Raketmotor

En raketmotor är en motor som bland annat används för att driva fram rymdfarkoster. Raketmotorer är en vidareutveckling på jetmotorn och baseras teoretiskt på Newtons tredje lag om att varje kraft har en likvärdig motkraft. Medan vanliga jetmotorer (inom till exempel flyg) utnyttjar den syrgas, O₂, som finns i atmosfärens lägre skikt (troposfären) för att kunna förbränna sitt bränsle (fotogen), så måste raketmotorn utöver bränsle även medföra syre. Syret kan vara i flytande form (vätskeraketmotorer), eller bundet i något kemiskt ämne (fastbränsleraketer).

Historia

De första raketmotorerna utvecklades i det nazistiska Tyskland under andra världskrigets senare del. Den obemannade V-2-raketen, utvecklad av Wernher von Braun, var den första uppfinning som utnyttjade raketmotorn. (Dess föregångare V-1 var ingen raket, snarare ett obemannat jetdrivet flygplan). Efter krigsslutet våren 1945 fick både Sovjetunionen och USA de forskare, som tidigare arbetat åt Tyskland, att vidareutveckla raketmotorn. Trots att V2-programmets ledande forskare, Werner von Braun, arbetade för USA, lyckades det kommunistiska Sovjetunionen att skjuta upp planeten Jordens (Tellus) första artificiella satellit, den så kallade Sputniken den 4 oktober 1957. Detta blev en chock för Västvärlden under det pågående s.k. kalla kriget. Inte bara tycktes kommunismen ligga tekniskt före västvärlden (åtminstone i kommunistisk propaganda), dessutom kunde Sovjetunionen nu bomba USA med kärnvapenladdade raketer. Och den så kallade Rymdkapplöpningen inleddes. Sovjetunionens försprång inkluderade bl.a. uppskjutningen av "rymdhunden" Lajka, den första människan Jurij Gagarin samt den första rundningen av månen. De första bilderna av månens baksida uppsnappades dock av Storbritannien och de första publicerade fotografierna av månens baksida presenterades i brittisk press. Och sakta men säkert började USA ta in på det sovjetiska försprånget. Den amerikanske presidenten John F Kennedy uttalande tidigt under sin ämbetsperiod "att USA skulle sända människor för att landa på månen innan 1960-talet var slut".

Detta uppnåddes också för första gången med Apollo 11 som sköts upp med Werner von Brauns raket Saturn V. Fram till 1972 landade amerikanska rymdfarkoster ytterligare fem gånger på månen och samtliga dessa rymdfärder använde Saturn V-raketer.

Raketmotorer av de typer som använts av bland annat den tyska V2, amerikanska Saturn V och ryska Sojuz tar reaktionsmassan från en eller flera behållare och genererar en stråle som rör sig med överljudsfart.

Raketmotorvarianter

Det finns flera olika typer av raketmotorer, den kanske mest kända varianten är den kemiska raketmotorn.

Varianter av raketmotorer

Kemisk framdrivning
Fysisk framdrivning
Elektrisk framdrivning
Soldrivning
Strålframdrivning
Nukleär framdrivning

Kemiska raketmotorer

En kemisk raket består generellt av ett eller fler drivsteg och en nyttolast. Beroende på ändamål (militärt, civilt, forskning, etc.) kan nyttolasten vara i princip vad som helst. Drivstegen är dock oftast utformade på i princip samma sätt och består av bränsle, förbränningskammare och dysa. Om raketen har fler än ett drivsteg, finns även separations- och kontrollteknik mellan stegen för att få det hela att fungera.

Klassiska raketmotorer producerar gaser som har hög temperatur och som släpps ut i ena änden. Detta åstadkoms genom förbränning av ett eller flera medförda drivmedel i en brännkammare. Drivmedlen är vanligen fasta, i en krutraketmotor, eller flytande, i en vätskeraketmotor. För vätskeraketmotorer kallas det ena bränsle och det andra oxidator och energi genereras när de reagerar med varandra. De mest avancerade raketmotorerna använder flytande väte som bränsle och flytande syre som oxidator.

Från brännkammaren accelereras gaserna i underljudsfart genom kompression mot den trängsta sektionen i munstycket, halsen. Därefter accelereras de supersoniskt genom expansion i munstycket. Detta är konformat eller klockformat. Expansionen sker under stort tryckfall till utloppet där hastigheter av tio gånger den lokala ljudhastigheten förekommer.

En del av raketmotorns framdrivningskraft kommer från det tryck som gaserna utövar på förbränningskammaren, men den stora huvuddelen kommer från trycket mot insidan av raketmunstycket. Inuti förbränningskammaren trycker gasen i stort sett lika hårt mot alla sidor. Vid utloppet är mottrycket mycket mindre, vilket innebär att trycket mot den motsatta sidan, framsidan, saknar motkraft och därför driver raketen framåt. När gaserna sedan expanderar i munstycket trycker de dess framväggar framåt, medan motsvarande tryck bakåt resulterar i accelerationen av utsläppsgaserna.

