Твердое ракетное топливо представляет собой твёрдое вещество (смесь веществ), которое способно гореть без воздуха и при этом выделять много газообразных соединений, разогретых до высокой температуры. Такие составы используют для создания в двигателях ракет.
Ракетное топливо используется как источник энергии для Кроме твердого горючего, существуют ещё гелеобразные, жидкие и гибридные аналоги. У каждой разновидности горючего имеются свои преимущества и недостатки. Жидкие топлива бывают однокомпонентными и двухкомпонентными (горючее + окислитель). Гелеобразные топлива представляют собой составы, загущенные до состояния геля с помощью Гибридные топлива - это системы, которые включают в себя твердое горючее и жидкий окислитель.
Первые разновидности ракетного горючего были именно твердыми. В качестве рабочего вещества применялся порох и его аналоги, которые использовались в военном деле и для создания фейерверков. Сейчас эти соединения применяются лишь для изготовления небольших модельных ракет, как ракетное топливо. Состав позволяет запускать небольшие (до 0,5 м) ракеты на несколько сотен метров в высоту. Двигателем в них выступает маленький цилиндр. Он начинен твердой горючей смесью, которая поджигается раскаленной проволокой и горит всего несколько секунд.
Ракетное топливо твердого типа чаще всего состоит из окислителя, горючего и катализатора, позволяющего поддерживать стойкое горение после воспламенения состава. В исходном состоянии данные материалы порошкообразные. Чтобы сделать из них ракетное топливо, необходимо создать плотную и которая будет гореть долго, ровно и непрерывно. В твердотопливных двигателях ракет используются: в качестве окислителя, (углерод), как горючее, и сера, как катализатор. Это состав черного пороха. Второй комбинацией материалов, которые применяются, как ракетное топливо являются: бертолетова соль, алюминиевая или магниевая пудра и хлорат натрия. Данный состав называют ещё белым порохом. Твердые горючие наполнители для военных ракет подразделяются на баллиститные (нитроглицериновые спрессованные пороха) и смесевые, которые применяют в форме канальных шашек.
Твердотопливный ракетный двигатель работает следующим образом. После воспламенения топливо начинает гореть с заданной скоростью, выбрасывая через сопло горячее газообразное вещество, что обеспечивает тягу. Горючее в двигателе горит, пока не кончится. Поэтому остановить процесс и выключить двигатель невозможно, пока наполнитель не сгорит до конца. Это один из серьезных минусов твердотопливных двигателей, по сравнению с другими аналогами. Однако в настоящих космических баллистических носителях твердотопливные материалы применяются только на начальном этапе полета. На следующих этапах используются другие типы ракетного горючего, поэтому недостатки твердотопливных составов существенной проблемы не представляют.
Что первое приходит на ум при словосочетании «ракетные двигатели»? Конечно же, загадочный космос, межпланетные полеты, открытие новых галактик и манящее сияние далеких звезд. Во все времена небо притягивало к себе человека, оставаясь при этом неразгаданной тайной, но создание первой космической ракеты и ее запуск открыли человечеству новые горизонты исследований.
Ракетные двигатели по своей сути – это обычные реактивные двигатели с одной немаловажной особенностью: для создания реактивной тяги в них не используется атмосферный кислород в качестве окислителя топлива. Все, что нужно для его работы, находится либо непосредственно в его корпусе, либо в системах подачи окислителя и топлива. Именно эта особенность и дает возможность использовать ракетные двигатели в открытом космосе.
Видов ракетных двигателей очень много и все они разительно отличаются между собой не только особенностями конструкции, но и принципом работы. Именно поэтому каждый вид нужно рассматривать отдельно.
Среди основных рабочих характеристик ракетных двигателей особое внимание уделяется удельному импульсу – отношению величины реактивной тяги к массе расходуемого за единицу времени рабочего тела. Значение удельного импульса отображает эффективность и экономичность двигателя.
Химические ракетные двигатели (ХРД)
Этот тип двигателей на сегодняшний день является единственным, который массово используется для выведения в открытый космос космических аппаратов, кроме того, он нашел применение и в военной промышленности. Химические двигатели делятся на твердо- и жидкотопливные в зависимости от агрегатного состояния ракетного топлива.
История создания
Первыми ракетными двигателями были твердотопливные, а появились они несколько веков назад в Китае. С космосом их тогда мало что связывало, зато с их помощью можно было запускать военные ракеты. В качестве топлива использовался порошок, по составу напоминающий порох, только процентное соотношение его составляющих было изменено. В результате при окислении порошок не взрывался, а постепенно сгорал, выделяя тепло и создавая реактивную тягу. Такие двигатели с переменным успехом дорабатывались, совершенствовались и улучшались, но их удельный импульс все равно оставался малым, то есть конструкция была неэффективной и неэкономичной. Вскоре появились новые виды твердого топлива, позволяющие получить больший удельный импульс и развивать большую тягу. Над его созданием в первой половине ХХ века трудились ученые СССР, США и Европы. Уже во второй половине 40-х годов был разработан прототип современного топлива, используемого и сейчас.
