thumb|Trojica motorov SSME pri štarte misie STS-110
Raketový motor na kvapalné pohonné látky je druh raketového motora, ktorý používa na pohon palivo a oxidačné činidlo v kvapalnom skupenstve. Tento typ motorov je často využívaný, pretože palivo v kvapalnom skupenstve poskytuje relatívne vyšší špecifický impulz. Používajú sa varianty na jednozložkové palivo (napr. hydrazín) a binárne, klasicky palivo (kerozín, kvapalný vodík) a oxidačné činidlo (LOX). Motory na kvapalné pohonné látky sú veľmi rozšírené, využívajú ich okrem iného i hlavné motory raketoplánu Space Shuttle, prvý stupeň rakiet Delta, Atlas, Saturn, Proton, Sojuz, Ariane a veľa ďalších.
Výhody motorov na kvapalné pohonné látky thumb|350px|Priekopník raketovej techniky Wernher von Braun, v pozadí pätica motorov F-1 Dosahujú veľmi vysoké pomery ťahu a hmotnosti, sovietsky/ruský motor NK-33 dosahuje až 133:1. Hustota používaných kvapalných pohonných látok je podobná ako hustota vody 700 – /m3 a pretlak potrebný k prevencii spontánneho odparenia je tiež relatívne nízky, to umožňuje použitie tenkých a ľahkých nádrží. Pre husté látky ako napríklad kerozín tvorí hmotnosť nádrže iba 1 % celkovej hmotnosti, u nádrží na kvapalný vodík je okolo 10 % (kvôli jeho nízkej hustote je potrebná solídna izolácia).
Vstrekovanie paliva a okysličovacej látky do spaľovacej komory vyžaduje pretlak kvapalín oproti vnútrajšku komory. Potrebný pretlak je vytváraný pomocou turbočerpadla (v minulosti sa využívali aj piestové a membránové čerpadlá), ktoré dosahuje vysoké výkony a jeho hmotnosť je veľmi nízka. Oddelené čerpadlá pre palivo a oxidačné činidlo umožňujú relatívne presné riadenie zloženia palivovej zmesi v komore. Systém tiež umožňuje plynulé znižovanie a zvyšovanie výkonu a pri použití vhodného zážihového systému alebo hypergolických kvapalín (vznieti sa pri vzájomnom kontakte) úplné vypnutie a reštart motora.
Nevýhody Kvapalné palivá môžu spôsobiť aj veľa problémov a nehôd: Veľká hmotnosť a rozmery spôsobujú posun ťažiska vyššie od výstupu plynov (dýzy), čo zhoršuje ovládanie a môže viesť až k strate kontroly. Vibrácie a otrasy môžu spôsobiť „špliechanie“ paliva v nádrži, to môže spôsobiť stratu kontroly. V stave gravitácie môže kvapalné palivo „stratiť kontakt“ s hrdlom čerpadla. Preto sa využívajú rozbehové motory, ktoré udelia malé zrýchlenie, postačujúcou k „naštartovaniu“ (analógia k roztlačeniu automobilu) Kvapaliny môžu vytiecť a následne sa vznietiť alebo explodovať Turbočerpadlá sú veľmi zložité a náchylné k poruchám, beh naprázdno alebo kovové nečistoty môžu spôsobiť zadrhnutie. Vírenie paliva môže spôsobiť odobraniu plynu do čerpadla alebo motora Hlboko zmrazené palivo spôsobuje namŕzanie okolitých plôch, to je veľmi nebezpečné pre tesnenie a ventily – netesnosti paliva. Zložitá konštrukcia ich robí náchylné k poruchám Zložitá a dlhá doba prípravy pred štartom ich vylučuje z väčšiny moderných vojenských aplikácií.
Doprava paliva a okysličovacej látky thumb|left|turbočerpadlá rakety V2 Palivo a oxidačné činidlo je potrebné dodávať do spaľovacej komory rýchlo a pod.veľkým tlakom. Pre dopravu sa už od dôb V2 používajú turbočerpadlá. Ich parametre sú volené s ohľadom na prevádzkové podmienky motora a typ použitých pohonných látok, hlavne ich hustotu, viskozitu a bod varu. Pre palivá s nízkou hustotou, ako je kvapalný vodík, sa volia robustné čerpadlá s veľkým prepravovaným množstvom. Naopak, pre hustejšie látky ako je RP-1 (kerozín) nie sú potrebné tak robustné čerpadlá. Pre porovnanie, turbočerpadlá motora RS-27, spaľujúceho kvapalný kyslík a RP-1, s otáčkami 7 085 min −1 sú umiestnené na spoločnej hriadeli a obe tak majú rovnaké otáčky. Zatiaľ čo turbočerpadlá hlavného motora raketoplánu Space Shuttle (kvapalný vodík) majú 30 000 ot./min. Pri konštrukcii turbočerpadiel je nutné brať do úvahy aj veľmi nízke pracovné teploty, často hlboko pod bodom tuhnutia vody a je preto potrebné voliť vhodné ložiská a spôsoby mazania. Niektoré jednoduchšie motory však turbočerpadlá nepotrebujú a používajú iné spôsoby dopravy paliva. Podľa princípu dopravy paliva a okysličovacej látky do spaľovacej komory sú motory rozdeľujú do tzv. cyklov:
Pretlakový cyklus Palivo a oxidačné činidlo sú tlačené do spaľovacej komory plynom (zvyčajne hélium) z oddelenej nádrže. Plyn je ohrievaný vedením okolo spaľovacej komory. Ide o veľmi jednoduchý systém, často neobsahuje ani turbočerpadlá. Väčšinou je schopný niekoľkonásobného reštartu. Ovládanie je jednoduché, stačí otvoriť alebo zatvoriť ventil. Ventily sú ovládané elektromagneticky alebo pneumaticky. Zapálenie motora je realizované väčšinou samovoľne (hypergolické pohonné látky) alebo pomocou roznecovadla. Pretlakový cyklus je vhodný len pre motory malého výkonu.
