Věda a technika v pozadí
Vodíková raketa

Teorie

Princip raketového motoru je založen na zákonu akce a reakce. Jestliže je jedno těleso uvedeno do pohybu silou jedním směrem, působí na druhé těleso stejně veliká síla opačného směru a uvádí ho rovněž do pohybu. Relativně vysokou rychlostí vysílá jedním směrem proud hmotných částic, ty mají díky vysoké rychlosti i přes většinou velmi malou hmotnost (jde o atomy, molekuly nebo ionty) velkou hybnost, a protože podle zákona zachování hybnosti musí zůstat celková hybnost soustavy nezměněná, získává stejně velkou, ale opačně orientovanou hybnost i raketa.

Základní částí raketového motoru je jedna nebo více spalovacích komor, do kterých se přivádí jednak palivo (může to být i letecký petrolej), jednak okysličovadlo (zkapalněný kyslík), které hoření umožňuje. Vlastní pohonnou látkou rakety jsou rozžhavené plyny, které při hoření vznikají ve spalovací komoře a unikají z ní tryskou trychtýřovitého tvaru. Plyny jsou z trysky vypuzovány obrovskou silou větší než 10⁶ N. Např. Sputnik 1 vynesla raketa Vostok, která vyvinula tahovou sílu přibližně 5 ∙ 10⁶ N. Stejně velkou tahovou silou je uváděna raketa do pohybu. Unikání plynů má za následek postupné zmenšování hmotnosti celé rakety o hmotnost spáleného paliva. Jestliže však na raketu bude působit stále stejná tahová síla, pak se lehčí raketa bude stále více zrychlovat. Tento účinek bude tím větší, čím větší část počáteční hmotnosti rakety bude připadat na palivo a okysličovadlo, jejíž nádrže v raketě zaujímají největší část prostoru. Před startem může palivo činit 90 % hmotnosti rakety. 

Konstantin Ciolkovskij.
Zdroj: commons.wikimedia.org. Public domain.

Konstantin Ciolkovskij při svých výpočtech vyšel ze zákona zachování hybnosti. Vyjádřil přírůstek rychlosti rakety Δv s využitím okamžité hmotnosti m, hmotnosti spotřebovaných pohonných hmot, čili úbytku hmotnosti Δm a výtokové rychlosti spalných plynů w 

Poté ze vztahu vyjádřil změnu rychlosti Δv

Z tohoto výrazu lze dále určit zrychlení rakety a tak, že změnu rychlosti Δv vydělíme odpovídající změnou času Δt

Podle druhého Newtonova zákona lze vyjádřit pomocí zrychlení a a hmotnosti m sílu, která způsobuje toto zrychlení. Tato síla, nazývaná tažná síla motoru nebo jen tah, je označována F a rovná se

Z obou těchto vztahů je zřejmé, že jak zrychlení a, tak tah F jsou přímo úměrné výtokové rychlosti spalných plynů w. Z podílu Δm a Δt pak můžeme získat sekundovou spotřebu paliva v kilogramech za sekundu.

Z tohoto vztahu pokračoval Ciolkovskij ve výpočtech dál. Vzal v úvahu celkovou hmotnost rakety při startu m_s a konečnou rychlost rakety m_k a dospěl ke vzorci, který vyjadřuje konečnou, takzvaně charakteristickou rychlost rakety v po skončení chodu motoru

Ze vzorce je patrné, že velikost charakteristické rychlosti závisí jak na výtokové rychlosti, tak na poměru startovní a konečné hmotnosti rakety tzv. Ciolkovského nebo hmotnostním čísle rakety a označovaném C. Ze vztahu také vyplývá poměr počáteční a konečné hmotnosti rakety na dosažené rychlosti. Pro dosažení první kosmické rychlosti je nutné, aby počáteční hmotnost rakety byla 14krát větší než konečná (C = 14), pro dosažení druhé kosmické rychlosti je nutné, aby počáteční hmotnost rakety byla 40krát větší než konečná hmotnost (C = 40). K vynesení tělesa na oběžnou dráhu Země je nutné zkonstruovat raketu o hmotnostním čísle C > 25. To by v případě jednostupňové rakety znamenalo, že z celkové hmotnosti 18 202 kg by jedna dvacetipětina připadala na motor a užitečnou zátěž – při 100 kg užitečného zatížení je to jen 619 kg na konstrukci včetně motorů. Zbytek hmotnosti by muselo tvořit palivo. Je zřejmé, že konstrukce tohoto nosiče je zcela mimo naše možnosti, ale z výše uvedeného vyplývá, že při použití vícestupňových raket (ciolkovského čísla se pak násobí) můžeme počítat s hmotnostními čísly jednotlivých stupňů v rozmezí C = 2 až C = 4, jejichž výroba je naprosto reálná. Díky tomu je možné vynaložit na konstrukci a motory značně větší procento hmotnosti, která je spotřebována mimo jiné i na chlazení motorů, které značně zvyšuje jak jejich životnost, tak i výkony.

V první fázi po startu raketu pohání první, nejmohutnější stupeň, který se po vyhoření paliva od ostatních stupňů rakety oddělí, tím se zmenší hmotnost rakety a v další fázi letu rakety pracuje motor druhého, popř. třetího stupně. Od posledního stupně se v závěru startovní, tzv. aktivní fáze letu oddělí užitečná zátěž v podobě družice nebo kosmické lodi s posádkou. Budeme-li uvažovat odpor vzduchu, je nutné přidat 10 – 15 % rychlosti bez uvažovaného odporu. Pro dosažení rychlosti 9 km/s je třeba, aby ryketa na konci procesu měla hmotnost 4krát menší.

Motor rakety slouží jen k dosažení potřebné rychlosti, po spálení pohonných hmot přestane pracovat. Další pohyb rakety se uskutečňuje bez motorů na základě 1. Newtonova zákona z kinetické energie, kterou raketa od motorů získala. Raketové motory jsou nutné nejen k vzlétnutí, ale také k přistání a manévrování v kosmu.

Existují dva hlavní typy raket - jedny jsou poháněny pevným palivem, druhé kapalným. Rakety s pevnými palivy se za padesát let vývoje změnily jen málo. Stále se používají stejné druhy pevných paliv - z nitrocelulózy, nitroglycerinu, směsi okysličovadla a pevného uhlovodíkového paliva. Jejich hlavní výhodou je výkonnost a nenáročnost. Fungují stejně dobře ve vesmíru jako v zemské atmosféře. Hlavní nevýhoda spočívá v tom, že průběh spalování se po zážehu nedá nijak ovlivnit. Rakety s kapalným palivem patří mezi nejpoužívanější. Jsou vybaveny oddělenými zásobníky pro palivo a kapalný, hluboce podchlazený kyslík, který je nutný pro oxidaci, tedy pro jeho spalování. Obě dvě složky jsou sváděny dohromady pomocí čerpacího zařízení do prostoru, kde dochází ke spalování. Jsou to rakety s vyšším výkonem a snadnější kontrolou, ale na druhé straně jsou také složitější, nákladnější a nebezpečnější. Palivo se do nich musí dodávat až před startem, jeho skladování by totiž bylo riskantní.