Ракетный двигатель РД — 170 работает на жидком топливе и окислителе.
Жидкостные ракетные двигатели – это изобретение К.Э. Циолковского, который предложил их в качестве силового агрегата космической ракеты в 1903 году. В 20-х годах работы по созданию ЖРД начали проводиться в США, в 30-хх годах – в СССР. Уже к началу Второй мировой войны были созданы первые экспериментальные образцы, а после ее окончания ЖРД стали выпускаться серийно. Использовались они в военной промышленности для оснащения баллистических ракет. В 1957 году впервые в истории человечества был запущен советский искусственный спутник. Для его запуска использовалась ракета, оснащенная РЖД.
Устройство и принцип работы химических ракетных двигателей
Твердотопливный двигатель вмещает в своем корпусе топливо и окислитель в твердом агрегатном состоянии, причем контейнер с топливом – это одновременно и камера сгорания. Топливо обычно имеет форму стержня с центральным отверстием. В процессе окисления стержень начинает сгорать от центра к периферии, а газы, полученные в результате сгорания, выходят через сопло, образуя тягу. Это самая простая конструкция среди всех ракетных двигателей.
В жидкостных РД топливо и окислитель находятся в жидком агрегатном состоянии в двух раздельных резервуарах. По каналам подачи они попадают в камеру сгорания, где смешиваются и происходит процесс горения. Продукты сгорания выходят через сопло, образуя тягу. В качестве окислителя обычно используется жидкий кислород, а топливо может быть разным: керосин, жидкий водород и т.д.
Плюсы и минусы химических РД, их сфера применения
Достоинствами твердотопливных РД являются:
- простота конструкции;
- сравнительная безопасность в плане экологии;
- невысокая цена;
- надежность.
Недостатки РДТТ:
- ограничение по времени работы: топливо сгорает очень быстро;
- невозможность перезапуска двигателя, его остановки и регулирования тяги;
- небольшой удельный вес в пределах 2000-3000 м/с.
Анализируя плюсы и минусы РДТТ, можно сделать вывод, что их использование оправдано только в тех случаях, когда нужен силовой агрегат средней мощности, достаточно дешевый и простой в исполнении. Сфера их использования – баллистические, метеорологические ракеты, ПЗРК, а также боковые ускорители космических ракет (ими оснащаются американские ракеты, в советских и российских ракетах их не использовали).
Достоинства жидкостных РД:
- высокий показатель удельного импульса (порядка 4500 м/с и выше);
- возможность регулирования тяги, остановки и перезапуска двигателя;
- меньший вес и компактность, что дает возможность выводить на орбиту даже большие многотонные грузы.
Недостатки ЖРД:
- сложная конструкция и пуско-наладочные работы;
- в условиях невесомости жидкости в баках могут хаотично перемещаться. Для их осаждения нужно использовать дополнительные источники энергии.
Сфера применения ЖРД – это в основном космонавтика, так как для военных целей эти двигатели слишком дорогие.
Несмотря на то, что пока химические РД – единственные способные обеспечить вывод ракет в открытый космос, их дальнейшее усовершенствование практически невозможно. Ученые и конструкторы убеждены, что предел их возможностей уже достигнут, а для получения более мощных агрегатов с большим удельным импульсом необходимы другие источники энергии.
Ядерные ракетные двигатели (ЯРД)
Этот тип РД в отличие от химических вырабатывает энергию не при сгорании топлива, а в результате нагревания рабочего тела энергией ядерных реакций. ЯРД бывают изотопными, термоядерными и ядерными.
История создания
Конструкция и принцип работы ЯРД были разработаны еще в 50-хх годах. Уже в 70-хх годах в СССР и США были готовы экспериментальные образцы, которые успешно проходили испытания. Твердофазный советский двигатель РД-0410 с тягой в 3,6 тонны испытывался на стендовой базе, а американский реактор «NERVA» должен был устанавливаться на ракету «Сатурн V» до того, как спонсирование лунной программы было остановлено. Параллельно велись работы и над созданием газофазных ЯРД. Сейчас действуют научные программы по разработке ядерных РД, проводятся эксперименты на космических станциях.
Таким образом, действующие модели ядерных ракетных двигателей уже есть, но пока ни один из них так и не был задействован вне лабораторий или научных баз. Потенциал таких двигателей довольно высокий, но и риск, связанный с их использованием, тоже немалый, так что пока они существуют только в проектах.
Устройство и принцип действия
Ядерные ракетные двигатели бывают газо-, жидко- и твердофазными в зависимости от агрегатного состояния ядерного топлива. Топливо в твердофазных ЯРД – это ТВЭЛы, такие же, как в ядерных реакторах. Они находятся в корпусе двигателя и в процессе распада делящегося вещества выделяют тепловую энергию. Рабочее тело – газообразный водород или аммиак – контактируя с ТВЭЛом, поглощает энергию и нагревается, увеличиваясь в объеме и сжимаясь, после чего выходит через сопло под высоким давлением.