Pretlakový cyklus sa využíva väčšinou pri manévrovacích motoroch ako napríklad orbitálne manévrovacie motory (OMS) raketoplánu Space Shuttle alebo RCS (reactive control system) veliteľského/servisného modulu Apollo.
Expanzný cyklus Pohon turbočerpadiel zaisťuje turbína, ktorú roztáča expandujúce palivo, ohrievané prechodom kanálikmi v spaľovacej komore. Expanzný cyklus vyžaduje kryogenické palivo, ktoré ľahko dosahuje bodu varu napríklad: vodík, metán alebo propán. Pri použití klasickej „zvonovitej“ dýzy je obmedzený ťah na 300 kN. Použitím motora typu Aerospike (testovaný pre X-33) sa dá dosiahnuť väčší ťah. Zástupca: RL-10 používaný na stupni Centaur.
Otvorený cyklus Cyklus s plynovým generátorom alebo otvorený cyklus je jeden z najpoužívanejších spôsobov pohonu turbočerpadiel. Časť paliva a okysličovacej látky sú privedené do plynového generátora kde sú spálené a vzniknutá energia roztáča turbínu, ktorá poháňa turbočerpadlá. Spaliny sú z turbíny odvedené malou dýzou do atmosféry. Nevýhodou je znížená efektívnosť a teda nižší špecifický impulz motoru kvôli spáleniu časti paliva a okysličovadla, ktoré nie je využité na vytváranie ťahu v dýze motoru. Využívajú ho napríklad motory RD-107/108, RS-27, RS-68, SSME, F-1, Merlin.
Uzavretý cyklus Uzavretý cyklus je najzložitejšou koncepciou raketového motora. Prvý návrh pochádza z roku 1949 od Alexeja Isajeva. Nikolaj Kuznecov vyvinul motor NK-33 pre neúspešnú raketu pre let na Mesiac N-1, ale motory NK-33 už neboli použité a štvrťstoročie stáli v sklade až ich odkúpila spoločnosť Lockheed Martin. V súčasnosti sa motor RD-180 odvodený od NK-33 používa na pohon prvého stupňa rakiet Atlas III a V.
Princíp je podobný ako u otvoreného cyklu s tým rozdielom, že do plynového generátora je odvedená len časť okysličovacej látky a všetko palivo. Množstvo spáleného paliva je závislé na množstve okysličovacej látky. Spaliny sú vedené z turbíny priamo do hlavnej spaľovacej komory, čo poskytuje prebytok výkonu a možnosť dosiahnutia vyšších tlakov v spaľovacej komore. Nevýhodou je problém s rýchlym opotrebovaním turbíny a zložitý spôsob vstrekovania paliva.
Schémy
Vstrekovací systém Systém vstrekovania je v podstate sústava dier malého priemeru (dýz), ktoré ústia do spaľovacej komory a dopravujú palivo a oxidačné činidlo. Prvé vstrekovače používané u rakiet V2 boli veľmi zložité - keďže vtedajšia technológia umožňovala vytvoriť iba rovnobežné dýzy, ktoré nedokázali dodávané palivo dostatočne premiešať s oxidačným činidlom samostatne, boli montované do zmiešavacej komôrky, kde jednu zložku paliva rozoprašovala guľová hlava s množstvom dýz na povrchu a druhú zložku rozprašovali dva vence dýz pri vyústení zmiešavacej komôrky do spalovacej komory. Preto bola účinnosť prvých motorov veľmi zlá. Dnešné vstrekovacie systémy pozostávajú z niekoľkých dýz, nasmerovaných do presného bodu pre optimálne premiešanie zmesi a rozptýlenia na malé kvapôčky, ktoré lepšie prehoria.
