakety převádí Termální energie hnacích plynů do řízené Kinetická energie. K této přeměně dochází v době, po kterou pohonné látky proudí ze spalovací komory skrz hrdlo motoru a ven z trysky, obvykle v řádu jedné milisekundy. Molekuly uchovávají tepelnou energii v rotaci, vibracích a translaci, přičemž pouze ta druhá může být snadno použita k přidání energie do raketového stupně. Molekuly s menším počtem atomů (jako CO a H₂) mají méně dostupných vibračních a rotační režimy než molekuly s více atomy (jako CO₂ a H₂Ó). V důsledku toho se menší molekuly ukládají méně vibračně a rotační energie pro dané množství tepelného vstupu, což má za následek, že je k dispozici více translační energie pro převod na kinetickou energii. Výsledné zlepšení účinnosti trysek je dostatečně velké, aby skutečné raketové motory zlepšily svou skutečnou rychlost výfukových plynů spuštěním bohatých směsí s poněkud nižšími teoretickými rychlostmi výfukového plynu.^[9]

Účinek molekulové hmotnosti výfukového plynu na účinnost trysek je nejdůležitější pro trysky pracující poblíž hladiny moře. Rakety s vysokou expanzí pracující ve vakuu mají mnohem menší účinek, a proto jsou provozovány méně bohatě.

Rakety LOX / uhlovodíky jsou mírně bohaté (hmotnostní poměr O / F 3 spíše než stechiometrický 3,4 až 4), protože uvolňování energie na jednotku hmotnosti rychle klesá, protože poměr směsi se odchyluje od stechiometrického. LOX / LH₂ rakety běží velmi bohatě (hmotnostní poměr O / F 4 spíše než stechiometrický 8), protože vodík je tak lehký, že uvolňování energie na jednotku hmotnosti hnacího plynu klesá velmi pomalu s přídavkem vodíku. Ve skutečnosti LOX / LH₂ rakety jsou obecně omezené v tom, jak bohaté jsou provozovány výkonovým trestem hmotnosti extra vodíkové nádrže namísto základní chemie.^[9]

Dalším důvodem pro zbohatnutí je to, že off-stechiometrické směsi hoří chladněji než stechiometrické směsi, což usnadňuje chlazení motoru. Protože produkty spalování bohaté na palivo jsou méně chemicky reaktivní (korozívní ) než produkty spalování bohaté na oxidační činidla je drtivá většina raketových motorů navržena pro provoz na palivo bohaté. Existuje alespoň jedna výjimka: ruská RD-180 preburner, který spaluje LOX a RP-1 v poměru 2,72.

Poměry směsi mohou být navíc během startu dynamické. To lze využít u návrhů, které upravují poměr oxidačního činidla k palivu (spolu s celkovým tahem) během letu, aby se maximalizoval celkový výkon systému. Například během rozjezdu je tah cennější než specifický impuls a pečlivé nastavení poměru O / F může umožnit vyšší úrovně tahu. Jakmile je raketa mimo odpalovací rampu, lze vyladit poměr O / F motoru pro vyšší účinnost.

Hustota hnacího plynu

I když kapalný vodík dává vysoké I_sp, jeho nízká hustota je nevýhodou: vodík zaujímá asi 7x větší objem na kilogram než hustá paliva, jako je petrolej. Nádrž na palivo, potrubí a čerpadlo musí být odpovídajícím způsobem větší. To zvyšuje suchou hmotnost vozidla a snižuje výkon. Tekutý vodík je také relativně nákladný na výrobu a skladování a způsobuje potíže s konstrukcí, výrobou a provozem vozidla. Kapalný vodík je však velmi vhodný pro použití v horním stupni, kde I_sp je prémie a poměr tahu k hmotnosti je méně relevantní.

Husté nosné rakety mají vyšší vzletovou hmotnost kvůli nižšímu I_sp, ale může snáze vyvinout vysoký vzletový tah kvůli sníženému objemu komponent motoru. To znamená, že vozidla s posilovacími stupni s hustým pohonem dosáhnou oběžné dráhy dříve, čímž se minimalizují ztráty v důsledku gravitační odpor a snižování efektivity delta-v požadavek.

