Vývoj Rakiet a Raketových Motorov

Všetci sme to videli milion krát ako obrovská Raketa je odpálená z Raketovéj Plošiny vidíme velké plameňe a letí závratnou rýchlostou za hranice našej atmosféry. Ale ako to Funguje? nieje to vôbec tak jednoduché ako sa zdá . Raketové inžinierstvo je jedno z najzložitejších odvetví ako len môže existovat a je to Fascinujúca Robota. Takže Moja práca pozostáva nad tým že si pozrieme Vývoj Raketových motorv, jeho typi a princípy na akej báze Funguje a ako vlastne dostat teleso do Vesmíru. 

Aby bolo možné dopravit teleso do kozmu -je potrebné prekonať určitú vzdialenosť a dosiahnuť určitú rýchlost . Pri popisovaní pohybu sa riadime základnými zákonmi newtonovskej mechaniky.  Fyzikálny princíp letu rakety Pre výpočet potrebnej rýchlosti vychádzame z predpokladu, že sa príťažlivá gravitačná sila, ktorou pôsobí jedno teleso na druhé sa musí rovnať odstredivej sile pohybu prvého telesa. Túto rýchlosť nazývame 1. kozmická rýchlosť. Je to rýchlosť, ktorú musí dané teleso zanedbateľnej hmotnosti a rozmerov voči druhému dosiahnuť, aby sa začalo okolo neho pohybovať po kruhovej trajektórii

Princíp Pohonu Rakiet 

Princíp celého fungovania rakiet a raketových motorv ide popísat aj Newtonovým 3. zákonom Pohybu (akcia/reakcia) pod pojmom akcia v tomto prípade je myslený Pohyb spalín z trysky von ktorí vyvoláva reakciu pohyb rakety v opačnom smere. aby došlo k pohybu rakety musí byt dosiahnuté dostatočnej sily na prekonanie tahovej sily danej váhou Rakety .

Pohonné systémy

V súčastnosti sú najrozšírenejšie Pohonné systémy ktoré využivajú chemický princíp fungovania , spalovaním Propelantu ktorí je spálený a následne vymrštený zo spalovacej komori tryskou von, tieto plyny majú dostatočnú výtokovú rýchlost k pohybu rakety a pod pojmom výtoková rýchlost rozumieme konštantu vyjadrenú rovnicou…

Ciolkovského rovnica je rovnica vyjadrujúca v mechanike pohybu rakety v bezsilovom poli vzťah medzi rýchlosťou rakety a efektívnou výtokovou rýchlosťou plynov:
 , kde  je začiatočná hmotnosť rakety (pri štarte) a M(t)\,\!} hmotnosť rakety počas horenia paliva v čase a je  Prirodzený logaritmus

 

Prvá Kozimcká rýchlost a Vesmírna Trajektoria

ak chceme zabezpečit samovolný obeh telesa okolo Zeme je potrebné aby teleso dosiahlo rýchlosť minimálne 7,9 km/s . Takúto rýchlosť je možné dosiahnut až v určitej výške od povrchu ,to v nízkych vrstvách atmosféry znemožňuje vysoký odpor vzduchu. Preto je potrebné vyniesť teleso do výšky najmenej 190-200 km od povrchu  kde končí vrchná vrstva atmosféry. Obeznú dráhu v tejto výške nazývame nízkou obežnou dráhou Zeme, označovanú aj LEO (Low Earth Orbit) táto rýchlost Predstavuje okolo (34,657km/h)

Na vynesenie Telesa na obežnú dráhu potrebujeme Prostriedok ktorí bude niest všetky Pohonné Látky a náklad a spaluje ich počas letu . Motor poznáme pod názvom raketový motor na chemické pohonné látky, spaľujúci zmes paliva a okysličovadla. Raketa musí vyniesť náklad do výšky požadovanej orbity a dosiahnuť potrebnú rýchlosť. Raketový motor musí počas letu vyvinúť ťah, potrebný na prekonanie gravitačnej sily. Ďalej je potrebné prekonať všetky straty vznikajúce počas letu, ktoré môžeme do určitej miery ovplyvniť upravením dráhy letu. Využiť môžeme napríklad rotáciu Zeme tak, že raketa bude štartovať východným smerom, čím využijeme rýchlosť zemskej rotácie. 

Pre získanie potrebnej rýchlosti musíme dosiahnuť velkého hmotnostného pomeru. Pri rakete s jedným stupňom by väčšinu hmotnosti tvorili pohonné látky a na nosnú konštrukciu a užitočnú záťaž by ostalo len nepatrné percento z celkovej hmotnosti, čo je prakticky nerealizovatelné. Ak raketu rozdelíme do viacerých stupňov môžeme tak celkový hmotnostný pomer rozdelit na hmotnostné pomery jednotlivých stupňov.Môžeme zvýšit špecifický impulz použitím energeticky bohatších lepších  pohonných látok, alebo zvýšiť hmotnostný pomer rakety. Ak potrebujeme dosiahnuť hmotnostného Pomeru schopného Prekonat 1. vesmírnu rýchlost tak pri použití trojstupňovej rakety stačí dosiahnuť hmotnostných pomerov 2, 3 a 4 u jednotlivých stupňov. Stavba takejto rakety je pri dnešných možnostiach realizovateľná.

Poruchy softwarov rakiet

Software je neodmyslitelnou súčastou rakiet a ovláda takmer každý úkon , od trajektorie cez špecifický impulz motorov a kontrolu oddelenia stupňov, aj miniatúrna chyba vo výpočtoch programátorov môže mat Fatálne následky akými je zničenie rakety alebo smrt Posádky

Sonda Mariner 1

Typy Raketových Motorov

Podla druhu paliva (Pohonných látok) rozdelujeme Raketové motory na 3 druh

-Na Kvapalné Pohonné látky

-Na Tuhé Pohonné látky

-Hybridné Raketové Motory

Raketové Motory Na Kvapalné Pohonné látky

Tento typ pohonu rakiet pracuje na princípe spaľovania zmesi paliva a okysličovadla v spaľovacej komore kam sa privádza zo separovaných  nádrží, ktoré sú umiestnené vo vnútri rakety. toto zabezpečovanie môže byt vykonané rôznymi spôsobmi.