Hlavné typy vstrekovačov Sprchový Dvojitý zmiešavací Trojitý krížový zmiešavací Odstredivý
Medzi ďalšie typy patria čapový vstrekovač, ktorý umožňuje dobré možnosti riadenia zloženia zmesi v širokom rozsahu prietokov. Používa sa u motorov navrhnutých spoločnosťou SpaceX: Merlin a Kestrel, tiež bol používaný na lunárnom module programu Apollo. Hlavné motory raketoplánu Space Shuttle (SSME) využívajú „teplejší“ tekutý kyslík na ohrev a odparenie vodíka pred vstrekom do spaľovacej komory. To znižuje vibrácie a upokojuje chod (pozri stabilita spaľovania). Ruský inžinier Valentin Gluško vynašiel začiatkom 30. rokov 20. storočia odstredivý vstrekovač. Tento typ sa v Rusku veľmi často používal. Vďaka rotačnému pohybu je palivo po vstreknutí malou dýzou veľmi rýchlo rozprášené a spálené.
Stabilita spaľovania Nestabilita v spaľovacej komore sa prejavuje rôzne, môže ísť o ľahké vibrácie, „kašľanie motora“ alebo silné otrasy, ktoré môžu spôsobiť aj zlyhanie motora. Aby k tomu nedochádzalo, je potrebné zabezpečiť dostatočný pretlak vstrekovačov, zvyčajne stačí o 20 % väčší tlak ako v spaľovacej komore. Ale, u veľkých motorov s rýchlym spaľovaním ľahko dochádza k silným vibráciám, ich vznik nie je úplne vysvetlený. Tieto vysokofrekvenčné vibrácie majú tendenciu deformovať prúdenie vzduchu okolo motora a chladiaceho média v chladiacich kanáloch dýzy, to môže viesť k zlyhaniu chladenie a deštrukciu rakety (pozri chladenie).
Silné vibrácie sprevádzali aj vývoj motorov F-1 na rakete Saturn V, problém sa nakoniec vyriešil dôkladným testovaním rôznych nastavení vstrekovačov. Testovanie sa uskutočnilo odpaľovaním malých náloží za chodu motora, aby sa zistilo, ako motor na tieto otrasy reaguje. Spaľovacia komora SSME využíva Helmholtzov rezonátor ako čiastočný tlmič, vibrácie neodstráni, ale zabráni ich narastaniu (rezonancii). Časť vibrácií je tiež odstránená predhrievaním vodíka pred vstrekovaním.
Testovanie stability je veľmi náročné finančne i časovo, vyžaduje rozsiahle praktické testy. Väčšina prejavov nestability sa nedá predpovedať a ošetriť vo fáze návrhu. Dolaďovanie sa vykonáva metódou pokus-omyl.
Chladenie thumb|Space Shuttle Main Engine Z dôvodu efektívnosti je požadovaná čo možno najvyššia teplota spalín, až 3500 K. Teda teplota vysoko nad teplotou tavenia bežných materiálov s výnimkou grafitu a volfrámu. Preto sa využíva systém chladenia spaľovacie komory a dýzy. Vďaka dobrému chladeniu možno používať bežné materiály, ako oceľ, zliatiny hliníka, medi a niklu. Metódy chladenia:
Regeneratívne chladenie Koncepciu regeneratívneho chladenie predstavil Carl Wilhelm Siemens roku 1857. Praktické využitie prišlo až roku 1937 s raketou A-4 (predchodkyne V2). Princíp spočíva v prúdení chladiaceho média cez kanáliky v stene spaľovacej komory alebo dýzy. Ako chladiace médium slúži palivo. Požadovaný chladiaci výkon je výrazný, niekedy až 20 MW/m3. Množstvo odvedeného tepla závisí na mnohých okolnostiach: Rozdiel teplôt medzi komorou a chladivom Tepelná vodivosť Koeficient prestupu tepla Rýchlosť prúdenia chladiva Rýchlosť prúdenia plynov v komore alebo dýze
Existujú dva typy regeneratívneho chladenia, prvý vychádza z klasickej koncepcie, chladiace kanáliky sú tvorené z trubičiek zo zliatin medi alebo niklu, navinutých a pripájaných na stenu komory alebo dýzy, tento typ sa nazýva "špagetová konštrukcia". Druhý typ bol vyvinutý v bývalom Sovietskom zväze, konštrukčne je jednoduchší a lacnejší, kanáliky sú tvorené z dvoch vrstiev plášťa a medzi nimi sú priletované priedely. "Ruský spôsob"je lacnejší ale ťažší.
Ablatívne chladenie Väčšinou sa využíva ako ochrana pri vstupe do atmosféry u návratových modulov. Niektoré motory ho používajú na chladenie dýzy (napr. RS-68) a spaľovacej komory (napr. SpaceX: Kestrel). Ablatívne chladenie pracuje na princípe postupného odtavovania vrstiev materiálu.
Ďalšie spôsoby chladenia Radiačné chladenie – Teplo je vyžarované do okolia, dýza je rozžeravená do biela. Chladenie vypúšťaním – Na dýzu je vypúšťaný prúd tekutého vodíka. Chladenie filmom kvapaliny – Steny sú ostrekované tekutým palivom, k chladeniu dochádza vyparovaním.