Navrhovaný tripropellantová raketa při nízké nadmořské výšce používá hlavně husté palivo a ve vyšší nadmořské výšce přepíná na vodík. Studie navrhované v 60. letech jedna fáze na oběžnou dráhu vozidla používající tuto techniku.^[10] The Raketoplán aproximoval to použitím hustých pevných raketových zesilovačů pro většinu tahu během prvních 120 sekund. Hlavní motory spalovaly směs vodíku a kyslíku bohatou na palivo, fungovaly nepřetržitě po celou dobu startu, ale poskytovaly většinu tahu ve vyšších nadmořských výškách po vyhoření SRB.

Ostatní chemické pohonné látky

Hybridní pohonné hmoty

Hybridní pohonné hmoty: skladovatelné okysličovadlo používané s tuhým palivem, které si zachovává většinu výhod jak kapalin (vysoký ISP), tak pevných látek (jednoduchost).

A hybridní raketa obvykle má tuhé palivo a kapalné nebo oxidační činidlo NEMA.^{[je zapotřebí objasnění ]} Tekutý oxidátor umožňuje škrtit a restartovat motor stejně jako raketa na kapalná paliva. Hybridní rakety mohou být také ekologicky bezpečnější než pevné rakety, protože některá vysoce účinná oxidační činidla v pevné fázi obsahují chlor (konkrétně kompozity s chloristanem amonným) ve srovnání s benignějším kapalným kyslíkem nebo oxidem dusným, které se často používají v hybridech. To platí pouze pro specifické hybridní systémy. Existují hybridy, které používaly sloučeniny chloru nebo fluoru jako okysličovadla a nebezpečné materiály, jako jsou sloučeniny berylia, přimíchané do zrna pevného paliva. Protože jen jedna složka je kapalina, hybridy mohou být jednodušší než kapalné rakety v závislosti na hnací síle použité k transportu kapaliny do spalovací komory. Méně kapalin obvykle znamená méně a menší potrubní systémy, ventily a čerpadla (pokud jsou použity).

Hybridní motory trpí dvěma hlavními nevýhodami. Prvním, sdíleným s raketovými motory na tuhá paliva, je to, že plášť kolem palivového zrna musí být postaven tak, aby odolal plnému spalovacímu tlaku a často i extrémním teplotám. Moderní kompozitní struktury však tento problém zvládají dobře, a pokud se používají s oxid dusičitý a pohonná látka z pevné gumy (HTPB), je stejně potřeba relativně malé procento paliva, takže spalovací komora není nijak zvlášť velká.^{[Citace je zapotřebí ]}

Hlavní zbývající potíž s hybridy spočívá ve smíchání hnacích plynů během procesu spalování. V pevných pohonných látkách se okysličovadlo a palivo mísí v továrně za pečlivě kontrolovaných podmínek. Kapalná paliva jsou obecně míchána injektorem v horní části spalovací komory, který směruje mnoho malých rychle se pohybujících proudů paliva a oxidačního činidla do sebe navzájem. Konstrukce vstřikovače raket na kapalná paliva byla studována velmi dlouho a stále odolává spolehlivé predikci výkonu. V hybridním motoru dochází ke směšování na povrchu tavení nebo odpařování paliva. Míchání není dobře kontrolovaný proces a obecně je spousta hnacího plynu nespálena,^[11] což omezuje účinnost motoru. Rychlost spalování paliva je do značné míry určena tokem oxidačního činidla a exponovanou povrchovou plochou paliva. Tato rychlost spalování není obvykle dostatečná pro operace s vysokým výkonem, jako jsou boostery, pokud není povrchová plocha nebo tok oxidačního činidla vysoký. Příliš vysoký tok oxidačního činidla může vést k zaplavení a ztrátě přidržení plamene, což lokálně uhasí spalování. Povrchovou plochu lze zvětšit, obvykle o delší zrna nebo více portů, ale to může zvýšit velikost spalovací komory, snížit pevnost zrna a / nebo snížit objemové zatížení. Kromě toho, jak hoření pokračuje, se otvor ve středu zrna (dále jen „port“) rozšiřuje a poměr směsi má tendenci stát se bohatším na oxidační činidlo.