Podla spôsobu doručenia paliva  a okysličovalda do komory ich delíme na …

-Preassure fed cycle

-Gas generator cycle

-Staged combustion cycle

-Expander cycle

Pressure Fed Cycle

Tento cyklus je charakteristický uskladnením paliva a okysličovadla pod vysokým tlakom  ktorý slúži na dopravu látok do spaľovacej komory. Množstvo pohonnej zmesi sa následne reguluje prostredníctvom ventilov. Tento spôsob nie je veľmi využívaný, pretože kladie vysoké pevnostné požiadavky na steny nádrží ktoré musia byt hrubšie a z pevnejších materiálov aby odolali Expanznému Tlaku ktorí sa nich kladie čím sa značne zvyšuje celková hmotnost konštrukcie. Vylepšenie tohto systému spočíva v pridaní nádrže so stlačeným plynom ktorý vytláča pohonné látky z nádrží do spalovacej komory  Tento typ pohonu sa v praxi nevyužíva ako hlavný typ pohonu, pretože nedosahuje potrebného výkonu. Jeho limitujúcim faktorom je výsledný tlak v spaľovacej komore.

Gas Generator Cycle

Ide o Velmi schopný Systém  ktorí rieši otázku  ako dopraviť pohonné látky do spalovacej komory  a to je pomocou turbočerpadiel. Tento systém využíva na pohon turbočerpadiel plynový generátor . V plynovom generátore sa spaluje časť paliva s okysličovadlom za vzniku generátorového plynu, ktorý zabezpečuje pohon plynovej turbíny pripojenej na čerpadlá. Spaliny sú následné vyvedené výfukovým systémom z generátora do okolitého prostredia. Tento cyklus poznáme tiež pod názvom otvorený cyklus  Medzi hlavné výhody turbočerpadiel patrí to, že umožňujú dosiahnuť vyššieho tlaku v spaľovacej komore ako pri použití stlačeného plynu a použitie tenkostenných palivových nádrží s malým pretlakom, čím značne znížime celkovú hmotnosť konštrukcie. Použitie kryogénnych pohonných látok umožňuje regeneratívne chladenie trysky motora pomocou tepelného výmenníka.

Staged combustion Cycle 

Tento Typ vznikol vylepšením a upravením prechádzajúceho otvoreného cyklu. Pri tomto cykle  nedochádza k úplnému spalovaniu zmesi  Vytvorený plyn slúži na pohon plynovej turbíny a ďalej postupuje do spaľovacej komory  kde sa zmiešava s ďalšími pohonnými látkami a dochádza k dalšiemu spaľovaniu. Hlavná výhoda tohto systému je, že k využitiu energie generátorového plynu dosahuje tento systém vyššieho tlaku a teploty v spaľovacej komore, čo ma za následok zvýšenie tahu motora. Motory s týmto cyklom musia byť schopné pracovať s vysokým tlakom v spaľovacej komore pri vysokej teplote. V motoroch sa využívajú energeticky bohaté pohonné látky ako napríklad Kerozín, N2O3,.RP1 čo ďalej zvyšuje ich efektivitu. Motory sa používajú na pohon prvých stupňov rakiet s možnosťou viacnásobného použitie.

Expander Cycle

Tento systém poznáme tiež ako cyklus s odparením jednej zložky . Turbína je poháňaná tlakovým plynom, ktorý vznikol odparením jednej z pohonných látok (zvyčajne paliva) v chladiacom okruhu v stenách trysky, ktorý funguje ako tepelný výmenník. Systém je vhodný predovšetkým pre motory s kryogénnymi palivami, ale dá sa použiť aj pre látky kvapalné pri pokojovej teplote. Systém sa používa u vyšších raketových stupňov.

Raketové Motory na Tuhé pohonné látky

Tento typ Pohonu spaluje tuhé pohonné látky spolu s okysličovadlom v spalovacej Komore.Steny spalovacej komory musia vydržať vysoký tlak a zároveň odolaťt vysokým teplotám vznikajúcich pri horení paliva preto sú pokryté nehorlavou izolačnou vrstvou (o ktorá zamedzuje ich poškodeniu. Druhý spôsob ako tomu predisť je spalovanie paliva zo stredu po okraj. V palivovej zmesi je vytvorený kanál v ktorom prebieha samotné horenie, ide o podobný princíp ako využivajú Rakety na silvestra. Regulovat  výkon motora je možné do určitej miery vhodným tvarovaním spaľovacieho kanála  Najviac namáhanou častou motora je tryska. Oproti motorom na kvapalné pohonné látky nie je možné použiť regeneratívneho chladenia preto treba zabezpečiť potrebnú izoláciu vnútornej steny trysky. Ďalšou nevýhodou je, že motor po spustení nie je možné zastavit. Hlavnou výhodou je naopak jednoduchá konštrukcia, vysoká spoľahlivosť a nízka cena v porovnaní s motormi na kvapalne latky Tieto motory sa využívajú hlavne ako pomocné raketové nosiče a prvé fázy raketoplánov na ich urýchlenie.

Hybirdné Raketové motory

Do tejto skupiny patria motory ktoré v spalovacej komore pália kombináciu tvorenú Tuhými pohonnýmmi látkami  a Kvapalnými  . Okysličovadlo sa vyparuje pri pokojovej teplote a plyn postupuje cez ventil do spalovacej komory kde sapáli spolu s palivom. Z toho dvvodu nie je potrebný systém turbočerpadiel na dopravu pohonných látok. nevýhodou je že v spaľovacej komore dosahuje tento systém nižší tlak  čo má za následok nižší výkon a tah  ako motory na Kvapalné  Medzi výhody patrí zvýšená spolahlivosť jednoduchá regulácia ťahu  možnost reštartu a vysoký výkon. Tieto motory boli zatial použité u experimentálnych rakiet a raketových nosičov určených na suborbitálne komerčné lety.

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 Glaško 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  F1 na rakete Saturn 5 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

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 vodivost
• Koficient 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

Využíva sa na chladenie konštrukcie pri návrate na zem , funguje na základe Odparenia jednej vrstvy materiálu.

• 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.
• Chladenie diafragmou – Vnútorné steny sú ostrekované tekutým palivom, to vytvára akúsi clonu, ktorá chráni steny pred vysokými teplotami.

Experimentálne Plazmové Motory !!! 

Tieto motory ktoré si spomenieme alebo skôr jeden konkrétny a to VASMIR fungujú zatial len na teoretickej rovine a bol vyvinutý aby dopravil Ludskú posádku na Mars  a významne skrátil Cestu K marsu zo 7 mesiacov na 39 dní .