Принцип работы жидкофазного ЯРД и его устройство аналогично твердофазным, только топливо находится в жидком состоянии, что позволяет увеличить температуру, а значит и тягу.
Газофазные ЯРД работают на топливе в газообразном состоянии. Обычно в них используется уран. Газообразное топливо может удерживаться в корпусе электрическим полем или же находится в герметичной прозрачной колбе – ядерной лампе. В первом случае возникает контакт рабочего тела с топливом, а также частичная утечка последнего, поэтому кроме основной массы топлива в двигателе должен быть предусмотрен его запас для периодического пополнения. В случае с ядерной лампой утечки не происходит, а топливо полностью изолировано от потока рабочего тела.
Преимущества и недостатки ЯРД
Ядерные ракетные двигатели имеют огромное преимущество в сравнении с химическими – это высокий показатель удельного импульса. Для твердофазных моделей его величина составляет 8000-9000 м/с, для жидкофазных – 14000 м/с, для газофазных – 30000 м/с. Вместе с тем, их использование влечет за собой заражение атмосферы радиоактивными выбросами. Сейчас ведутся работы по созданию безопасного, экологичного и эффективного ядерного двигателя, и главным «претендентом» на эту роль является газофазный ЯРД с ядерной лампой, где радиоактивное вещество находится в герметичной колбе и не выходит наружу с реактивным пламенем.
Электрические ракетные двигатели (ЭРД)
Еще один потенциальный конкурент химических РД – электрический РД, работающий за счет электрической энергии. ЭРД может быть электротермическим, электростатическим, электромагнитным или импульсным.
История создания
Первый ЭРД был сконструирован в 30-х годах советским конструктором В.П. Глушко, хотя идея создания такого двигателя появилась еще в начале ХХ века. В 60-х годах ученые СССР и США активно работали над созданием ЭРД, и уже в 70-х годах первые образцы начали использоваться в космических аппаратах в качестве двигателей управления.
Устройство и принцип работы
Электроракетная двигательная установка состоит из самого ЭРД, строение которого зависит от его типа, систем подачи рабочего тела, управления и электропитания. Электротермический РД нагревает поток рабочего тела за счет тепла, выделяемого нагревательным элементом, или в электрической дуге. В качестве рабочего тела используется гелий, аммиак, гидразин, азот и другие инертные газы, реже – водород.
Электростатические РД делятся на коллоидные, ионные и плазменные. В них заряженные частицы рабочего тела ускоряются за счет электрического поля. В коллоидных или ионных РД ионизация газа обеспечивается ионизатором, высокочастотным электрическим полем или газоразрядной камерой. В плазменных РД рабочее тело – инертный газ ксенон – проходит через кольцевой анод и попадает в газоразрядную камеру с катод-компенсатором. При высоком напряжении между анодом и катодом вспыхивает искра, ионизирующая газ, в результате чего получается плазма. Положительно заряженные ионы выходят через сопло с большой скоростью, приобретенной за счет разгона электрическим полем, а электроны выводятся наружу катодом-компенсатором.
Электромагнитные РД имеют свое магнитное поле – внешнее или внутреннее, которое ускоряет заряженные частицы рабочего тела.
Импульсные РД работают за счет испарения твердого топлива под действием электрических разрядов.
Преимущества и недостатки ЭРД, сфера использования
Среди преимуществ ЭРД:
- высокий показатель удельного импульса, верхний предел которого практически не ограничен;
- малый расход топлива (рабочего тела).
Недостатки:
- высокий уровень потребления электроэнергии;
- сложность конструкции;
- небольшая тяга.
На сегодняшний день использование ЭРД ограничено их установкой на космические спутники, а в качестве источников электроэнергии для них применяются солнечные батареи. Вместе с тем именно эти двигатели могут стать теми силовыми установками, которые дадут возможность исследовать космос, поэтому работы по созданию их новых моделей активно ведутся во многих странах. Именно эти силовые установки чаще всего упоминали фантасты в своих произведениях, посвященных покорению космоса, их же можно встретить и в научно-фантастических фильмах. Пока именно ЭРД является надеждой на то, что люди все же смогут путешествовать к звездам.
