Budoucnost vesmírných letů (1)

Téma budoucnosti vesmírných letů je nesmírně rozsáhlé a vydalo by na ohromnou spoustu knih, a tak jsem se v této práci rozhodl věnovat jen tomu nejdůležitějšímu – budoucím vesmírným pohonným systémům. V první části své práce se budu zabývat především vlastnostmi, limity a budoucností využití klasického chemického raketového pohonu.
V druhé části provedu jakýsi přehled všech možných pokročilých pohonných systémů, které najdou uplatnění například v plánované budoucí pilotované misi na Mars nebo i dalším průzkumu naší sluneční soustavy. V poslední části své práce se budu zabývat hypotetickými „nadsvětelnými“ pohonnými systémy založenými na obecné teorii relativity – na manipulaci se samotným časoprostorem.

Chemické raketové motory

Úvod do raketového pohonu
Chemický raketový (jinak také reaktivní) pohon byl vynalezen vlastně již velmi dávno. Dokonce už ve 4. století před naším letopočtem údajně zkonstruoval v Řecku Archytás zřejmě první reaktivní motor (i když jen parní). Z roku 1232 je známo již historicky ověřené použití chemických reaktivních raket Číňany v boji s Mongoly před Pekingem. Vývoj chemického raketového pohonu na tuhá i kapalná paliva použitelného pro lety do vesmíru je spjat s první polovinou 20. století a slavnými jmény jako K.E.Ciolkovskij, R.H.Goddard, S.P.Koroljov a Wernher von Braun.

Princip reaktivního pohonu je velmi jednoduchý. Je založen na zákonu zachování hybnosti. Představit si to lze velmi jednoduše, třeba na příkladu děla: Hybnost vystřelené dělové koule se rovná hmotnosti oné dělové koule násobené její rychlostí. Podle zákonu zachování hybnosti se velikost hybnosti dělové koule musí rovnat velikosti hybnosti děla, z kterého byla vystřelena. Celková hybnost celého systému musí být před i po výstřelu nulová – dělo se bude pohybovat se stejnou hybností jako dělová koule, ale v opačném směru (nicméně jelikož je dělo mnohem hmotnější a třeba i připevněné k zemi, tak si jeho pohybu téměř nepovšimneme).
Ten samý princip lze aplikovat na raketový motor s tím, že místo děla si představíme celou raketu a místo dělové koule zplodiny tryskající z jejích trysek. Takto nám vznikne základní vzorec:

	mzplodin
vrakety   =   vzplodin   .
	mrakety

Toto je nejjednodušší a nejobecnější pojetí rovnice, jaké lze vyvodit. Vyplývá z něj, že abychom získali co největší možný užitečný náklad rakety, musíme se snažit zredukovat hmotnost paliva na minimum a přitom co nejvíce zvýšit rychlost, jakou palivo opouští trysku. Obecně platí, že rychlost paliva je tím větší, čím větší je jeho teplota při spalování a čím menší je jeho průměrná molární hmotnost.
Pro dosažení optimálních výkonů je proto nutné používat „lehká“ paliva (v případě chemického reaktivního pohonu jde o paliva bohatá na vodík, v ideálním případě vodík sám). S teplotou je to horší, jelikož ta je omezena teplotou tání materiálů použitých ke stavbě spalovací komory a trysky. Ještě zde musím upozornit na to, že v praxi se používá jako raketová rovnice tzv. Ciolkovského rovnice, která je složitější a kde se bere v potaz to, že celková hmotnost lodi se v průběhu letu mění s tím, jak je spotřebováváno palivo.

Různé typy reaktivních pohonů, použitelných ve vesmíru, se mohou hodnotit podle několika základních kritérií. V prvé řadě je to již zmiňovaná rychlost výtokových zplodin (tedy paliva, či spíše plynů, opouštějících trysku) udávaná v m.s^-1. To je skutečně nejdůležitější parametr každého reaktivního pohonu. Čím větší hodnota, tím lépe. Pohon s vysokou rychlostí zplodin má totiž vysokou účinnost a nízkou spotřebu paliva, čímž se rapidně sníží hmotnost potřebného paliva na misi a tím pádem i vzroste maximální užitečný náklad rakety využitelný pro posádku a jiný náklad.