Vasmir Funguje na báze Elektromagnetického oblúku ktorí  ktorí Rádiovým žiarením Ionizuje Propelant na Plazmu . Propellant môže byt rádioaktívny ale nemusí, napríklad Hafnium alebo 238 Izotop uránu, ktorí je urýchlený na 0,999994% rýchlost svetla a vymrštený cez trysky , zahreje sa až na teplotu 1,000,000° C , takže musí byt prúd izolovaný absolútne od všetkých častí inak by ich vyparil, výhodami Motoru sú dobrá spolahlivost , vysoký výkon až 200NM a Takmer neobmedzené zásoby Paliva . Maximálna rýchlost je okolo 212,000km/h.

Pohonné látky

Kvapalné Pohonné látky

Medzi hlavné výhody patrí jednoduchá regulácia tahu motora pomocou ovládania prívodu paliva do spaľovacej komory a možnosť reštartu motora. Používajú sa na regeneratívne chladenie trysky, pretože sa skladujú pri nízkej teplote. Rozdeľujeme ich na jednozložkové a dvojzložkové, z fyzikálneho hľadiska ich rozdeľujeme na kryogenne a na kvapalné pri pokojovej teplote. nevýhoda kryogénnych spočíva v tom, že ich nemožno dlhodobo skladovať. Z chemického hladiska ich rozdeľujeme na samozápalné  a nesamozápalné kde je potrebné použitie zapalovača. Hlavné požiadavky kladené na Kvapalné látky sú vysoký špecifický impulz vysoký bod varu a nízka molárna hmotnosť. Používajú sa látky ktoré niesu Korozivne alebo toxické .

Najpoužívanejšie látky sú

Kerozín

Ide o Kvapalnú horlavinu ktorá je zmesou uhlovodíkou a používa sa výhradne do leteckých a raketových Motorov Kerozín sa získava destilovaním ropy pri teplote 150 °C až 275 °C v destiláte zmesi prevládajú uhľovodíky, takže nemá Vlastnú chemickú formulu. výhdou je dobrý Pomer tahu a relatívne malá molárna hmotnost a dostupnost na výrobu.

Špecifikácia pri hladine mora

• Teplota v spaľovacej komore: ~ 3 000 °C
• Efektívna výtoková rýchlosť: 2 862 m/s
• Pomer N₂O₄/N₂H₄: 1,36

Špecifikácia vákuum

• Teplota v spaľovacej komore: ~ 3 000 °C
• špecifický impulz ~ 220 sekúnd
• Efektívna výtoková rýchlosť: ~ 3 400 m/s
• Pomer N₂O₄/N₂H₄: 1,42

Hydrazín, Monomethylhydrazín ,symetrický Dimethyldrazín a nesymetrický Dimethyldrazín

Dimethyldrazín je názov pre chemické zlúčeniny zo značkou C₂H₈N_2.

Dalej je delený na Symetrický a nesymetrický

Symetrický Dimethlydrazín –

vysokovýbušná Bezfarebná tekutina charakteristická rybacím až amoniakovým zápachom , je toxická a pohlcuje Oxid uhličitý, vyrába sa reakciou Chloramínu s Dimethylamínom používa sa ako Propelant a Raketové Palivo s Tetroxidom Dusíka ako okysličovadlom.

Nesymetrický Dimethyldrazín

Ide o jeden z troch izomérov Dimethyldrazínu, Je karcinogénny používa sa aby vyvolal tumori u experimentálne chovaných myší na vedecké účely , je to bezfarebná kvapalina prenikavého zápachu s Molárnou hmotnostou  60,10G/mol.

Hydrazín

je tu reč e bezfarebnej kvaapaline rozpustnej vo vode a liehu vysoko je vysoko toxický a má karcinogénne účinky ako jeho kolegovia Hydrazín je na vzduchu (alebo za určitých okolností) samozapalný  pretože má silné redukčné účinky viaže na seba kyslík . V organickej chémii sa systémovo pomenúva diazan. Je to nestála slabá dvojsytná zásada s pripravuje sa na oxidaciu amoniaku.

Difenylamín

Je to akútna Toxická Látka ktorá sa používa ako Medziprodukt organickej syntézy , má
chemickú značku C₁₂H₁₁N a je vysoko výbušný – reaguje s kyslíkom.

 

Tuhé Pohonné látky

Druhym  najpoužívanejším typom pohonných látok sú tuhé pohonné látky  Tieto látky môžeme na rozdiel od Kvapalných  dlhodobo skladovat sú lacnejšie na výrobu.majú nižší špecifický impulz a možnosť regulácie ťahu je do značnej miery obmedzená, preto sa používajú u pomocných raketových stupňov. Najviac využívané sú látky

Nitroglycerín

je to bezfarebná olejovitá kvapalina. Má sladkastý pach a chuť. Technický produkt je svetložlto až bronzovo zafarbený. Nitroglycerín má dve formy, stabilnú a labilnú, ktoré sa líšia teplotou tuhnutia.  dobre sa rozpúšta vo väčšine organických rozpúšťadiel. Nitroglycerín je rozpúšťadlom pre mnoho aromatických látok, používa sa ako výbušnina alebo Stimulant Kardiovaskulárnej funkcie u pacientov trpiaciych arytmiou srdcovej chlopňe

Nigrozín 

Ide o syntetický mix Nitrobeznénu a Anilínu ,je vo vode rozpustný Prvok s molárnou hmotnostou 57,50g/mol

Dalšie látky sú Asfalt Kaučuk  ktoré sú vhodným a efektívnym spalovacím Palivom ktorá horí Pri Teplote 3170°C

Hybridné látky

Vhodnou kombináciou kvapalnej a pevnej zložky môžme dosiahnu lepších vlastností ako u palív jedného typu. Kvapalnú zložku tvorí okysličovadlo napr. N2O a pevné palivo napr. kaučuk . Tieto látky nie sú toxické a pri ich spaľovaní tiež nevznikajú toxické. Hybridné palivové zmesi môžu dosiahnut vyšší špecifický impulz lebo sú kombináciou dvoch zložiek.

Počiatky Raketovej Vedy

Raketa V-2 bola prvou balistickou raketou nasadenou vo vojne. Bola vyvinutá v roku 1944 nemeckým raketovým konštruktérom Wernher von Braunom. Bolo vyrobených takmer 6000 rakiet pohon rakety zabezpečoval raketový motor na kvapalné pohonné látky ako okysličovadlo používal kvapalný kyslík a ako palivo zmes etanolu.prepravu látok zabezpečovalo turbočerpadlo pohánané plynovou turbínou spalujucu zmes Perioxidu vodíka a Etanolu, tah motor bol 245kn

Ruský Vesmírny program Typ rakiet Vostok

Raketová rada Vostok je najpoužívanejšia raketová rada na svete. Bola odvodená od sovietskej medzikontinentálnej rakety R-7 pridaním vyšších stupňov. Táto rada je charakteristická paralelnym oriadaním stupňov. Prvý urýclovací stupeň tvorili 4 motory RD-107, ktoré obklopujú druhý hlavný stupeň. Ten tvoril 1 motor RD-108. Oba stupne pracovali súčasne a po skončení činnosti prvého stupňa sa stupeň oddelil a ndalej pracoval iba druhý. Prvý stupeň sa niekedy označuje ako urýchľovací stupeň alebo nultý stupeň a druhý stupeň ako prvý, pretože americké rakety majú stupne radené za sebou a prídavné pomocné rakety sú označované ako nultý stupeň.