U hybridních motorů došlo k mnohem menšímu vývoji než u pevných a kapalných motorů. Pro vojenské použití vedla snadná manipulace a údržba k použití pevných raket. Pro orbitální práci jsou kapalná paliva účinnější než hybridy a většina vývoje se soustředila tam. V poslední době došlo ke zvýšení vývoje hybridních motorů pro nevojenské suborbitální práce:

• Několik univerzit nedávno experimentovalo s hybridními raketami. Univerzita Brighama Younga, University of Utah a Státní univerzita v Utahu vypustil v roce 1995 studentskou raketu Unity IV, která spalovala tuhé palivo polybutadienem zakončeným hydroxylovou skupinou (HTPB) s oxidačním činidlem plynného kyslíku a v roce 2003 uvedla na trh větší verzi, která HTPB spalovala oxidem dusným. Stanfordská Univerzita zkoumá oxid dusný /parafinový vosk hybridní motory. UCLA zahájila hybridní rakety prostřednictvím vysokoškolské studentské skupiny od roku 2009 pomocí HTPB.^[12]
• Technologický institut v Rochesteru stavěl hybridní raketu HTPB, aby vypustil malé užitečné zatížení do vesmíru a na několik objektů blízkých Zemi. Jeho první spuštění bylo v létě 2007.
• Škálované kompozity SpaceShipOne, první soukromá kosmická loď s posádkou, byla poháněna hybridní raketou spalující HTPB s oxidem dusným: RocketMotorOne. Hybridní raketový motor byl vyroben společností SpaceDev. Společnost SpaceDev částečně založila své motory na experimentálních datech shromážděných z testování motorů AMROC (American Rocket Company) na zkušebním stanovišti E1 NASA Stennis Space Center.

Plynná paliva

GOX (plynný kyslík) byl použit jako okysličovadlo pro Buranův program orbitální manévrovací systém.

Inertní pohonné hmoty

Některé konstrukce raket dodávají energii svým pohonným látkám s externími zdroji energie. Například, vodní rakety použít stlačený plyn, obvykle vzduch, k vytlačování vodní reakční hmoty z rakety.

Iontová tryska

Iontové trysky ionizovat neutrální plyn a vytvářet tah urychlením iontů (nebo plazmy) elektrickým a / nebo magnetickým polem.

Tepelné rakety

Tepelné rakety používejte inertní hnací látky s nízkou molekulovou hmotností, které jsou chemicky kompatibilní s topným mechanismem při vysokých teplotách. Solární termální rakety a jaderné tepelné rakety obvykle navrhuje použít kapalný vodík pro a specifický impuls přibližně 600–900 sekund, nebo v některých případech voda, která je vyčerpána jako pára po určitý impuls přibližně 190 sekund. Jaderné tepelné rakety využívají teplo jaderné štěpení přidat energii do hnacího plynu. Některé konstrukce oddělují jaderné palivo a pracovní kapalinu, čímž se minimalizuje možnost radioaktivní kontaminace, ale ztráta jaderného paliva byla přetrvávajícím problémem během testovacích programů v reálném světě. Solární termální rakety používají koncentrované sluneční světlo k ohřevu pohonné látky, spíše než k použití jaderného reaktoru.

Stlačený plyn

Pro aplikace s nízkým výkonem, jako je ovládání postoje byly použity trysky, stlačené inertní plyny, jako je dusík.^[13] Energie se ukládá v tlaku inertního plynu. Avšak vzhledem k nízké hustotě všech praktických plynů a vysoké hmotnosti tlakové nádoby potřebné k jejímu zachycení mají stlačené plyny v současné době malé využití.

Jaderná plazma

v Projekt Orion a další jaderný pulzní pohon návrhy, hnacím plynem by byly plazmové úlomky z řady jaderné výbuchy.^[14]

Viz také

• ALICE (pohonná látka)
• Trinitramid
• Časová osa vodíkových technologií
• Kategorie: raketová paliva
• Srovnání: Letecké palivo
• Jaderný pohon
• Iontová tryska
• Crawfordův hořák

Reference

externí odkazy

• Raketová paliva (z Raketová a vesmírná technologie)