RayDX
12-04-2008, 01:35
Nadam se da ovo može u Alt-F4... Malo da ekipa eksperimentira :D
Dobar dan, moje ime je Ray Fizikalac. Vaš novi profesor raketne znanosti... Kroz ovu temu, provest ću vas kroz sve bitne koncepte od teorije do konačne eksperimentalne primjene ove jako zanimljive grane fizike i istraživanja svemira općenito. Logično je početi od teorije, pa se fino opustite, zavalite u stolicu i uživajte!
Theory
==/OSNOVNO\==
Najbolje pitanje za početak ovog istraživanja jest ono najočiglednije: Što je to raketa? - RaketaSje vozilo, projektil ili zrakoplov koji svoj potisak dobiva putem reakcije na izbacivanje brzo ekspandirajućih plinova iz raketnog motora, pri čemu se svo gorivo potrebno za odvijanje te reakcije nalazi unutar same rakete.
Fizika nam je donijela mnoštvo zakona i različitih hipoteza/teorija o kojima mozgamo beznadno u školi pitajući se čemu meni ovo uopće treba?! To je veoma žalosno kada ljudi ne uviđaju pravu ljepotu navedene, jer su profesori zaboravili što je zapravo fizika, a ona je upravo eksperimentalna znanost koja nam je donijela raketu, televizor, mobitel, svu moguću tehnologiju i dio je svega onog što nam olakšava svakodnevni život.
Da bismo se otisnuli u prostranstva svemira, morat ćemo se prvo konzultirati s gospodinom Isaac Newtonom. Specifično, radi se o Newtonovom trećem zakonu gibanja koji nam govori da svaka sila koja djeluje na objekt ima i svoju suparnicu u suprotnom smjeru. S tim na umu, idemo na sam princip rakete! Dakle, samo gorivo rakete sagorijeva u komori raketnog motora, pri čemu nastaju brzo rastući plinovi koji prolaze kroz bitan segment raketnog dizajna, a to je mlaznica (eng. nozzle) gdje dobiva dodatnu akceleraciju. Sa obzirom da ti plinovi izlaze na stražnjoj strani rakete, stvaraju silu koja potiskuje prema dolje, očekivano, postoji reakcija u suprotnom smjeru koja gura raketu u suprotnom smjeru tj. prema gore. Bitno je spomenuti da taj zakon utvrđuje da raketi ne treba nekakvo uporište poput tla, zraka ili bilo čega drugog, što joj naravno omogućuje kretanje kroz vakuum.
Najbitniji faktori kod izračunavanja jačine samog potiska razvijenog sagorijevanjem goriva u raketnom motoru su masa (ispušnih plinova)Si brzina (ispušnih plinova)
Dakle, brzina koju raketa može postići ovisi o omjeru masa i brzini mlaza ispušnih plinova. A evo i matematička reprezentacija rečenog:
http://i29.tinypic.com/2vip5jl.jpg
(iskopao sam sličku negdje na wikipediji)
gdje je:
- v = brzina rakete
- u = brzina mlaza ispušnih plinova
- M = masa rakete bez goriva
- m = masa goriva
Pri prestanku sagorijevanja u komori raketnog motora, ukoliko raketa postigne prvu kozmičku brzinu koja na Zemlji iznosi 7.9 km/s te njezin pravac kretanja biva usporedan sa Zemljom, ući će u kružnu putanju oko Zemlje... Doduše, prva kozmička brzina izračunata je bez otpora zraka... Realno gledano, brzina potrebna da se raketa izgura u orbitu jest negdje oko 12.1 km/s što je izlazna brzina sa planeta Zemlje (escape velocity)
Kako bi raketa postigla što veću brzinu:
- masa samog goriva (m) mora biti što veća
- masa rakete bez goriva (M) mora biti što manja
- brzina mlaza ispušnih plinova rakete (u) mora biti što veća
==/GORIVO\==
Sad je vrijeme da govorimo o soku koji zapravo pokreće te famozne rakete. Imamo dvije glavne vrste goriva, a one su tekućeSi kruto. Svaka vrsta ima svoje vrline i mane.