Typ Sputnik 

Tento základný typ vznikol upravením rakety R-7 tak, aby bol schopný niesť náklad do kozmu. Išlo o dvojstupňovú raketu schopnú vyniest náklad hmotnosti až 1500 kg na nízku obežnú dráhu. V roku 1957 bola pomocou tejto rakety vynesená prvá umelá družica Sputnik 1. Išlo o vysielač o vynesený na obežnú dráhu zeme.

Typ Luna

Pridaním tretieho stupňa s motorom RD-0105 o ťahu 49kN vznikla verzia použitá na vypustenie vesmírnych sond Luna, Ktoré mali za úlohu nasnímat odvrátenú stranu mesiaca ako sme mali šancu vidiet vo filme Transformers 3.

Typ Vostok

Odvodenou verziou bola od roku 1959 rada Vostok. Vznikla pridaním tretieho stupňa, ktorý bol pripojený priehradovou konštrukciou a tvoril ho motor rd 109 tahu 49-55kn Pridaním tothto stupňa vzrástlo zataženie na 5 ton.

Typ Soyuz

Táto rada vznikla po zdokonalení druhého stupňa. Celý stupeň bol predĺžený a vybavený vylepšeným, spoľahlivejším motorom RD-0110. Raketa vynesie náklad o hmotnosti 6400 kg na LEO. Bola využívaná na pilotované kozmické lety lodí Sojuz, a pre vypúštanie orbitálnych satelitov, pokračoval Modernizáciou na Soyuz 2.

Aké motory využívala táto rodina rakiet?

Motory RD 107 a RD 108

Vývoj týchto motorov začal v roku 1954 pod vedením hlavného sovietskeho konštruktéra Valentina Gluška a do súčasnosti prešiel radov vylepšení. Motory majú štyri spaľovacie komory namiesto jednej a jedno turbočerpadlo. Ako palivo bol použitý kerozín, ktorý slúžil tiež na chladenie trysky motora. Ako okysličovadlo bol použitý tekutý kyslík.

Rakety Zenit 

Išlo o Ruské Raketové nosiče postavené začiatkom 80. rokov na dva účely ako prvý bol Raketový Motor na tekuté Kvapalné látky k Raketoplánu Energija  a 2. ako stredný nosič vesmírneho Nákladu medzi typom Soyuz ktorí mohol niest 7T a velkým Protonom Ktorí mohol niest až 20T na orbit. Zenit Bol náhrada za už zastaralý Typ R7 , niesol Propelanty ktoré boli menej Toxické a efektívnejšie ako Protonov Dusíkovo-Tetroxidový mix. Prvý stupeň bol poháňaňý jedným motorom RD 171 na kvapalné pohonné látky s otvoreným cyklom a Turboplynovým preplňaňím, ktoré boli poháňaňé Tekutým dusíkom a leteckým Petrolejom RD-1 ako okysličovadlo bol Použitý skvapalnený kyslík. špecifický impulz motorov Trval 337 sekúnd od štartu kedy došlo k oddeleniu prvej fázi.

Motor RD-120

Vývoj motora určeného pre kozmickú raketu Zenit začal v roku 1976. Jedná sa o kvapalinový raketový motor s jednou spaľovacou komorou prídavným spaľovaním na KPL (LOX/kerozín). V rokoch 2001 až 2003 vznikla silnejšia verzia motora (RD-120 forced), určená pre požiadavky ruského ministerstva obrany a v programe Sea Launch. Verzia Sea Launch mala skrátenú trysku motora

 

Raketa Angara

Rodina Rakiet angara predstavujú nový rad Sovietskych rakie vyrobených za účelom Separácie ruska od Kozmodromu Bajkonur ktorí sa nachádza v Kazachstane, Majú Nahradit Ruský typ Zenit. Na nízku Obežnú dráhu zeme môžu Doniest až 24,500kg užitočného zataženia. Základom rakety je spoločný univerzálny raketový modul (URM), ktorý pozostáva z nádrží na pohonné látky a pohonného systému. Každý modul bude vybavený motorom RD-191. Raketa by mala byť vyrábaná v piatich verziách v závislosti na počte použitých URM. Na centrálny modul bude napojený druhý stupeň rakety. Predpokladá sa s použitím vylepšeného stupňa Briz-KM alebo stupňa KVTK. Vysoký stupeň modularity rakety umožňuje vypúšťanie rakety zo spoločného odpaľovacieho zariadenia. Nezávisle na stupni URM je vyvíjaný stupeň Bajkal, ktorý je schopný návratu na miesto štartu a viacnásobného použitia. Pre štart rakiet Angara bol vybraný kozmodrom Pleseck.

Motory RD-191

Ide o najmodernejší ruský jednokomorový raketový motor na skvapalnené pohonné látky vývoj motora začala v roku 1998. Základ motoru vychádza z osvedčeného motoru RD171. Motor má oproti typu RD170/171 len jedmokomorové spalovanie namiesto štvor ako u predošlého typu mal vylepšený systém Turbočerpadla ktoré malo nižší tlak a zlepšenú schopnost riadenia výkonu. Motor využíva uzavretý cyklus turbočerpadiel a spaluje zmes RP1/LOX  má vektorévé riadenie tahu a maximálny výkon 2134mn (vo vákuu)

Raketa Proton

Je označenie Ruských Nosných Rakiet oužívaných na vynášanie bezpilotných užitočných nákladov do Vesmíru . Raketa Proton existuje v rade dvoj až štvorstupňových variant. Pôvodný dvojstupňový variant mal nosnosť na nízku obežnú dráhu okolo 12,2 tony, posledná vylepšená verzia základného trojstupňového variantu dopraví na obežnou dráhu vo výške okolo 200 km so sklonom 51,6° až 25 ton.