НЕМНОГО ТЕОРИИ Из школьного курса физики (закон сохранения количества движения) известно, что если от покоящегося тела массой М отделится масса m со скоростью V то оставшаяся часть тела массой М-m будет двигаться со скоростью m/(M-m) x V в противоположном направлении. Значит, чем больше отбрасываемая масса и ее скорость,тем большую ско- рость приобретет оставшаяся часть массы т.е. тем больше будет сила приводящая ее в движение. Для работы ракетного двигателя (РД), как и любого реактивного, необходим источник энергии (топливо), рабочее тело (РТ) которое обеспечивает аккумулирование энергии источника ее перенос и преобразование) ,устройство в котором энергия пере- дается РТ и устройство в котором внутренняя энергия РТ преобразуется в кинетичес- кую энергию струи газов и передается ракете в виде силы тяги. Известны химические и нехимические топлива: у первых (жидкостные ракетные дви- гатели - ЖРД и ракетные двигатели твердого топлива - РДТТ) необходимая для работы двигателя энергия выделяется в результате химических реакций, а образующиеся при этом газообразные продукты служат рабочим телом, у вторых для нагрева рабочего тела используются другие источники энергии (например ядерная энергия). Эффективность РД, как и эффективность топлива измеряется его удельным импуль- сом. Удельный импульс тяги (удельная тяга), определяемый как отношение силы тяги к секундному массовому расходу рабочего тела. Для ЖРД и РДТТ расход рабочего тела совпадает с расходом топлива и удельный импульс является величиной обратной удель- ному расходу топлива. Удельный импульс характеризует эффективность РД - чем он больше тем меньше топлива (в общем случае - рабочего тела) расходуется на создание единицы тяги. В системе СИ удельный импульс измеряется в м/сек и практически сов- падает по величине со скоростью реактивной струи. В технической системе единиц (другое ее наименование МКГСС что значит: Метр - КилоГрамм Силы - Секунда), широко применявшейся в СССР, килограмм массы был производной единицей и определялся как масса которой сила в 1 кгс сообщает ускорение 1 м/сек за сек. Она называлась «техническая единица массы» и составляла 9,81 кг. Такая единица была неудобной, поэтому вместо массы использовали вес, вместо плотности - удельный вес и т.д. В ракетной технике при расчете удельного импульса также использовали не массовый а весовой расход топлива. В результате уделный импульс (в системе МКГСС) измерялся в секундах (по величине он в 9,81 раз меньше удельного «массового» импульса). Величина удельного импульса РД обратно пропорциональна квадратному корню мо- лекулярной массы рабочего тела и прямо пропорциональна квадратному корню из зна- чения температуры рабочего тела перед соплом. Температура рабочего тела определя- ется теплотворной способностью топлива. Максимальное ее значение для пары берил- лий+кислород составляет 7200 ккап/кг. что ограничивает величину максимального удельного импульса ЖРД величиной не более 500 сек. Величина удельного импульса зависит от термического коэффициента полезного действия РД - отношения кинетичес- кой энергии, сообщенной в двигателе рабочему телу, ко всей теплотворной способ- ности топлива. Преобразование теплотворной способности топлива в кинетическую энергию истекающей струи в двигателе происходит с потерями поскольку часть тепла уносится с истекающим рабочим телом, часть из-за неполного сгорания топлива не выделяется вовсе. Наиболее высокий удельный импульс имеют электрореактианые дви- гатели. У плазменного ЭРД он доходит до 29000 сек. Максимальный импульс серийных российских двигателей РД-107 составляет 314 сек, Характеристики РД на 90% определяются применяемым топливом. Ракетное топливо - вещество (одно или несколько), представляющих собой источник энергии и РТ для РД. Оно должно удовлетворять следующим основным требованиям: иметь высокий уд.импульс, высокую плотность, требуемое агрегатное состояние компонентов в условиях эксплуа- тации, должно быть стабильным, безопасным в обращении, нетоксичным, совместимым с конструкционными материалами, иметь сырьевые ресурсы и др. Большинство существу- ющих РД работает на химическом топливе. Основная энергетическая характеристика (уд. импульс) определяется количеством выделившейся теплоты (теплотворностью топлива) и химическим составом продуктов реакции, от которого зависит полнота преобразования тепловой энергии в кинетическую энергию потока (чем ниже молекулярная масса, тем выше уд.импульс). По числу раздельно хранимых компонентов химические ракетные топ- лива делятся на одно-(унитарные), двух-, трёх- и многокомпонентные, по агрегатному состоянию компонентов - на жидкие, твёрдые, гибридные, псевдожидкие, желеобразные. Однокомпонентные топлива - соединения типа гидразина N 2 H 4 , перекиси водорода Н 2 О 2 в камере РД распадаются с выделением большого количества теплоты и газообразных продуктов, обладают невысокими энергетическими свойствамивами. Например 100%-я перекись водорода имеет уд.импульс 145с. и применяется как вспомогательные топлива для систем управления и ориентации, приводов турбонасосов РД. Гелеобразные топлива - обычно загущенное солями высокомолекулярных органических кислот или специальными добавками горючее (реже окислитель). Повышение уд.