Raketa na tekuće gorivo ima bolji specifični impuls (potisak po jedinici mase goriva) od raketa na kruto gorivo, jer sama brzina istjecanja mlaza njihovih plinova je viša. Same motore moguće je regulirati te gasiti/paliti po potrebi. Komora izgaranja mora podnositi visok tlak i temperaturu jer je opća činjenica da suvremene rakete (na tekuće gorivo) koriste turbopumpe iznimne snage za ubrizgavanje goriva, a samim time i spremnici goriva mogu biti manji i lakši. Jako puno vrlina, a di su mane? Kao prvo, njihova kompleksnost, viša cijena (ne računamo korisni učinak), visoka toksičnost i hladnoća tekućih goriva, zbog čega treba dugo vremena za pripreme samog lansiranja.
Rakete s krutim gorivom imaju veći potisak od raketa s tekućim gorivom, zahvaljujući utrošku veće mase goriva u jednakom vremenu. K tome, kruća su goriva mnogo gušća, pa imaju manji volumen po jedinici mase, što sve skupa povoljno utječe na smanjenje otpora zraka, posebno pri letu kroz gušće slojeve atmosfere. Iz tih razloga, mnoge orbitalne rakete u prvim fazama leta koriste snažne pomoćne rakete s krutim gorivima (tzv. boostere). Mane raketa s krutim gorivom to što je gotovo čitava raketa komora sagorijevanja. To povećava njenu masu bez goriva, pa za koristan teret ostaje vrlo mali udio. Rakete s krutim gorivom teško je regulirati ili ugasiti prije nego što nestane goriva, a ukoliko u gorivu nastanu pukotine može doći do eksplozije. Rakete s krutim gorivom također predstavljaju znatan rizik rukovanja na zemlji, jer jednom kada se napune gorivom, ostaju napunjene i u slučaju nesreće mogu se zapaliti i eksplodirati.
Većina današnjih raketnih goriva sastoji se od:
- Goriva, tj. tvari koje služe kao izvor energije što je oslobađaju pri sagorijevanju
- Oksidansa, tj. tvari koje osiguravaju kisik potreban za odvijanje kemijske reakcije
- Katalizatora, tj. tvari koje svojim prisustvom u minimalnim količinama aktiviraju ili ubrzavaju određeni kemijski proces, a da se pri tom ne troše (često su to metali ili oksidi metala)
Najpoznatija kruta raketna goriva su: crni barut, bezdimni barut, bijeli barut, standardno visoko energetsko kruto gorivo
Što se tiče tekućih raketnih goriva, stvari su malo kompliciranije kao što sam u prethodnom tekstu rekao... Ovdje se koriste različite kombinacije, a ovo je par poznatih danas: tekući kisik (LOX) i kerozin (RP-1), tekući kisik (LOX) i tekući vodik (LH2), dušikov tetroksid (N2O4) i hidrazin (N2H4)
==/Raketni motori na kruto gorivo\==
U raketnoj i svemirskoj industriji koriste se dvije glavne vrste blokova krutog raketnog goriva:
1.) Cilindrični blokovi sa sagorijevanjem na čeonoj vanjskoj površini
2.) Cilindrični blokovi sa unutarnjim sagorijevanjem
U prvom slučaju kruto raketno gorivo sagorijeva u slojevima od sapnice do vrha kućišta i proizvodi ravnomjeran potisak.
http://i32.tinypic.com/t62xq0.jpgS http://i32.tinypic.com/j6izjo.jpg
U drugom, češćem slučaju, površina sagorijevanja razvija se duž središnjeg kanala, koji može biti kružnog (cilindričnog), zvjezdolikog, križnog, sidrolikog, klinastog ili sl. oblika. Budući da sagorijevanje bloka napreduje duž izložene površine, njen geometrijski oblik utječe na distribuciju potiska. Zbog toga se oblik središnjeg kanala u bloku s krutim gorivom odabire s obzirom na konkretnu misiju koju treba provesti.