Prvý stupeň tejto nosnej rakety je tvorený centrálnou valcovou nádržou na okysličovadlo s priemerom 4,1 m, okolo ktorej je symetricky rozmiestených šesť užších valcových nádrží s priemerom 1,6 m, hore koso kužeľovito zakončenými. Ku dnu každej zo šiestich palivových nádrží sú pripevnené výkyvne uložené jednokomorové raketové motory typu RD-253 s uzavretým cyklom.

Druhý stupeň je valcový s priemerom 4,1 m, s integrálnymi valcovými nádržami. Horná nádrž s vypuknutým pologuľovitým dnom obsahuje palivo, dolná, oddelená spoločnou stenou od hornej nádrže, obsahuje okysličovadlo. K jej vypuknutému dnu sú vychyľovateľne pripojené tri jednokomorové motory typu RD-0210 a jeden typu RD-211; ten sa líši od troch ostatných iba tým, že jeho súčasťou je plynový generátor, poskytujúci stlačený plyn pre tlakovanie nádrží s pohonnými látkami. Prvý a druhý stupeň boli spojené valcovou priehradovou medzistupňovou konštrukciou. Nad druhým stupňom bol umiestený inerciálny riadiaci systém, slúžiaci k navedeniu rakety na obežnú dráhu.

Motory Typu RD 253

Ide o motory na skvapalnené Pohonné látky v prvej fáze Rakiet Proton , Motory spalujú Hypergolickú zmes – asymetrického dimethyldrazínu a oxidu dusičného v Otvorenom cykle s plynovými turbočerpadlami , výstavba motoru začala v roku 1961 Ruskou firmou Energomaš, výkon dosahuje 1473kn (vo vákuu) Rakety PRoton mali V prvom stupni 6 Motorov RD 253 ktoré dosahovali do kopy výkon 8867kn.

 

 

 

Raketa  N1

V 60-tych rokoch 20. storočia začal vývoj na sovietskej rakete, určenej pre vynášanie ťažkých nákladov na obežnú dráhu a pre pilotované lety na Mesiac. Hlavným vedúcim projektu sa stal S.P. Koroľov a po jeho smrti ho nahradil V.P. Mišin. Pôvodný koncept rakety počítal s použitím kombinácie pohonných látok tekutý kyslík a kerozín. Z dôvodu zvýšenia nosnej kapacity na 90 – 100 t sa prešlo na kombináciu tekutý kyslík a vodík, ktorá pri rovnakej hmotnosti rakety umožní vyniesť požadované zaťaženie. Raketa obsahovala lunárny stupeň pod označením L3, ktorý mal dopraviť dvojčlennú posádku na Mesiac a umožniť bezpečný návrat na Zem. Tak vznikla verzia s označením N1-L3 Raketa N1 bola zložená z troch sériovo radených stupňov pod označením blok A, B a V. Každý stupeň obsahoval vlastné motory a nádrže s pohonnými látkami (kvapalný kyslík a kerozín). Prvý stupeň (blok A) bol poháňaný tridsiatimi motormi NK-15  Druhý stupeň (blok B) poháňalo osem motorov NK-15V a tretí stupeň (blok V) štyri motory NK-19. Lunárny stupeň L3 sa skladal s blokov G, D, E/LK a I/LOK. Blok G obsahoval motor NK-21 a mal slúžiť na urýchlenie z LEO. Celková dĺžka rakety bola 105 m a v priemere mala 17 m Prvý štart rakety sa uskutočnil v roku 1969 a vývoj bol zastavený po štvrtom neúspešnom pokuse v roku 1972

 

 

 

Raketa Energija

Raketa Energija bola konštruovaná ako dvojstupňová raketa s centrálnym telesom, ktoré plnilo funkciu druhého stupňa, a štyrmi urýchľovacími blokmi prvého stupňa. S vývojom rakety sa začalo po skončení Programu N1 , Bola poháňaná Motormi RD 170 ktoré su modernizovanou verziou RD107/108 a spalovala zmes tekutého kyslíka  tekutého Vodíka užitočný náklad mohol vzrást až na 6400kg bola navrhnutá na Vynesenie Raketoplánu Buran ktorí bol bud vypúštaný zo Zeme Vertikálne alebo z Lietadla Antonov 225 Mrija vo výške 12,000M kedy sa oddelil a to znížilo jeho náklady na Prekonanie Gravitačnej týchlosti .

Motory RD 170

Raketový motor RD-170 spaluje kvapalný kyslík a uhlovodíkové palivo RG1 v súčastnosti Patrí medzi najvýkonnejšie raketové motori na svte zároveň Patrí medzi nákladovo velmi efektívne pretože dokáže Recyklovat plyny s plynovej turbíny a vracia ich k dalšieumu spalovaniu v spalovacej komore testovanie motora bolo v roku 1984.

 

Americké kozmické Rakety 

Delta IV 

Delta IV je americká raketa využívajúca kryogénne pohonné látky vo všetkých stupňoch rakety. Základ rakety tvorí modul CCB, ktorý je poháňaný motorom RS-68. Druhý stupeň je poháňaný motorom RL-10B-2. Verzia Delta IV Medium+ využíva prídavné  urýchlovacie motory umiestnené po stranách centrálneho stupňa. U verzie Delta IV Heavy sú použité tri moduly CCB radené vedľa seba. Táto verzia je v súčasnosti najvýkonnejšou americkou raketou. Je schopná dopraviť náklad o hmotnosti 25,8 t na LEO. Raketa je vysoká 70,7 m a má priemer 5 m. Prvý let tejto verzie sa uskutočnil v roku 2004 a stále je v aktívnej službe.

Schéma Rakety Delta IV

Motory RS-68

Raketový motor RS-68 od firmy Rocketdyne je určený pre raketové nosiče novej generácie Delta IV. Motor pracuje otvoreným cyklom. Obsahuje jednu spaľovaciu komoru do ktorej sa pomocou turbočerpadiel paliva a okysličovadla dopravujú pohonné látky. Motor pracuje na kryogénne KPL (LOX/ LH2). Tryska motora využíva regeneratívne chladenie pomocou LH2. Pri vývoji motora sa kládol veľký dôraz na jednoduchú konštrukciu, čo viedlo k zredukovaniu počtu častí motora a tým k jeho jednoduchšej výrove a nižšej cene v porovnaní s ostatnými motormi na kryogénne KPL. Motor je taktiež schopný regulácie ťahu až na 60% plného výkonu. Prvý krát bol použitý v roku 2002 na pohon prvého stupňa rakety Delta IV