импульса ракетных топлив дости- гается добавлением порошков металлов (Al и др.). Например "Сатурн-5" сжигает за время полета 36т. алюминиевого порошка. Наибольшее применение получили 2-х компо- нентные жидкие и твёрдые топлива. ЖИДКОЕ ТОПЛИВО Двухкомпонентное жидкое топливо состоит из окислителя и горючего. К жидким топливам предъявляются следующие специфические требования: возможно более широкий температурный интервал жидкого состояния, пригодность, по крайней мере, одного из компонентов для охлаждения жидкостного РД (термическая стабильность, высокие тем- пература кипения и теплоёмкость), возможность получения из основных компонентов генераторного газа высокой работоспособности, минимальная вязкость компонентов и малая зависимость её от температуры. Для улучшения характеристик в состав топлива вводятся различные присадки (металлы, например Be и Al для повышения уд.импульса, ингибиторы коррозии, стабилизаторы, активаторы воспламенения, вещества понижающие температуру замерзания). В качестве горючего используются керосин (лигроино-кероси- новые и керосино-газойлевые нефтяные фракции с диапазоном кипения 150-315°С), жид- кий водород, жидкий метан (CH 4), спирты (этиловый, фурфуриловый); гидразин (N 2 H 4), и его производные (диметилгидразин), жидкий аммиак (NH 3), анилин, метил-, диметил- и триметиламины и т.д. В качестве окислителя применяют: жидкий кислород, концентри- рованную азотную кислоту (HNO 3), азотный тетраксид (N 2 O 4), тетранитроме- тан; жидкие фтор, хлор и их соединения с кислородом и др. При подаче в камеру сго- рания компоненты топлива могут самовоспламеняться (конц.азотная кислота с анилином, азотный тетроксид с гидразином и др.)или нет. Применение самовоспламеняющихся топ- лив упрощает конструкцию РД и позволяет наиболее просто осуществлять многоразовые запуски. Максимальный уд.импульс имеют пары водород-фтор(412с), водород-кислород (391с). С точки зрения химии идеальный окислитель – жидкий кислород. Он использо- вался в первых балистических ракетх ФАУ,ее американских и советских копиях. Но его температура кипения (-183 0 С) не устраивала военных. Требуемый диапазон рабочих температур от –55 0 С до +55 0 С. Азотная кислота –другой очевидный окислитель для ЖРД больше устраивала военных. Она имеет высокую плотность,невысокую стоимость, производится в больших количествах, достаточно стабильна, в том числе при высоких температурах, пожаро- и взрывобезопасна. Главное ее преимущество перед жидким кис- лородом в высокой температуре кипения, а следовательно в возможности неограниченно долго храниться без всякой теплоизоляции. Но азотная кислота настолько агрессивное вещество, что непрерывно реагирует само с собой – атомы водорода отщепляются от одной молекулы кислоты и присоединяются к соседним, образуя непрочные, но чрезвы- чайно химически активные агрегаты. Даже самые стойкие сорта нержавеющей стали мед- ленно разрушаются концентрированной азотной кислотой (в результате на дне бака образовывался густой зеленоватый «кисель», смесь солей металлов). Для уменьшения коррозионной активности в азотную кислоту стали добавлять различные вещества,всего 0,5% плавиковой (фтористоводородной) кислоты уменьшают скорость коррозии нержаве- ющей стали в десять раз. Для повышения уд.импульса в кислоту добавляют двуокись азота (NO 2). Это газ бурого цвета, с резким запахом. При охлаждении ниже 21 0 С он сжижается при этом образуется четырехокись азота (N 2 O 4), или азотный тетраксид (АТ). При атмосферном давлении АТ кипит при температуре +21 0 С, а при –11 0 С замер- зает. Газ состоит в основном из молекул NO 2 , жидкость из смеси NO 2 и N 2 O 4 , а в твердом веществе остаются одни только молекулы тетроксида. Кроме всего прочего добавка АТ в кислоту связывает попадающую в окислитель воду, что уменьшает корро- зионную активность кислоты, увеличивается плотность раствора, достигая максимума при 14% растворенного АТ. Эту концентрацию использовали американцы для своих бое- вых ракет. Наши для получения максимального уд. импульса использовали 27% раствор АТ. Такой окислитель получил обозначение АК-27. Параллельно поискам лучшего окислителя шли поиски оптимального горючего. Пер- вым широко использовавшимся горючим был спирт(этиловый), применявшийся на первых советских ракетах Р-1, Р-2, Р-5 ("наследство" ФАУ-2). Кроме низких энергетических показателей военных очевидно не устраивала низкая стойкость личного состава к «от- равлению» таким горючим. Военных больше всего устраивал продукт перегонки нефти,но проблема была в том, что такое топливо не самовоспламеняется при контакте с азот- ной кислотой. Этот недостаток обошли применением пускового горючего. Его состав был найден еще немецкими ракетчиками во время Второй мировой войны, и называлось оно «Тонка-250» (в СССР оно именовалось ТГ-02). Лучше всего воспламеняются с азот- ной кислотой вещества,имеющие в составе, кроме углерода и водорода еще азот. Таким веществом, обладающим высокими энргетическими характеристиками, был гидразин (N 2 H 4). По физическим свойствам он очень похож на воду (плотность на несколько процентов больше, температура замерзания +1,5 0 С, кипения +113 0 С, вязкость и все прочее – как у воды). Но военных не устраивала высокая температура замерзания (выше,чем у воды). В СССР был разработан