http://i27.tinypic.com/262woz9.jpgS http://i32.tinypic.com/4so0m9.jpg
==/Raketni motori na tekuće gorivo\==
Raketni motori pogonjeni tekućim gorivom mogu se kategorizirati prema svojem radnom ciklusu, tj. prema načinu na koji se gorivo dovodi u glavnu komoru sagorijevanja, na slijedeće glavne kategorije:
1.) Ciklus pokretan tlakom u spremnicima (Pressure-fed cycle)
Najjednostavniji i najjeftiniji sistem koji, umjesto pumpi i turbina, za dovođenje goriva u glavnu komoru izgaranja koristi tlak u spremnicima goriva i oksidansa. Ciklus je ograničen na relativno niske tlakove komore, zbog toga što viši tlakovi čine spremnike preteškima. S druge strane, zbog manjeg broja dijelova i jednostavnosti u odnosu na druge sisteme, ovaj ciklus može biti vrlo pouzdan. Najčešće se koristi za više orbitalne stupnjeve nižeg potiska i manevarske potisnike svemirskih letjelica.
2.) Ciklus pokretan sustavom za hlađenje (Expander cycle)
Sličan je ciklusu s faznim sagorijevanjem, ali nema predsagorijevač. Toplina u cijevi za hlađenje (rashladnom plaštu) oko glavne komore sagorijevanja koristi se za vaporiziranje goriva, koje potom (pod tlakom) prolazi kroz turbinu, pokreće je i potom se uštrcava u glavnu komoru, gdje sagorijeva zajedno sa oksidansom. Ovaj ciklus koristi se kod goriva kao što su tekući vodik i tekući metan, koji imaju nisko vrelište i koji se mogu lako vaporizirati. Kao i kod ciklusa s faznim sagorijevanjem, svo gorivo u glavnoj komori sagorijeva (s kisikom) u optimalnom odnosu i potpuno se iskorištava. Ipak, prijenos topline na gorivo ograničava snagu dostupnu turbini, čineći ovaj ciklus prikladnim samo za slabije i srednje snažne motore. Primjer korištenja je najnoviji evropski gornji kriogenički stupanj "Vinci" (Ariane 5 ESC-B).
http://i28.tinypic.com/2vljm2v.jpgS http://i31.tinypic.com/sqmdjc.jpg
Izvor: http://www.braeunig.us/space/propuls.htm
3.) Ciklus pokretan plinskim generatorom (Gas-generator cycle)
Ovaj ciklus odvaja malu količinu goriva i oksidansa (3 do 7 %) iz glavnog tijeka i odvodi ih u plinski generator, tj. sagorijevač. Vrući plin proizveden u tom generatoru prolazi kroz turbinu, koja pokreće pumpe, a one šalju gorivo u komoru sagorijevanja. Vrući plin se potom izbacuje iz motora ili se šalje u glavnu sapnicu. Povećanjem dotoka goriva u generator plina povećava se brzina turbine, što povećava tijek goriva u glavnu komoru sagorijevanja i rezultira većim potiskom. Generator plina mora sagorijevati manje optimalnu mješavinu goriva i oksidansa, kako temperatura ne bi postala previsoka za lopatice turbine. Zbog toga je ovaj ciklus najprikladniji za korištenje kod srednje snažnih motora. Ipak, u praksi se često koristi za snažne rakete poput pet velikih F-1 motora glavnog stupnja Saturn V rakete, glavnog Vulcain motora Ariane 5 rakete i najnovije Delta IV rakete.