Raketa Titan 

Americká raketa Titan bola vyvinutá z interkontinentálnej balistickej strely v 50.-tych rokoch 20. storočia a slúžila na vynášanie ťažších nákladov. Raketa bola použitá vo všetkých misiách, na vynesenie dvoch sond Voyager na prieskum vesmíru, oboch sond Viking na prieskum Marsu a na prieskumné misie Saturnu Cassini  Raketa bola tiež použitá na vynášanie vojenských komunikačných satelitov. Posledný let rakety Titan sa uskutočnil v roku 2005

 

Prehlad Rakiet triedy Titan 

Motory Rakiet Titan 

Motor prvého stupňa použitých u skorších verzií mal označenie LR87-7. Posledná verzia použitá u rakety Titan IV-B mala označenie LR87-11. Motor s otvoreným cyklom sa vyznačoval použitím dvoch oddelených spaľovacích komôr. Používali sa kvapalné pohonné látky a to zmes N2O4 a Aerozínu-50. Od verzie Titan 3C sa začalo používať pomocných stupňov UA 1205 vybavených motormi na tuhé palivo, ktoré boli neskôr nahradené typom Titan IV-B

Raketový Nosič Atlas

Ide o druhý najrozšírenejší americký raketový nosič, odvodený od prvej americkej medzikontinentálnej balistickej strely Atlas. Pôvodná verzia rakety bola dvojstupňová, pričom oba stupne začali pracovať súčasne. Prídavný stupeň, ktorý tvorili dva motory, pracoval iba určitú dobu po ktorej svoju činnosť ukončil a oddelil sa od centrálneho stupňa, ktorý pokračoval ďalej v lete. Prelomová bola taktiež konštrukcia nádrží na pohonné látky nazývanú “balónová“. Išlo o čo najviac olahčenú konštrukciu nádrží, v ktorých sa musel neustále udržovať pretlak, inak by sa nádrž rozpadla pod vlastnou váhou. To prispelo k značnému zníženiu hmotnosti celej rakety , Bola použitá pre vynášanie Sony Voyager a zohrala významnú úlohu pri Skúmaní Mesiaca v súčastnosti máme v službe ATLAS V

Atlas V

najväčšia a najmodernejšia raketa zo série Atlas ktorá je určená na nosenie Tažkých nákladov do vesmúru je vybavená trojicou Motorou RD180 ktorá je rozmiestnená do 3 paralelných blokov maximálna nosnot užitočného zataženia je 8600kg najvýkonenjšia verzia má označenie Atlas V HLV (heavy lift vehicle)

Motory RD 180

Raketový motor RD-180 je dvojkomorový raketový motor s prídavným spalovaním generovaného plynu a vektorovým riadením tahu v dvoch rovinách základná konštrukcia bola prevzatá z modelu RD170  , je to motor ruskej konštrukcie využivajúci uzavretý cyklus,ako palivo využíva RP1 a ako okysličovadlo tekutý kyslík, motor využíva systém turbočerpadiel na prívod palica do spalovacej komory.

 

 

Space Launch System

Americká agentúra NASA v súčasnosti pracuje na vývoji nového raketového nosiča, určeného pre vynášanie lode Orion s ľudskou posádkou alebo iného nákladu do ďalekého vesmíru. Táto raketa pod názvom SLS sa má stať najvýkonnejšou raketou, ktorá bola doposiaľ postavená . Prvá verzia rakety má byť dlhá takmer 98 m a jej váha sa bude pohybovať okolo 2,5 milióna kilogramov pričom by mala byť schopná dopraviť do vesmíru náklad o hmotnosti 70 t. Pre pohon prvého stupňa majú byť použité upravené motory SSME a stupňu bude asistovať dvojica SRB. Druhý stupeň bude poháňať tiež motor na kryogénne KPL. Táto verzia má primárne slúžiť na dopravu lode Orion  Druhá rozšírená verzia má byť dlhá 117 m a má byť schopná vyvinúť ťah takmer 41 MN pri štarte. Ak sa projekt podarí pôjde o najvýkonnejšiu raketu aká bola kedy postavená. Prvému stupňu bude asistovať dvojica vylepšených SRB. Druhý stupeň bude poháňať dvojica vylepšených motorov J-2X. Táto verzia má byť primárne určená na vynášanie nákladu do vesmíru

 

Raketa Saturn V

Išlo o najvačšiu a najsilnejšiu Raketu na planéte Vznikla pre účel dopravy Ludskej posádky na Mesiac mala výšku 111M a vzletovú hmotnost až 2800Ton, bola využitá v programe apollo v 60-70 rokoch absolvovala úspešné lety do vesmíru mala užitočné zataženie až 118,000kg Rakety používané v programe Apollo boli trojstupňové. Každý stupeň sa po vyhorení paliva oddelil od rakety. Prvý a druhý stupeň vyniesli raketu na obežnú dráhu. Tretí stupeň nasmeroval kozmickú loď Apollo k Mesiacu.

Primárne Motory F1

Prvý stupeň rakety je tvorený piatimi motormi F1 na kvapalné pohonné látky. Ako pohonné látky slúžia kvapalný kyslík a kerozín. Ide o najväčší motor, aký bol kedy použitý. bol vyvinutý Americkou firmou Rocketdyne v roku 1955, Motor bol Poháňaný upraveným Leteckým Petrolejom RP1 a so súčasných motorov ho prekoná len ruský štvorkomorový RD171 .

Motory Druhého Stupňa Typu J2

J-2 motor na kvapalné pohonné hmoty, ktorými sú kvapalný kyslík a kvapalný vodík. Ako prvý motor umožňoval opakovaný reštart viackrát za letu. Bol používaný v druhom a treťom stupni rakety Saturn V. V druhom stupni bolo použitých 5 motorov a v treťom jeden motor.

Raketoplán Space shuttle

Americký raketoplán Space Shuttle bol prvým viacnásobne použiteľným prostriedkom, používaným na lety do vesmíru. Prvý štart raketoplánu bol 12. Apríla 1981. Do roku 2011 bolo uskutočnených celkom 135 štartov raketoplánu. Raketoplán ako je tvorený troma základnými časťami: štartovacími blokmi (boosters), externou palivovou nádržou a orbitálnou častou orbiter

Startovacie Bloky raketplánu

Spostranné nádrže na tuhé palivo každý o tahu 11,5MN okrem nádrží majú aj trysky na riadenie tahu , riadiaci systém s padákmi pre návrat na zem a spolupracujú s hlavným motorom Raketplánu

Externá palivová Nádrž 

Externá palivová nádrž je centrálnym telesom raketoplánu, na ktorú sú po stranách pripevnené štartovacie bloky (SRB) orbiter. Externá palivová nádrž sa skladá z 3 hlavných častí. Vo vrchnej časti je nádrž na kvapalný kyslík, v strednej časti je kompletné prístrojové vybavenie a v spodnej časti je nádrž na kvapalný vodík a obsahuje vlastný systém dopravy pohonných látok do orbiteru