способ получения несимметричного диметилгидразина (НДМГ), а американцы использовали более простой процесс получения монометилгидразин. Обе эти жидкости, были чрезвычайно ядовиты зато менее взрывоопасны, меньше впитывали водя- ные пары, были термически более стойкими чем гидразин. Но вот температура кипения и плотность по сравнению с гидразином понизились. Несмотря на некоторые недостатки новое топливо вполне устраивало и конструкторов, и военных. НДМГ имеет и другое, «несекретное» название - «гептил». «Аэрозин-50» использовавшийся американцами на своих жидкостных ракетах представляет собой смесь гидразина и НДМГ, что было след- ствием изобретения технологического процесса,в котором они получались одновременно. После того как баллистические ракеты стали размещаться в шахтах, в герметичном контейнере с системой термостатирования требования к диапазону рабочих температур ракетного топлива были снижены. В результате от азотной кислоты отказались,перейдя на чистый АТ так же получивший несекретное наименование – «амил». Давление наддува в баках повышало температуру кипения до приемлемой величины. Коррозия баков и тру- бопроводов с при использовании АТ уменьшилась настолько, что стало возможным хра- нить ракету заправленной на протяжении всего срока боевого дежурства. Первыми раке- тами использующими в качестве окислителя АТ стали УР-100 и тяжелая Р-36. Они могли стоять заправленными до 10 лет подряд. Основные характеристики двухкомпонентных жидких топлив при оптимальном соотношении компонентов (давление в камере сгорания, 100 кгс/см2, на срезе сопла 1 кгс/см2) Окислитель Горючее Теплотвор- Плотность Температура Уд.импульс ность топлива*, г /см 2 * в камере в пустоте, ккал/кг сгорания, К сек Азотная Керосин 1460 1,36 2980 313 к-та (98%) ТГ-02 1490 1,32 3000 310 Анилин(80%)+ фурфуриловый 1420 1.39 3050 313 спирт (20%) Кислород Спирт(94%) 2020 0,39 3300 255 (Жидкий) Водород ж. 0,32 3250 391 Керосин 2200 1,04 3755 335 НДМГ 2200 1,02 3670 344 Гидразин 1,07 3446 346 Аммиак ж. 0,84 3070 323 АТ Керосин 1550 1,27 3516 309 НДМГ 1,195 3469 318 Гидразин 1,23 3287 322 Фтор Водород ж. 0,62 4707 412 (жидкий) Гидразин 2230 1,31 4775 370 * отношение суммарной массы окислителя и горючего к их объёму. ТВЕРДОЕ ТОПЛИВО Твердое топливо подразделяется на баллиститное прессованные - нитроглицерино- вые пороха) представляющее собой гомогенную смесь компонентов (в современных мощных РД не применяется) и смесевое представляющее собой гетерогенные смеси окис- лителя, горючего-связующего (способствующего образованию монолитного топливного блока) и различных добавок (пластификатора, порошки металлов и их гидридов, отвер- дителя и т.д.). Твердотопливные заряды изготавливаются в виде канальных шашек, горящих по внешней либо внутренней поверхности. Основные специфические требования, предъявляемые к твёрдым топливам: равномерность распределения компонентов и, след- овательно, постоянство физико-химических и энергетических свойств в блоке, устой- чивость и закономерность горения в камере РД, а также комплекс физико-механических свойств, обеспечивающих работоспособность двигателя в условиях перегрузок, пере- менной температуры, вибраций. По уд.импульсу (около 200с.) твёрдое топливо усту- пает жидкому, т.к. из-за химической несовместимости не всегда удаётся использовать в составе твёрдого топлива энергетически эффективные компоненты. Недостатком твер- дого топлива является подверженость "старению" (необратимому изменению свойств вследствие происходящих в полимерах химических и физических процессов). Американские ракетчики быстро отказались от жидкого топлива и для боевых ракет предпочли твердое смесевое,работы по созданию которого в США проводились еще с середины 40-х годов, что позволило уже в 1962г. принять на вооружение первую твердотопливную МБР «Минитмен-1». В нашей стране широкомасштабные исследования начались со значительным опозданием. Постановлением от 20 ноября 1959г. предусмат- ривалось создание трёхступенчатой ракеты РТ-1 с твердотопливными ракетными двига- телями (РДТТ) и дальностью 2500км. Поскольку к тому моменту практически отсутство- вали научная, технологическая и производственная базы по смесевым зарядам альтерна- тивы использованию баллиститных твердых топлив не было. Максимально допустимый по технологии диаметр пороховых шашек изготавливаемых методом проходного прессования не превышал 800мм. Поэтому двигатели каждой ступени имели пакетную компоновку из 4 и 2 блоков у первой и второй ступеней соответственно. Вкладной пороховой заряд горел по внутреннему цилиндрическому каналу, торцам и поверхности 4-х продольных щелей, расположенных в передней части заряда. Такая форма поверхности горения обес- печивала необходимую диаграмму давления в двигателе. Ракета имела неудовлетвори- тельные характеристики так, при стартовой массе 29.5т. "Минитмен-1" имел предель- ную дальность 9300км, а у РТ-1 эти характеристики составляли, соответственно 34т. и 2400км. Основной причиной отставания ракеты РТ-1 являлось использование баллист- ного пороха. Для создания МБР на твердом топливе, по своим характеристикам прибли- жающейся к "Минитмен-1", было необходимо использование смесевых топлив, обеспечи- вающих более высокие энергетические и лучшие массовые характеристики двигателей и ракеты в целом. В апреле 1961г. вышло Постановление Правительства о разработке МБР на твердом топливе - РТ-2, было проведено установочное совещание и подготовлена программа "Нейлон-С" по разработке смесевых топлив с уд.