V praxi se ale spíše než rychlost zplodin používá obdobná veličina – tzv. specifický impuls (I_sp), definovaný jako poměr tahu motoru k množství pracovní látky, která vytéká tryskou motoru za jednu vteřinu. Hodnotu specifického impulsu lze ovšem interpretovat i tak, že je to doba, po kterou nám 1 kg pohonných látek dává tah 1 N. Převod na rychlost zplodin je velmi jednoduchý – hodnotu stačí ponechat a jediné, co je potřeba změnit, je jednotka a to z N.s.kg^-1 na m.s^-1.

Dalším důležitým kritériem je tah rakety. Správně se udává v Newtonech, ale někdy je udáván též v kilogramech. Převod je zase velmi jednoduchý – hodnotu v kg stačí vynásobit normálním tíhovým zrychlením Země (cca 9,81m.s^-2). Zjednodušeně řečeno udává tah rakety sílu jejích reaktivních motorů. Čím je vyšší tah, tím vyššího zrychlení může raketa dosáhnout. V souvislosti s tím se někdy také setkáváme s poměrem tahu rakety a její hmotnosti.

Tento poměr udává zrychlení rakety, které jsou motory schopny vyprodukovat v jednotkách normálního tíhového zrychlení (tedy g). Jakákoliv raketa, která se chce vymanit z přitažlivosti zemské gravitace, musí mít tento poměr větší než 1. Jenže na druhou stranu znamená vyšší tah také vyšší spotřebu paliva a z toho plynoucí problémy. Proto jsou zde tendence využívat reaktivní motory s velkým tahem (např. právě klasické chemické raketové pohony na kapalná paliva) jen pro starty raket a jejich odpoutání se od gravitace planety. Pro meziplanetární lety nebo i jen úpravu oběžné dráhy satelitů jsou naopak mnohem výhodnější úsporné motory s velmi nízkým tahem, ale s mnohonásobně vyšším specifickým impulsem.

Poslední důležitá kritéria se týkají hmotnosti užitečného nákladu, hmotnosti paliva a čisté hmotnosti pohonného systému. Může se zdát, že nejvýhodnější je vždy použití těch pohonných systémů, které mají ten nejvyšší specifický impuls (tedy nejvyšší rychlost zplodin), jelikož tím pádem mají i nejmenší hmotnost potřebného paliva, jenže v některých případech může být opak pravdou. Příkladem mohou být rakety spalující kapalný vodík s kapalným kyslíkem, které mají sice vysoký specifický impuls oproti raketám spalujícím petrolej s kyslíkem, ale také potřebují dokonale izolované těžké kryogenické nádrže na kapalný vodík, čímž výrazně vzroste celková hmotnost rakety.

Ještě výraznější je pak rozdíl u nukleárních pohonných systémů, kde je hmotnost paliva sice velmi malá, ale na druhou stranu zde hraje roli ohromná hmotnost jaderného reaktoru. Takové pohonné systémy s velkou čistou hmotností samotného pohonného systému jsou tedy výhodné jen pro dlouhé lety. Ve zkratce lze pak říci, že i přesto zůstává nejdůležitější poměr hmotnosti samotného paliva ku celkové hmotnosti obsazené rakety včetně paliva (který nám tedy procentuálně udává podíl paliva v celkové hmotnosti rakety) respektive obdobný poměr hmotnosti obsazené rakety bez paliva ku hmotnosti obsazené rakety včetně paliva (který nám tedy procentuálně udává podíl hmotnosti užitečného nákladu a pohonných systémů v celkové hmotnosti rakety).

Omezení raketového pohonu a jeho budoucnost

Chemický reaktivní motor je dnes naprosto nejpoužívanějším systémem pohonu pro vesmírné lety. Pokročilé pohonné systémy byly zatím vyzkoušeny jen v rámci experimentů na Zemi (např. test štěpného nukleární pohonu Nerva), nebo v lepším případě při ojedinělých experimentálních vesmírných letech (např. sonda Deep Space One s elektrostatickým iontovým pohonem). Jedinou výjimku tvoří orientační a stabilizační motory satelitů, kde se některé pokročilé pohonné systémy uplatnily v celkem široké míře (vzhledem k jejich nízké spotřebě paliva).

Do budoucna lze očekávat, že se začnou uplatňovat pokročilé pohonné systémy více, ale i tak bude mít chemický raketový pohon pořád své nezastupitelné místo. Například pro vynesení nákladu ze země na nízkou oběžnou dráhu prakticky nelze použít žádný z navrhovaných konceptů pokročilého pohonu vzhledem k jejich nízkému tahu (respektive poměru  tahu ku hmotnosti rakety). V samotné konstrukci chemického raketového pohonu také zřejmě nenastane moc změn. Jedinou velkou změnou, která by mohla nastat, by bylo zavedení vysoce energetických chemických látek jako paliva. O tom se ale ještě zmíním později.