Man kan dela in kemiska raketer i diverse varianter, de tre vanligaste är

Fast-bränsle-raketer, använder drivmedel i fast form, till exempel kompositkrut.
Flytande-bränsle-raketer, använder ett eller fler ämnen i flytande form som drivmedel, till exempel flytande syre och flytande väte.
Hybridraketer, använder ett fast och ett flytande ämne. Exempel på hybriddrivmedel är PVC och lustgas.

Drivmedel

Drivmedlet i en raket kan skilja ganska mycket mellan olika raketer men det gemensamma är att energiinnehållet ska vara så högt som möjligt; man vill ha en hög specifik impuls.

Vanliga drivmedel

Enkomponentdrivmedel: endast ett material används (förekommer både i flytande och fast form) och därmed behövs endast en drivmedelstank vilket innebär att dessa raketer är enklast att bygga. Om drivmedlet är av fast form (innehåller både oxidationsmedel samt bränsle exempelvis kaliumnitrat + socker) går det inte att stoppa reaktionen, utan motorn brinner tills bränslet är slut. Boosterraketer (startraketer) för starthjälp) är ofta av den här typen. Om bränslet däremot är i flytande form, exempelvis väteperoxid eller hydrazin sprutas drivmedlet över en katalysator vilket möjliggör start och stopp av motorn. Satelliter använder nästan uteslutande hydrazin.
Flerkomponentsbränsle, oftast tvåkomponentsbränsle, är när två eller fler ämnen blandas i en förbränningskammare. Detta kräver fler bränsletankar, en speciell förbränningskammare och teknik för styrning av bränsleförloppet. Detta gör raketen mycket svårare att bygga men man får fördelen att man kan reglera förbränningen och även möjligheten att stänga av raketen efter den startats. Detta gör även att bränslet måste vara flytande eller i gasform (det ena åtminstone, i hybridraketer används ett fast och ett flytande bränsle). Exempel på flerkomponentsbränslen är UDMH + N₂O₄, MMH + N₂O₄, Fotogen + O₂, H₂ + O₂, med flera.

Brännkammare

I brännkammaren sker förbränningen av bränslet. Om bränslet är fast, exempelvis krut, är brännkammare och bränsletank samma sak. I andra raketer har man dock en speciell brännkammare. Kammaren är ofta klotformad, har inlopp för drivmedlet och utlopp till dysan.

Dysa

En viktig del i framdrivningen av raketer är dysan, själva utblåset. Detta är generellt utformat som en kon. Utformningen av dysan är kritisk för utkastmassans (gasernas) utströmningshastighet. Vid rätt form får utkastmassan överljudshastighet i övergången mellan förbränningskammaren och dysan. Detta ger upphov till diverse fysikaliska effekter som gör att kraften blir större än om detta inte skulle ske. Det optimala munstycket togs fram av den svenske uppfinnaren Gustaf de Laval och kallas Lavalmunstycke. På mer avancerade raketer går det att justera dysans riktning under drift så att raketen kan styras. Dysan utsätts för extrema värmevariationer och kraftiga fysiska påfrestningar, vilket lett till att en hel del materialforskning bedrivs på området. Ett ofta använt material i dysans smalaste del är grafit, som har stor motståndskraft mot extrema temperaturer och erosion.

Jämförelse av slutstegsmotorer

**Specifikationer**
	RL10	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
Ursprung	USA	Frankrike	Frankrike	Sovjetunionen	Indien	Indien	Kina	Kina	Ryssland	Japan	Japan	Japan	Japan	Japan
Cykel typ	Expander	Gas-generator	Expander	Stegvis förbränning	Stegvis förbränning	Gas-generator	Gas-generator	Expander	Expander	Gas-generator	Gas-generator	Gas-generator	Öppen cykel	Öppen cykel
Kraft (vac.)	66,7 kN	62,7 kN	180 kN	69,6 kN	73 kN	200 kN	78,45 kN	88,26 kN	98,1 kN	68,6 kN	98 kN	102,9 kN	121,5 kN	137,2 kN
Blandningsförhållande							5,2	6,0		5,2	6,9	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	425	450	452	447
Kammartryck (MPa)	3,2	3,5	6,1	5,6	5,8	6,0	3,68		7,74	2,45	3,51	3,65	3,98	3,58
LH₂ 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
Längd (m)	1,73	1,8	4,2	2,14	2,14		2,8		2,2			2,68	2,69	2,79
Tom vikt (kg)	135	165	280	282	435	558	550		242	255,8	259,4	255	248	285

Elektriska raketmotorer

Jondrift

Huvudartikel: Jonmotor

Med jondrift slungas utkastmassan bakåt av ett elektriskt fält. Raketdriften är alltså inte kemisk, utan elektrisk. Den stora fördelen med dessa är att effektiviteten per viktenhet bränsle är mycket hög dvs. de har väldigt hög specifik impuls. Dock är den framkallade drivkraften mycket låg vilket gör att de inte används för uppskjutning av raketer, utan endast för banjusteringar och liknande för satelliter där tiden för att utföra en manöver inte är något större problem.

Se även

Referenser

Noter

Övriga källor

Spacecraft Systems Engineering, ISBN 0-471-95220-6
Geostationära Nyttosatelliter, ISBN 91-44-28021-1