Motor SSME

Raketový motor SSME (Space Shuttle Main Engine) bol vyvinutý firmou Rocketdyne pre pohon amerického raketoplánu Space Shuttle. Jedná sa o jediný motor spaľujúci kryogénne pohonné látky pod vysokým tlakom v spaľovacej komore s možnosťou viacnásobného použitia. Palivo a okysličovadlo sú uložené v externej nádrži a do spaľovacej komory sú dopravované pomocou vysokotlakých turbočerpadiel umiestnených na motore. Aby sa predišlo kavitácii sú pohonné látky na začiatku cyklu prepravované pomocou dvojice nízkotlakových turbočerpadiel. Čerpadlový systém motora zabezpečuje tlakovanie nádrží pohonných látok a pomocu LH2 je zabezpečené regenerátívne chladenie trysky motora, aby nedošlo k jej porušeniu. Motor je schopný až 10-násobného použitia do generálnej opravy. V prípade poruchy je možné motor odpáliť od raketoplánu. Počas letu je možné regulovať ťah motora. V prípade potreby je možné zvýšiť ťah motora z 2170 kN na 2280 kN

Orbiter

Orbitálna časť je najdôležitejšou časťou raketoplánu. Obsahuje tlakový priestor pre 7 členov posádky, obrovský nákladový priestor je poháňaná Motormi SSME ktoré spalujú zmes Tekutý kyslík/tekutý vodík , motori poskytujú tah 2278kn (vo vákuu) a obsahuje systém Tepelnej ochrany pre návrat na zem.

Rozdiel Medzi Americkými Raketplánmi a ruskými v Tepelnej ochrane

Ruský Raketoplán Buran ktorí je vypúštaný s Najväčšieho nákladného Lietadla na svete Antonov 225 Mrija, je jedinečný tým že oproti Americkým Raketoplánom “Space Shuttle” je jeho Tepelný štít ( ochrana proti vysokej Teplote spôsobenej extrémnym trením) je Ablazívny, ide o taký Tepelný štít ktorí je vyrobený z Keramického Ablázu vystuženého silikonom a počas Preletu atmosférou sa Odparuje vo forme plynu čiasotčne sa taví a preto je jednorázový .
Americké Raketoplány používajú panely z Uhlíkového laminátu pokrýté glazúrou s Oxidu kremičitého, Karbidu kremíka a Oxidu Hlinitého odborne sa to nazvýa (Reinforced carbon-carbon) a rozdiel je v tom že sa počas celej dráhy letu nezahreje dostatočne na to aby došlo k Taveniu Materíalu, Hrúbka Karbon-Keramických doštičiek sa pohybuje od 25 do 125mm podla namáhaného Miesta. je možné ho použit viac krát bez problém avšak je nutná výmena, Ktorá spôsobila haváriu raketoplánu Columbia.

 čínske rakety typu “CZ” (czangzeng)

Ide o čínske Rakety typu Long march  posledná generácia je Long march 7 ktorá mala úspešný let v roku 2016 ide o najmodernejšiu čínsku raketu ktorá ma vypúštat experimentálne satelity Pôvodný plán Bol využit ruské motory typu RD120 ale nakoniec jej pohon tvorí trojica čínskych Motorv YF/100 na kvapalné Palivo . maximálne užitočné zataženie je 115,000kg 

Motory Typu YF-100

ide o čínske motory na kvapalné pohonné látky spalujúce zmes Tekutého kyslíka a kerosínu v uzavretom cykle výstavba začala v roku 2000 na základe jeho menšieho súrodenca typu YF 115 ktorí využíva raketa Long march 7 v druhej fáze. majú tah 1340nm a ide o najvýkonnejšie čínske motory doteraz , vznikly ná základe ruských motorv RD-120 ktorí čínania okopírovali.

Europska Rodina Rakiet Ariane 

Ide o nosné Rakety ktoré sú súčastou Europskeho vesmírneho programu. najmodernejšia je
Ariane 5 ktorá je konštruovaná ako nosič na Telekomunikačné prostriedky do vesmíru. Nosná raketa Ariane 5 sa konštrukčne veľmi podobá americkej rakete Titan 3. Hmotnosť celej rakety je takmer 700 ton. Nosnosť na obežnú dráhu je 6 200 kg pri štarte s jednou družicou a alebo 5 700 kg pri štarte s viacerými družicami naraz. Ariane 5 nahradila už zastaralí typ Ariane 4 a bude nahradená v roku 2020 novým typom Ariane 6 .

Motory typu Vulcain  2

Ide o motory prvého stupna Rakiet Typu Ariane 5, ktoré spalujú zmes Tekutého Kyslíka a tekutého Vodíka. ako okysličovadlo používajú Oxid dusičnatý, vývoj sa začal v roku 1988.využívajú otvorený cyklus, s regeneratívnym chladením na kryogénne zmesi . dosahoval maxímalny výkon 1140kn. poháňaný bol po štarte 640 sekúnd pokým sa neodpojil od prvého stupňa rakety.

Z čoho sú vesmírne rakety Vyrobené ? 

ide o velmi špecifickú otázku pretože záleží konkrétne od misie akú vykonáva alebo Podla typu rakety a jej častí je tvorená Mixom Materiíalov .

Letecký Hlinník 6061

ide o špecíalny druh vysokopevného a lahkého materíalu ktorí je viacnásobne kovaný a odoláva dostatnočným teplotám skladá sa z(93,35%Al, 0,13%Cr, 1,4%Mg, 0,45%Mn, 0,03%Ti, 4,5%Zn, 0,14%Zr Al 6063: 98,9%Al, 0,7%Mg, 0,4%S)

najviac namáhané časti ako nos a krídla sú majú najvyššiu ochranu .