Chemický raketový pohon je možné rozdělit na tři typy – na tuhá paliva, na kapalná paliva a na hybridní typ. Raketový pohon na tuhá paliva je nejjednodušším, nejlevnějším, ale také nejméně výkonným typem raketového pohonu. Je schopný dosáhnout maximálního specifického impulsu jen okolo 1500 – 2500N.s.kg^-1.

Princip je velmi jednoduchý – palivo (granulovaná nebo prášková směs pevného paliva – např. práškového hliníku a pevného okysličovadla – např. chloristanu amonného s malým množstvím pojidla) je uloženo ve spalovací komoře, kde hoří a produkuje žhavé plynné zplodiny unikající tryskou.  Je to naprosto stejný princip jako u zábavných pyrotechnických raket známých z ohňostrojů. Své využití nachází prakticky jen v levných raketách a jako přídavné urychlovací rakety používané při startu raketoplánů. Tento pohon se už vyvíjet nebude a dle mého názoru je již silně zastaralý (ovšem to, že je v porovnání s pohonem na kapalná paliva skutečně velmi levný zaručuje, že se zřejmě bude v některých případech ještě dlouho používat).

Raketový pohon na kapalná paliva má oproti tomu lepší vlastnosti. Dosahuje vyššího specifického impulsu cca 2500 – 4000N.s.kg^-1 a má velký poměr tahu ku hmotnosti rakety. Princip je také jednoduchý – palivo a okysličovadlo jsou vstřikovány do spalovací komory, kde hoří a vytváří proud žhavých plynů unikajících tryskou. Nicméně konstrukčně je tento pohon mnohem složitější a proto také o hodně dražší. U nejlevnějších reaktivních motorů na nekryogenní kapalná paliva (kde je jako palivo používán většinou hydrazin, monomethylhydrazin nebo asymetrický dimethylhydrazin a jako okysličovadlo buď kyselina dusičná – HNO_3, nebo dimer oxidu dusičitého – N₂O₄), či u o něco dražších polokryogenních typů (kombinace vysoce rafinované petroleje RP-1 jako paliva a kapalného O₂ jako okysličovadla) je tento cenový rozdíl už tak celkem velký, ale v porovnání s motorem na kapalná kryogenní paliva (kapalný H₂ jako palivo a kapalný O₂ jako okysličovadlo) to ještě není tak markantní.

Pohon na kapalný vodík a kyslík je sice z chemických reaktivních motorů nejvýkonnější (teoreticky může dosáhnout specifického impulsu až 4500N.s.kg^-1), ale také je nejsložitější, nejtěžší a nejdražší, jelikož zkapalněný vodík vyžaduje speciální dokonale izolované těžké nádrže a aktivní chlazení. Raketový pohon na kapalná paliva má stálou budoucnost ve vynášení nákladů na oběžnou dráhu, ale pro meziplanetární mise, nebo i jen pouhý přesun nákladu z nízké oběžné dráhy na geosynchronní oběžnou dráhu se vzhledem k jeho nízkému specifickému impulsu a z toho plynoucí vysoké spotřebě paliva zřejmě již používat nebude a bude zcela nahrazen pokročilými pohonnými systémy.

Ale chemické raketové pohony ještě neřekly své poslední slovo. Je zde několik potencionálních možností, jak zvýšit jejich výkon, což by vedlo ke zlevnění ceny za vynášení nákladů na oběžnou dráhu. První možností jsou takzvaná „trojpaliva“. Takovou trojitou palivovou směsí je např. klasická palivová směs kapalného vodíku a kyslíku, ale s přídavkem berylia, nebo směs kapalného fluoru a kyslíku s přídavkem lithia. Při reakci kyslíku s beryliem (respektive fluoru s lithiem) se totiž uvolňuje velké množství energie které je předáno přebytečnému vodíku. Takový kapalinový reaktivní motor, využívající některou z uvedených trojpalivových směsí, může dosáhnout specifického impulsu až 7050N.s.kg^-1.