4.) Ciklus pokretan faznim sagorijevanjem (Staged combustion cycle)
U ovom ciklusu gorivo sagorijeva u fazama. Kao kod ciklusa s plinskim generatorom i ovaj ciklus ima sagorijevač, nazvan predsagorijevač (Pre-burner), koji generira plin za pokretanje turbine i pumpi. Predsagorijevač usisava malu količinu jednog goriva i veliku količinu drugog, proizvodeći mješavinu vrućeg plina prezasićenu oksidansom ili gorivom, koje u takvom stanju samo djelomično sagorijeva. Vrući se plin propušta kroz turbinu i zatim uštrcava u glavnu komoru gdje zajedno sa ostalim gorivom optimalno sagorijeva. Prednost pred ciklusom s generatorom plina je u tome što se svo gorivo optimalno iskoristi, pa se stoga često primjenjuje za vrlo snažne motore. Glavni nedostaci su ekstremni uvjeti rada turbine, kompliciran razvojni proces i visoki troškovi izrade. Primjeri korištenja su sovjetski RD-180 motor, tri glavna motora Space Shuttlea (SSME) i glavni motor najnovije Atlas V rakete.
http://i26.tinypic.com/50kwnm.jpgS http://i32.tinypic.com/214r3mp.jpg
Izvor: http://www.braeunig.us/space/propuls.htm
Većina suvremenih raketnih motora dio goriva u ciklusu koristi za hlađenje sapnice i komore sagorijevanja (temperature > 3200°C i tlakovi > 100 bara), dopuštajući razvijanje viših temperatura i povećavajući efikasnost motora. Osim ove (regenerativne) metode, postoje i druge (dodatne) metode hlađenja, poput propuštanja tankih slojeva goriva kroz rupice na kritičnim područjima kao što su mlaznice (štrcaljke, injektori) i grlo sapnice (transpirativno i film hlađenje), odnošenjem topline putem trošenja i isparavanja materijala stijenke komore izgaranja (ablativno hlađenje), te izračivanjem topline sa vanjske površine komore sagorijevanja i manje opterećenog nastavka sapnice motora (radijativno hlađenje).
http://i27.tinypic.com/32zkxaw.jpg
Izvor slika 10: CNES / Ill. D. Ducros
Izvor slika 11: http://roger.ecn.purdue.edu
Izvor slika 12: NASA
Eto, to je to od teorije... Zasad barem... Htio bih na kraju samo napomenuti, da ja nisam crtao ove sheme, presjeke etc. te bih se htio zahvaliti kolegi Polu na pomoći oko svih ovih slika, različite reference da se držim točnosti informacija su od wikipedije i različitih related stranica.
Dobar dan, moje ime je Ray Fizikalac. Vaš novi profesor raketne znanosti... Kroz ovu temu, provest ću vas kroz sve bitne koncepte od teorije do konačne eksperimentalne primjene ove jako zanimljive grane fizike i istraživanja svemira općenito. Logično je početi od teorije, pa se fino opustite, zavalite u stolicu i uživajte!
Theory
==/OSNOVNO\==
Najbolje pitanje za početak ovog istraživanja jest ono najočiglednije: Što je to raketa? - RaketaSje vozilo, projektil ili zrakoplov koji svoj potisak dobiva putem reakcije na izbacivanje brzo ekspandirajućih plinova iz raketnog motora, pri čemu se svo gorivo potrebno za odvijanje te reakcije nalazi unutar same rakete.
Fizika nam je donijela mnoštvo zakona i različitih hipoteza/teorija o kojima mozgamo beznadno u školi pitajući se čemu meni ovo uopće treba?! To je veoma žalosno kada ljudi ne uviđaju pravu ljepotu navedene, jer su profesori zaboravili što je zapravo fizika, a ona je upravo eksperimentalna znanost koja nam je donijela raketu, televizor, mobitel, svu moguću tehnologiju i dio je svega onog što nam olakšava svakodnevni život.
Da bismo se otisnuli u prostranstva svemira, morat ćemo se prvo konzultirati s gospodinom Isaac Newtonom. Specifično, radi se o Newtonovom trećem zakonu gibanja koji nam govori da svaka sila koja djeluje na objekt ima i svoju suparnicu u suprotnom smjeru. S tim na umu, idemo na sam princip rakete! Dakle, samo gorivo rakete sagorijeva u komori raketnog motora, pri čemu nastaju brzo rastući plinovi koji prolaze kroz bitan segment raketnog dizajna, a to je mlaznica (eng. nozzle) gdje dobiva dodatnu akceleraciju. Sa obzirom da ti plinovi izlaze na stražnjoj strani rakete, stvaraju silu koja potiskuje prema dolje, očekivano, postoji reakcija u suprotnom smjeru koja gura raketu u suprotnom smjeru tj. prema gore. Bitno je spomenuti da taj zakon utvrđuje da raketi ne treba nekakvo uporište poput tla, zraka ili bilo čega drugog, što joj naravno omogućuje kretanje kroz vakuum.
