SILNIK RAKIETOWY CZ. II

Siła ciągu silnika służyć może nie tylko do zwiększenia prędkości pojazdu kosmicznego, ale również do sterowania kierunkowego oraz jeszcze do tracenia nabytej prędkości, czyli do hamowania. Gdy skierujemy strumień gazów wypływających z silnika pod pewnym kątem do prędkości ruchu pojazdu, to i siła ciągu silnika zacznie działać pod tym samym kątem do prędkości, tylko w stronę przeciwną: siła ta spowoduje zmianę kierunku prędkości w stronę przeciwną wypływowi mas odrzutowych. Oznacza to możliwość zmiany kierunku ruchu pojazdu, a więc możność sterowania pojazdu w przestrzeni pustej. Gdy wreszcie ustawimy silnik w ten sposób, że będzie on wyrzucał masę odrzutową dokładnie w kierunku ruchu pojazdu, to siła ciągu jako skierowana w stronę przeciwną, będzie powodować zmniejszenie się prędkości pojazdu. Widzimy, że silnik rakietowy nie tylko może służyć do nadawania pojazdowi coraz to większej prędkości w określonym kierunku, ale pozwala na sterowanie pojazdem oraz na zmniejszenie jego prędkości, czyli na hamowanie ruchu.

Podstawową zależność między prędkością v, jaką uzyskuje rakieta, z której zostaje wyrzucona masa o prędkości uo (względem rakiety) oraz masą początkową rakiety M0 i masą !końcową Mv, pozostającą w rakiecie po zakończeniu pracy silnika, wyraża wzór: i Mo

Jest to tzw. wzór K. Ciołkowskiego uczonego rosyjskiego (z pochodzenia Polaka). Ciołkowski pierwszy wyprowadził ten wzór na początku XX wieku, dla rakiety poruszającej się w pustej przestrzeni {bez oporu środowiska) w polu bezgrawitacyjnym. Ze wzoru tego widać, że prędkość v, jaką rakieta uzyskuje, zależy od dwóch wielkości: od prędkości wyrzucanych mas odrzutowych oraz od stosunku masy początkowej do masy końcowej jaka w rakiecie pozostaje. Aby uzyskiwać możliwie duże wartości na v, należy dobierać takie paliwa dla silnika rakietowego, które dają możliwie dużą prędkość wypływu u o oraz tak konstruować rakietę, aby stosunek mas M0 i Mv był możliwie największy.

W chwili obecnej tzw. paliwa chemiczne (tj. takie, w których energię kinetyczną wypływu gazów spalinowych uzyskuje się dzięki reakcjom chemicznym) dają maksymalną prędkość wypływu gazów z dyszy około 3 km/sek i przynajmniej na razie nie ma nadziei na znaczne jej zwiększenie. Co się tyczy sprawy konstrukcji rakiet w ten sposób, aby stosunek masy początkowej do masy końcowej rakiety był możliwie największy, to jesteśmy mocno skrępowani względami na wytrzymałość całej konstrukcji. Wytrzymałość obecnie rozporządzalnych tworzyw konstrukcyjnych pozwala na projektowanie rakiet o stosunku mas około 5, tzn. około 80% całkowitego ciężaru rakiety może być przeznaczone na paliwo, zaś 20% na konstrukcje nośne, silniki, zbiorniki, wreszcie na bagaż użyteczny. Nie ma nadziei na znaczne polepszenie tego stosunku. Podstawiając do wzoru (1) wartości Vo – 3 km/sek, Mo : Mv = 5, uzyskujemy v = = 4,8 km/sek. Rzeczywiście, pomierzone prędkości maksymalne najbardziej udanych rakiet niewiele przekraczały 4 km/sek. Zapewne nowe wynalazki i ulepszenia pozwolą jeszcze na nieznaczne zwiększenie tej prędkości, ale nie można mieć nadziei, aby mogła ona być znacznie zwiększona.

Leave a reply

You may use these HTML tags and attributes: <a href="" title=""> <abbr title=""> <acronym title=""> <b> <blockquote cite=""> <cite> <code> <del datetime=""> <em> <i> <q cite=""> <s> <strike> <strong>