Raketni motori sa čvrstim gorivom

Motori sa čvrstim gorivom koriste u svom radu materije koje se smeštaju neposredno u komoru za sagorevanje motora i obezbeđuju sagorevanje bez učešća kiseonika iz vazduha.

Čvrsto raketno gorivo pretstavlja mehaničku smešu ili hemisko jedinjenje goriva i oksidatora. Prema podacima časopisa »Flight« doskoro je najširu primenu imalo tzv. »dvoosnovno gorivo« koje se sastoji iz nitrata celuloze plastificirano visokokaloričnim materijama (nitroglicerinom i dr.) i iz manjih količina stabilizatora sagorevanja.

Novi pravac u razvoju raketa sa čvrstim gorivom ostvaren je pojavom kombinovanih goriva koja nastaju mehaničkim mešanjem oksidatora i goriva, pri čemu gorivo služi i kao vezivna materija. Od goriva se koriste kaučukonosne i smolaste materije (sintetički kaučuk, asfalt i dr.), a kao oksidatori služe neorganske soli čiji molekuli sadrže veliki procenat aktivnog kiseonika (amonijum nitrat, kalijum perhlorat i dr.).

Primena kombinovanog čvrstog goriva omogućuje stvaranje livenih punjenja, ne u vidu čvrstih kalupa određenih razmera već u vidu guste smeše smolastog goriva i čvrstog oksidatora. Ta smeša se u zagrejanom stanju lije u komoru za sagorevanje raketnog motora gde se posle hlađenja stvrdnjava i čvrsto spaja sa unutrašnjim zidovima komore za sagorevanje. Ovakvo gorivo mora da bude dosta elastično da bi se sprečilo nastajanje pukotina pod dejstvom naprezanja izazvanih razlikom u stepenu termičkog širenja i skupljanja materije iz kojih je načinjena komora i gorivo.

Kod raketnih motora koji koriste čvrsto gorivo, komora za sagorevanje služi i kao rezervoar za gorivo, što znatno poboljšava iskorišćavanje zapremine komore, a posebni rezervoari za gorivo postaju suvišni. Temperatura u unutrašnjosti komore za sagorevanje dostiže 2000-3000°C, međutim, pošto se sagorevanje punjenja vrši od centra ka periferiji, unutrašnji zidovi komore za sagorevanje ne moraju da budu obloženi zaštitnim vatrostalnim omotačima.

Posle zapaljivanja goriva, produkti sagorevanja popunjuju zapreminu komore za sagorevanje i velikom silinom usmeravaju se kroz izduvne mlaznike u prostor, stvarajući odgovarajući potisak.

Količina stvorenih gasova zavisi od veličine površine punjenja (goriva), koje sagoreva po paralelnim slojevima, i od brzine sagorevanja. Punjenje se može izraditi tako da površina sagorevanja za vreme rada raketnog motora sagoreva po unapred predviđenom redu. U tom cilju, pojedini delovi površine punjenja prekrivaju se zaštitnim slojem koji usporava sagorevanje ili se stvaraju složeniji oblici na površini punjenja, pomoću kojih se reguliše brzina sagorevanja.

Brzina sagorevanja punjenja u velikoj meri zavisi od pritiska koji postoji u komori za sagorevanje, a njegova granična veličina se određuje s obzirom na efikasnost procesa i težinu konstrukcije. Kod većine goriva mora postojati minimalna potrebna veličina pritiska u komori kako se stabilnost sagorevanja ne bi prekinula.

Brzina sagorevanja zavisi i od početne temperature punjenja goriva, tako da se porastom temperature, brzina sagorevanja povećava. Ta zavisnost brzine sagorevanja od uslova sredine predstavlja osnovni nedostatak motora sa čvrstim gorivom.

U zavisnosti od promena na površini sagorevanja punjenja i od brzine sagorevanja, utrošak gasova, a prema tome i potisak motora, mogu se smanjivati, pojačavati ili zadržati na određenom nivou.

Pored veličine potiska, osnovnu karakteristiku raketnog motora sa čvrstim gorivom predstavlja i specifični impuls, tj. veličina potiska koju stvara 1 kg gasa koji za 1 sek izlazi iz mlaznika motora.

Čvrsto raketno gorivo doskoro je ostvarivalo manje specifične impulse od tečnog goriva. Međutim, u poslednje vreme saopštava se da postoje čvrsta goriva sa znatno većim specifičnim impulsima.

Specifične osobine raketnih motora sa čvrstim gorivom uslovljava i oblast njihove primene. Oni se najuspešnije mogu primenjivati kod manjih raketnih zrna ili vođenih projektila, kod kojih bi primena tečnih goriva znatno povećala ukupnu težinu projektila. Danas se, međutim, ulažu veliki napori za pronalaženje odgovarajućeg čvrstog goriva i za interkontinentalne rakete.

Motori sa čvrstim gorivom primenjuju se na projektilima klase »vazduh- vazduh« i »zemlja-vazduh«, a nalaze primenu i kod bustera za povećanje ubrzanja aviona pri poletanju, odnosno za skraćenje dužine poletanja, zatim kod startnih i drugih motora balističkih projektila.

Primena raketnih motora sa čvrstim gorivom za pogon aviona zasada još nije moguća zbog ograničenog vremena njihovog funkcionisanja i složenosti regulisanja potiska. Istina, u Drugom svetskom ratu Japanci su raspolagali raketnim avionom »Baka« koji je koristio čvrsto gorivo, ali je taj avion ustvari bio vođeni projektil sa pilotom samoubicom »Kamikaze« kojim je, u nedostatku elektronskih uređaja za vođenje, upravljao pilot koji se zajedno sa avionom obrušavao u cilj.

Jedan od osnovnih problema primene raketnih motora sa čvrstim gorivom za projektile velikog dometa jeste održavanje određenog potiska po vremenu. Kao što se vidi iz već izloženih principa funkcionisanja tog motora, regulisanje potiska može se vršiti promenom oblika površine sagorevanja i strukturom punjenja goriva, a taj metod zasada još nije usavršen.

Zbog mogućnosti postizanja većih odnosa početne i krajnje težine raketnog sistema, može se motor sa čvrstim gorivom korisno primeniti kod višestepenih raketa pri lansiranju veštačkih zemljinih satelita i interplanetarnih letilica.

Jedan od osnovnih zadataka daljih istraživačkih radova u oblasti raketnih motora sa čvrstim gorivom, biće i dalje povišenje energetskih pokazatelja primenjenog goriva. U tom cilju se sada vrše ispitivanja sa litijumom, fluorom, boranima i sl. Ta goriva mogu da obezbede približno iste specifične impulse koje ostvaruju tečna goriva. Takođe se ulažu napori na pronalaženju goriva čija bi primena obezbedila dugotrajan rad motora i to putem izbora odgovarajuće površine sagorevanja čvrstog goriva.