Najbitniji faktori kod izračunavanja jačine samog potiska razvijenog sagorijevanjem goriva u raketnom motoru su masa (ispušnih plinova)Si brzina (ispušnih plinova)
Dakle, brzina koju raketa može postići ovisi o omjeru masa i brzini mlaza ispušnih plinova. A evo i matematička reprezentacija rečenog:
http://i29.tinypic.com/2vip5jl.jpg
(iskopao sam sličku negdje na wikipediji)
gdje je:
- v = brzina rakete
- u = brzina mlaza ispušnih plinova
- M = masa rakete bez goriva
- m = masa goriva
Pri prestanku sagorijevanja u komori raketnog motora, ukoliko raketa postigne prvu kozmičku brzinu koja na Zemlji iznosi 7.9 km/s te njezin pravac kretanja biva usporedan sa Zemljom, ući će u kružnu putanju oko Zemlje... Doduše, prva kozmička brzina izračunata je bez otpora zraka... Realno gledano, brzina potrebna da se raketa izgura u orbitu jest negdje oko 12.1 km/s što je izlazna brzina sa planeta Zemlje (escape velocity)
Kako bi raketa postigla što veću brzinu:
- masa samog goriva (m) mora biti što veća
- masa rakete bez goriva (M) mora biti što manja
- brzina mlaza ispušnih plinova rakete (u) mora biti što veća
==/GORIVO\==
Sad je vrijeme da govorimo o soku koji zapravo pokreće te famozne rakete. Imamo dvije glavne vrste goriva, a one su tekućeSi kruto. Svaka vrsta ima svoje vrline i mane.
Raketa na tekuće gorivo ima bolji specifični impuls (potisak po jedinici mase goriva) od raketa na kruto gorivo, jer sama brzina istjecanja mlaza njihovih plinova je viša. Same motore moguće je regulirati te gasiti/paliti po potrebi. Komora izgaranja mora podnositi visok tlak i temperaturu jer je opća činjenica da suvremene rakete (na tekuće gorivo) koriste turbopumpe iznimne snage za ubrizgavanje goriva, a samim time i spremnici goriva mogu biti manji i lakši. Jako puno vrlina, a di su mane? Kao prvo, njihova kompleksnost, viša cijena (ne računamo korisni učinak), visoka toksičnost i hladnoća tekućih goriva, zbog čega treba dugo vremena za pripreme samog lansiranja.
Rakete s krutim gorivom imaju veći potisak od raketa s tekućim gorivom, zahvaljujući utrošku veće mase goriva u jednakom vremenu. K tome, kruća su goriva mnogo gušća, pa imaju manji volumen po jedinici mase, što sve skupa povoljno utječe na smanjenje otpora zraka, posebno pri letu kroz gušće slojeve atmosfere. Iz tih razloga, mnoge orbitalne rakete u prvim fazama leta koriste snažne pomoćne rakete s krutim gorivima (tzv. boostere). Mane raketa s krutim gorivom to što je gotovo čitava raketa komora sagorijevanja. To povećava njenu masu bez goriva, pa za koristan teret ostaje vrlo mali udio. Rakete s krutim gorivom teško je regulirati ili ugasiti prije nego što nestane goriva, a ukoliko u gorivu nastanu pukotine može doći do eksplozije. Rakete s krutim gorivom također predstavljaju znatan rizik rukovanja na zemlji, jer jednom kada se napune gorivom, ostaju napunjene i u slučaju nesreće mogu se zapaliti i eksplodirati.