импульсом 235с. Эти топ- лива должны были обеспечить возможность изготовления зарядов массой до 40т. мето- дом литья в корпус двигателя. В конце 1968г. ракета была принята на вооружение, но требовала дальнейшего совершенствования. Так, смесевое топливо формовалось в отдельных прессформах, затем заряд вкладывался в корпус, а зазор между зарядом и корпусом заливался связующим веществом. Это создавало определенные трудности при изготовлении двигателя. Ракета РТ-2П, имела твёрдое топливо ПАЛ-17/7 на основе бутил-каучука, обладающего высокой пластичностью, не имеющего заметного старения и растрескивания в процессе хранения, при этом топливо заливалось прямо в корпус дви- гателя, затем производилась его полимеризация и формование необходимых поверхнос- тей горения заряда. По своим летно-техническим характеристикам РТ-2П приближалась к ракете "Минитмен-3". Первыми нашли широкое применение в РДТТ смесевые топлива на основе перхлората калия и полисульфида. Значительное увеличение уд. импульса РДТТ произошло после того, как вместо перхлората калия стал применяться перхлорат аммония, а вместо полисульфидных - полиурстаноеые, а затем полибутадиеновые и другие каучуки, и в состав топлива было введено дополнительное горючее - порошкообразный алюминий. Почти все современные РДТТ содержат заряды, изготовленные из перхлората аммония, алюминия и полимеров бутадиена (СН 2 =СН-СН=СН 2). Готовый заряд имеет вид твердой резины или пластика. Его подвергают тщательному контролю на сплошность и однород- ность массы, прочное сцепление топлива с корпусом и т.д. Трещины и поры в заряде, как и отслоения от корпуса, недопустимы так как могут привести к нерасчетному уве- личению тяги РДТТ (вследствие увеличения горящей поверхности), прогарам корпуса и даже взрывам. Характерный состав смесевого топлива, используемого в современных мощных РДТТ: окислителя (как правило перхлорат аммония NH 4 C1O 4) 60-70%, горючего- связующего (бутилкаучук, нитрильные каучуки, полибутадиены) 10-15%, пластификатора 5-10%, металла (порошки Al,Be,Mg и их гидриды) 10-20%, отвердителя 0,5-2,0% и ката- лизатора горения 0,1-1,0%.(окись железа) В современных космических РДТТ сравнительно редко применяется и модифицирован- ное двухосновное, или смесевое двухосновное топливо. По составу оно является проме- жуточным между обычным баллистным двухосновным (двухосновные пороха – бездымные пороха в которых два основных компонента: нитроцеллюлоза - чаще всего в виде пирок- силина, и нелетучий растворитель – чаще всего нитроглицерин) топливом и смесевым. Двухосновное смесевое топливо содержит обычно кристаллический перхлорат аммония (окислитель) и порошкообразный алюминий (горючее), связанные при помощи нитроцел- люлозно-нитроглицерииовой смеси. Вот типичный состав модифицированного двухоснов- ного топлива: перхлорат аммония -20,4%, алюминий - 21,1%, нитроцеллюлоза - 21,9%, нитроглицерин - 29,0%, триацетин (растворитель) - 5,1%, стабилизаторы - 2,5%. При той же плотности, что и смесевое полибутадиеновоё топливо, модифицированное двух- основное характеризуется несколько большим удельным импульсом. Недостатками же его являются более высокая температура горения, большая стоимость, повышенная взры- воопасность (склонность к детонации). С целью увеличения удельного импульса как в смесевые, так и в модифицированные двухосновные топлива могут вводиться сильно взрывчатые кристаллические окислители например гексоген. ГИБРИДНОЕ ТОПЛИВО В гибридном топливе компоненты находятся в различных агрегатных состояниях. Горючим могут служить: отвержденные нефтепродукты, N 2 H 4 , полимеры и их смеси с порошками - Al, Be, BeH 2 , LiH 2 , окислителями - HNO 3 , N 2 O 4 , H 2 O 2 ,FC1O 3 , C1F 3 , О 2 ,F 2 , OF 2 . По удельному импульсу эти топлива занимают промежуточное положение между жид- кими и твёрдыми. Максимальный уд.импульс имеют топлива: BeH 2 -F 2 (395с), ВеН 2 -Н 2 О 2 (375с), ВеН 2 -О 2 (371с). В основе гибридного топлива, разработанного Стэнфордским университом и NASA, лежит парафин. Он нетоксичен и является экологи- чески чистым (при сгорании образует только углекислый газ и воду) его тяга регули- руется в широких пределах, возможен и повторный запуск. Двигатель имеет довольно простое устройство, сквозь парафиновую трубу, расположенную в камере сгорания, прокачивается окислитель (газообразный кислород), при зажигании и дальнейшем разо- греве поверхностный слой топлива испаряется, поддерживая горение. Разработчикам удалось добиться высокой скорости горения и таким образом решить основную проблему, тормозившую ранее использование подобных двигателей в космических ракетах. Хорошие перспективы может иметь применение металлического горючего. Одним из наиболее под- ходящих для этой цели металлов является литий. При сгорании 1 кг. этого металла выделяется в 4,5 раза больше энергии чем при окислении керосин жидким кислородом. Большей теплотворностью может похвастать лишь бериллий. В США опубликованы патенты на твердое ракетное топливо, содержащее 51-68% металлического лития.