Další a asi i nejdokonalejší možností je využití vysokoenergetických chemických látek (HEDM). V úvahu připadá hned několik možných látek. Mohl by to být vodíkový radikál H, kyslíkový radikál O, molekula ozonu O_3, či jednoduchý atom boru nebo uhlíku. V úvahu připadají dokonce i „exotičtější“ látky, jako metastabilní excitované helium He* (popřípadě nová forma helia, tzv. He IV-A, která by se teoreticky mohla vytvořit jako molekula ze dvou He* a být relativně stabilní), nebo kovový vodík (který by měl být také relativně stabilní a teoreticky za normálního tlaku a teploty zcela stálý). Takovéto látky mohou uvolňovat velké množství energie (mnohem vyšší než samotná reakce slučování kapalného vodíku s kyslíkem) a dávat tak skutečně velký specifický impuls od 17000N.s.kg^-1 (kovový vodík), přes 21100N.s.kg^-1 (atomární vodík), 22000N.s.kg^-1 (pevné He IV-A) až po 31500N.s.kg^-1 (excitované metastabilní He*).

Tyto hodnoty jsou na chemický raketový pohon skutečně úžasné, ale jde jen o ideální hodnoty propočítané teorií. Ve skutečnosti jak vodíkové radikály H, či kyslíkové radikály O, tak metastabilní helium He* nemůže za normálních podmínek existovat a třeba takové volné radikály by se téměř okamžitě sloučily do klasických dvouatomových molekul a excitované hélium by během chvíle uvolnilo přebytečnou energii a přešlo do normálního stavu. Zde se vědci pokoušejí využít tzv. „kryogenní matricové izolace“, takže např. volné radikály vodíku by byly uloženy v molekulární matrici pevného (zmraženého) vodíku, nebo volné radikály kyslíku (či molekuly ozonu O₃) by byly uloženy v molekulární matrici pevného (zmraženého) kyslíku. Pak by tyto kombinované pevné látky mohly tvořit pevné palivo v hybridních chemických raketových motorech (kombinace H v pevném H₂ s kapalným kyslíkem jako okysličovadlem, nebo kombinace O/O₃ v pevném O₂ s kapalným vodíkem jako palivem). Takovéto hybridní raketové motory by pak mohly dosahovat celkem slušného specifického impulsu. Samozřejmě je možné využít i samostatně takovéto obohacené  palivo (např. samotný H v pevném H₂, nebo He* v pevném He), pak by specifický impuls v případě vodíkových radikálů dosahoval zhruba 7400N.s.kg^-1.

Pravdou ovšem zůstává, že výroba těchto vysoce energetických látek a jejich stabilizace v pevné kryogenní matrici je nesmírně náročná a i raketový pohon (ať už hybridní, nebo jednoduchý) využívající těchto látek by byl velmi konstrukčně náročný (a tedy zřejmě hmotný a drahý). Slibnou nadějí ještě zůstává kovový vodík a He IV-A, které by teoreticky měly být za standardního tlaku a teploty pevné a stabilní a tedy by se daly použít přímo jako palivo, čímž bychom se vyhnuli všem komplikacím a navíc by nám tyto látky poskytly svůj plný potenciál (tedy specifický impuls pohonu až 17000N.s.kg^-1 u kovového vodíku, respektive 22000N.s.kg^-1 u pevného He IV-A).

Bohužel tyto látky se pokud vím ještě nepovedlo vyrobit a tudíž jsou toto jen spekulace. Je to velká škoda, jelikož takovéto výkony by byly lepší než výkony štěpného nukleárního pohonu s pevným jádrem a to bez rizika radioaktivního zamoření. Poslední věcí, která může činit problémy, je vysoká rychlost s jakou se uvolňuje energie ze všech uváděných vysokoenergetických materiálů. Ta rychlost může vést k tak vysokým teplotám a tlakům, že se spalovací komora roztaví, nebo dojde i k explozi rakety. Z toho plyne, že se tyto látky budou moc používat zřejmě jen v nízkých koncentracích a tudíž výsledné specifické impulsy daných pohonů mohou být ještě rapidně nižší, než bychom mohli předpokládat.

Každopádně zde jsme narazili na ty nejzazší limity chemických reaktivních pohonných systémů a mohu si dovolit tvrdit, že dál už vývoj v této oblasti nepokročí – budoucnost zcela určitě patří jiným než chemickým konceptům pokročilých pohonných systémů.

V příštím dílu Budoucnosti vesmírných letů vás čeká již úvod do pokročilých pohonných systémů a popis štěpného nukleárního pohonu. Pokud byste si chtěli přečíst celou mou ročníkovou práci "Budoucnost vesmírných letů" v celku, najdete ji na mých stránkách http://mikos.yo.cz

autor Michal Křenek