Većina današnjih raketnih goriva sastoji se od:
- Goriva, tj. tvari koje služe kao izvor energije što je oslobađaju pri sagorijevanju
- Oksidansa, tj. tvari koje osiguravaju kisik potreban za odvijanje kemijske reakcije
- Katalizatora, tj. tvari koje svojim prisustvom u minimalnim količinama aktiviraju ili ubrzavaju određeni kemijski proces, a da se pri tom ne troše (često su to metali ili oksidi metala)
Najpoznatija kruta raketna goriva su: crni barut, bezdimni barut, bijeli barut, standardno visoko energetsko kruto gorivo
Što se tiče tekućih raketnih goriva, stvari su malo kompliciranije kao što sam u prethodnom tekstu rekao... Ovdje se koriste različite kombinacije, a ovo je par poznatih danas: tekući kisik (LOX) i kerozin (RP-1), tekući kisik (LOX) i tekući vodik (LH2), dušikov tetroksid (N2O4) i hidrazin (N2H4)
==/Raketni motori na kruto gorivo\==
U raketnoj i svemirskoj industriji koriste se dvije glavne vrste blokova krutog raketnog goriva:
1.) Cilindrični blokovi sa sagorijevanjem na čeonoj vanjskoj površini
2.) Cilindrični blokovi sa unutarnjim sagorijevanjem
U prvom slučaju kruto raketno gorivo sagorijeva u slojevima od sapnice do vrha kućišta i proizvodi ravnomjeran potisak.
http://i32.tinypic.com/t62xq0.jpgS http://i32.tinypic.com/j6izjo.jpg
U drugom, češćem slučaju, površina sagorijevanja razvija se duž središnjeg kanala, koji može biti kružnog (cilindričnog), zvjezdolikog, križnog, sidrolikog, klinastog ili sl. oblika. Budući da sagorijevanje bloka napreduje duž izložene površine, njen geometrijski oblik utječe na distribuciju potiska. Zbog toga se oblik središnjeg kanala u bloku s krutim gorivom odabire s obzirom na konkretnu misiju koju treba provesti.
http://i27.tinypic.com/262woz9.jpgS http://i32.tinypic.com/4so0m9.jpg
==/Raketni motori na tekuće gorivo\==
Raketni motori pogonjeni tekućim gorivom mogu se kategorizirati prema svojem radnom ciklusu, tj. prema načinu na koji se gorivo dovodi u glavnu komoru sagorijevanja, na slijedeće glavne kategorije:
1.) Ciklus pokretan tlakom u spremnicima (Pressure-fed cycle)
Najjednostavniji i najjeftiniji sistem koji, umjesto pumpi i turbina, za dovođenje goriva u glavnu komoru izgaranja koristi tlak u spremnicima goriva i oksidansa. Ciklus je ograničen na relativno niske tlakove komore, zbog toga što viši tlakovi čine spremnike preteškima. S druge strane, zbog manjeg broja dijelova i jednostavnosti u odnosu na druge sisteme, ovaj ciklus može biti vrlo pouzdan. Najčešće se koristi za više orbitalne stupnjeve nižeg potiska i manevarske potisnike svemirskih letjelica.
2.) Ciklus pokretan sustavom za hlađenje (Expander cycle)
Sličan je ciklusu s faznim sagorijevanjem, ali nema predsagorijevač. Toplina u cijevi za hlađenje (rashladnom plaštu) oko glavne komore sagorijevanja koristi se za vaporiziranje goriva, koje potom (pod tlakom) prolazi kroz turbinu, pokreće je i potom se uštrcava u glavnu komoru, gdje sagorijeva zajedno sa oksidansom. Ovaj ciklus koristi se kod goriva kao što su tekući vodik i tekući metan, koji imaju nisko vrelište i koji se mogu lako vaporizirati. Kao i kod ciklusa s faznim sagorijevanjem, svo gorivo u glavnoj komori sagorijeva (s kisikom) u optimalnom odnosu i potpuno se iskorištava. Ipak, prijenos topline na gorivo ograničava snagu dostupnu turbini, čineći ovaj ciklus prikladnim samo za slabije i srednje snažne motore. Primjer korištenja je najnoviji evropski gornji kriogenički stupanj "Vinci" (Ariane 5 ESC-B).