• Vystužený Uhlík-Uhlík ide o štrukturálnu úpravu uhlíku s keramikou používané na krídla a nos ktorá má odolávat teplotám nad 1260°C 
• High-temperature reusable surface insulation (HRSI) Diely ide o časti z vystuženého Kremíka typu Li-900 ktoré sú na spodnej časti raketoplánu a majú odolávat teplotám pod 1260°C
• Fibrous refractory composite insulation (FRCI) ide o Kompozitné Materíaly ktoré majú zlepšovat pevnost a tuhost rakety tak isto tvoria aj vnútornú výstuhu a nehorlavú ochranu ide najčastejšie o Aramidové a kevlarové vlákna.
• Toughened unipiece fibrous insulation (TUFI) Diely vysokej Pevnosti ktoré majú odolávat vysokým aj nízkym teplotám Ide o Titánové zliatiny.
• Na vnútornú Pasívnu Tepelnú izoláciu a izoláciu Elektroniky bolo použité Zlato

Graf Reflektivity termických obkladačiek  Raketoplánu Space shuttle Pod uhlom 

Podla Oblasti Tepelného žiarenia sú materiály rozložené následovňe

WASPALOY

ide o Superzliatinu Na báze Niklu a legovacích prvkov vyrábaná a patentovaná Americkou Firmou United Technologies Corp- používa sa na súčiastky namáhané vysokými Teplotami napríklad Trysky a tepelná ochrana motorov jej presné zloženie je

Nikel-58%- chrom 18%-kobalt 13%- Molybdén-4%-Titán 3%-hlinník 1,4%

Má vynikajúce vlastnosti pri teplotách nad 980°C, Je vysoko odolná voči korozii a namáhaniu, Sila natrhnutia je približná Zliatine Inconel 718 .

SR 71- Blackbird

Bolo americké supersonické lietadlo pre diaľkový strategický prieskum. Bolo vyvinuté ako pokračovanie projektu prieskumného lietadla Lockheed a12 v 60. rokoch 20. storočia spoločnosťou Lockheed a jej oddelenia Skunk works pod vedením Kellyho johnsona Stroj počas prieskumných misií operoval vo veľkých výškach a za veľkých rýchlostí, čím sa mohol vyhnúť protilietadlovej obrane protivníka.V leteckých silách USA stroj slúžil v rokoch 1964 až 1998. Celkovo bolo vyrobených 32 strojov, 12 z nich bolo stratených v priebehu služby pri nehodách, ani jeden však nebol zostrelený nepriateľom. Od roku 1976 lietadlo získalo niekoľko svetových rekordov ako najrýchlejšie prúdové lietadlo na svete, pričom prekonalo svojho predchodcu YF12, Celý projekt sa začal v 50. rokoch 20. storočia , kôli ruskej špionáži , Lietadlo bolo vyvíjané a Testované V nechvalne známej AREA 51

Trup Lietadla bol tvorený až z 85% Titánu a len 15% keramických a kompozitných materíalov aby odolávalo Extrémnym zmenám Teplôt Spôsobených rýchlostou a výškou,

Motory Typu Pratt&Whitney J58

Išlo o motory ktoré  pôvodne poháňali Lietadlo YF12 predchodcu SR71, Boli to jednokomorové Turboprúdové motory s  špecialnou tryskou a turbopreplňaňím, s prídavným spalovaním,Motory Pre SR71  sa museli skoro kompletne prestavat na rýchlost presahujúcu Mach 3,2 materíal zadných Trysiek musel odolat vyšším teplotám tak bol použitý Waspaloy , Spaloval nové letecké Palivo JP7 ktoré bolo vysoko stabilné a na jeho zapálenie používal  Triethylborán.

Hypersonická Doprava v mimokozmických letoch 

ked sa povie hypersonická doprava každého z nás napadne niečo vesmírne alebo rýchle

pod pojmom hypersonická doprava je doprava nad rýchlostou mach 5 čo je cca 6000km/H

je to vzdialená budúcnost? alebo už dávna minulost ktorá je pred nami utajovaná?

z americký dielní lockheed martin a boenigu vyšla posledná pecka objednaná americkou darpou ktorá má špionážne účely vyvíjaná bola v nechválne známej oblasti 51 ide o hypersonický projekt usa ktorí ma špionážne účely a za ciel dostat sa na lubovolné miesto na planéte pod 60 minút  prípadne  zhodit bomby a obránit záujimy usa.maximálna rýchlost je 21,000km/h a dostup 40,000metrov.dizajn bol velmi náročný hladali čo najviac aerodynamický tvar ktorí pripomína hrot šípu alebo projektil ale od začiatku a testovania sprevádzali falcon rozne problémy pri rýchlosti 21,000km/h je také neskutočné trenie vzduchu že sa im pri testovaní lietadlo doslova začalo roztápat teplota povrchu dosahuje až 1100° celzia čo je približne teplota lávy takže hladali materiály ktoré by boli dostatočne lahké pevné a vodivé. bežne sa v aeronautike u špičkových lietadiel používajú zliatiny hlinníku , titánu alebo lítia ale tuto ide o niečo iné.

Letecké Testovanie 22.4.2010 bol uskutočnený prvý testovací let kedy falcon letel 7700km do kwalejnu.

bol vypustený z rakety Minotaur IV Lite z Vandenberg air force base v Kaliforní

plán bol aby letel 30 minút rýchlostou mach 20 ponad tichý ocán ale už počas 9. minútých misie bola stratená kontrola a misia bola zrušený

druhý pokus nastal 11.8.2011 ale misia bole kvôli zlému počasia preložená o deň  neskôr k tejto misíí nebola žiadna oficiálna správa ale neoficíalne zdroje udávajú opetovnú stratu kontroly  v 11. minúte letu niekde nad severnou koreou .

Reaction Engines Sabre

Ide o vesmírny nosič nákladu a Experimentálnych družíc, S Propulzným Pohonom , do výšky 26km bude motor bežat na Atmosferický kyslík Pomocou dvojice Motorou Sabre vo výškach nad 26km prepne na Lox (skvapalnený Kyslík) a prejde na  Raketový Pohon . Skylon môže niest až 15,000kg užitočného zataženia a 30 Astronautov. Maximálna rýchlost sa bude pohybovat okolo 27,000km/H na Raketový Pohon

Materiály 

Trup bude vyrovené z Uhlíkovými vláknami vystuženého Polyméru aby dosiahol Maximálny pomer pevnosti k váhe, Palivové nádrže budú z leteckého Hlinníku s Keramickou kožou .

Motory typu Sabre

SABRE (Synergistic Air-Breathing Rocket Engine) je koncept Motorov od Reaction Engines Pre hypersonický chladiaci systém na skvapalňený kyslík, dizajn zahrňa Prepulzný Kombinovaný systém Kedy obrovské chladiče do rýchlosti mach 5,5, Pohlcujú kyslík so zemskej atmsféry a menia ho extrémnou zmenou Teploty (chladiacim systémom) na kvapalný kedy sa v otvorenom Cyckle turboplynovými čerpadlami vháňa do spalovacej komory. nad týmito rýchlostami je do Komory vháňaný skvapalnený Vodík a skvapalnený Kyslík so zásob Lietadla.