http://i28.tinypic.com/2vljm2v.jpgS http://i31.tinypic.com/sqmdjc.jpg
Izvor: http://www.braeunig.us/space/propuls.htm
3.) Ciklus pokretan plinskim generatorom (Gas-generator cycle)
Ovaj ciklus odvaja malu količinu goriva i oksidansa (3 do 7 %) iz glavnog tijeka i odvodi ih u plinski generator, tj. sagorijevač. Vrući plin proizveden u tom generatoru prolazi kroz turbinu, koja pokreće pumpe, a one šalju gorivo u komoru sagorijevanja. Vrući plin se potom izbacuje iz motora ili se šalje u glavnu sapnicu. Povećanjem dotoka goriva u generator plina povećava se brzina turbine, što povećava tijek goriva u glavnu komoru sagorijevanja i rezultira većim potiskom. Generator plina mora sagorijevati manje optimalnu mješavinu goriva i oksidansa, kako temperatura ne bi postala previsoka za lopatice turbine. Zbog toga je ovaj ciklus najprikladniji za korištenje kod srednje snažnih motora. Ipak, u praksi se često koristi za snažne rakete poput pet velikih F-1 motora glavnog stupnja Saturn V rakete, glavnog Vulcain motora Ariane 5 rakete i najnovije Delta IV rakete.
4.) Ciklus pokretan faznim sagorijevanjem (Staged combustion cycle)
U ovom ciklusu gorivo sagorijeva u fazama. Kao kod ciklusa s plinskim generatorom i ovaj ciklus ima sagorijevač, nazvan predsagorijevač (Pre-burner), koji generira plin za pokretanje turbine i pumpi. Predsagorijevač usisava malu količinu jednog goriva i veliku količinu drugog, proizvodeći mješavinu vrućeg plina prezasićenu oksidansom ili gorivom, koje u takvom stanju samo djelomično sagorijeva. Vrući se plin propušta kroz turbinu i zatim uštrcava u glavnu komoru gdje zajedno sa ostalim gorivom optimalno sagorijeva. Prednost pred ciklusom s generatorom plina je u tome što se svo gorivo optimalno iskoristi, pa se stoga često primjenjuje za vrlo snažne motore. Glavni nedostaci su ekstremni uvjeti rada turbine, kompliciran razvojni proces i visoki troškovi izrade. Primjeri korištenja su sovjetski RD-180 motor, tri glavna motora Space Shuttlea (SSME) i glavni motor najnovije Atlas V rakete.
http://i26.tinypic.com/50kwnm.jpgS http://i32.tinypic.com/214r3mp.jpg
Izvor: http://www.braeunig.us/space/propuls.htm
Većina suvremenih raketnih motora dio goriva u ciklusu koristi za hlađenje sapnice i komore sagorijevanja (temperature > 3200°C i tlakovi > 100 bara), dopuštajući razvijanje viših temperatura i povećavajući efikasnost motora. Osim ove (regenerativne) metode, postoje i druge (dodatne) metode hlađenja, poput propuštanja tankih slojeva goriva kroz rupice na kritičnim područjima kao što su mlaznice (štrcaljke, injektori) i grlo sapnice (transpirativno i film hlađenje), odnošenjem topline putem trošenja i isparavanja materijala stijenke komore izgaranja (ablativno hlađenje), te izračivanjem topline sa vanjske površine komore sagorijevanja i manje opterećenog nastavka sapnice motora (radijativno hlađenje).
http://i27.tinypic.com/32zkxaw.jpg
Izvor slika 10: CNES / Ill. D. Ducros
Izvor slika 11: http://roger.ecn.purdue.edu
Izvor slika 12: NASA
Eto, to je to od teorije... Zasad barem... Htio bih na kraju samo napomenuti, da ja nisam crtao ove sheme, presjeke etc. te bih se htio zahvaliti kolegi Polu na pomoći oko svih ovih slika, različite reference da se držim točnosti informacija su od wikipedije i različitih related stranica.