В общем случае нагрев рабочего тела присутствует как составляющая рабочего процесса теплового ракетного двигателя. Причем наличие источника теплоты - нагревателя формально обязательно (в частном случае его тепловая мощность может равняться нулю). Тип его можно характеризовать видом энергии, переходящей в теплоту. Таким образом получаем признак классификации, по которому тепловые ракетные двигатели по виду энергии, преобразуемой в тепловую энергию рабочего тела, делятся на электрические, ядерные (рис.10.1.) и химические (рис 13.1, уровень 2).
Схема, конструкция и достижимые параметры ракетного двигателя на химическом топливе во многом определяются агрегатным состоянием ракетного топлива. Ракетные двигатели на химическом топливе (в зарубежной литературе иногда называемые химическими ракетными двигателями) по этому признаку делятся на:
жидкостные ракетные двигатели - ЖРД, компоненты топлива которых в состоянии хранения на борту - жидкость (рис. 13.1, уровень 3; фото, фото),
ракетные двигатели твердого топлива - РДТТ (рис. 1.7, 9.4, фото, фото),
гибридные ракетные двигатели - ГРД, компоненты топлива которых находятся на борту в разных агрегатных состояниях (рис. 11.2).
Очевидным признаком классификации двигателей на химическом топливе является число компонентов ракетного топлива.
Например, ЖРД на однокомпонентном или на двухкомпонентном топливе, ГРД на трехкомпонентном топливе (по зарубежной терминологии - на трибридном топливе) (рис. 13.1, уровень 4).
По конструктивным признакам возможна классификация ракетных двигателей с выделением десятков рубрик, но основные отличия в выполнении целевой функции определяются схемой подачи компонентов в камеру сгорания. Наиболее характерна классификация по этому признаку ЖРД.
Классификация ракетных топлив.
РТ подразделяются на твердые и жидкие. Твердые ракетные топлива имеют ряд преимуществ перед жидкими, они длительно хранятся, не воздействуют на оболочку ракеты, не представляют опасности для работающего с ним персонала в связи с низкой токсичности.
Однако взрывной характер их горения создает трудности в их применении.
К твердым ракетным топливам относятся баллистные и кордитные пороха на основе нитроцеллюлозы.
Жидкостный реактивный двигатель, идея создания которого принадлежит К.Э.Циолковскому, наиболее распространен в космонавтике.
Жидкие РТ могут быть однокомпонентными и двухкомпонентными (окислитель и горючие).
К окислителям относятся: азотная кислота и окислы азота (двуокись, четырехокись), перекись водорода, жидкий кислород, фтор и его соединения.
В качестве горючего используется керосины, жидкий водород, гидразины. Наиболее широко используется гидразин и несимметричный диметилгидразин (НДМГ).
Вещества, входящие в состав жидких РТ обладают высокой агрессивностью и токсичностью к человеку. Поэтому перед медицинской службой стоит проблема проведения профилактических мероприятий по защите личного состава от острых и хронических отравлений КРТ, организации оказания неотложной помощи при поражениях.
В связи с этим и изучаются патогенез, клиника поражений, разрабатываются средства оказания неотложной помощи и лечения пораженных, создаются средства защиты кожи и органов дыхания, устанавливаются ПДК различных КРТ и необходимые гигиенические нормы.
Ракеты-носители и двигательные установки различных космических аппаратов являются преимущественной областью применения ЖРД.
К преимуществам ЖРД можно отнести следующие:
Самый высокий удельный импульс в классе химических ракетных двигателей (свыше 4 500 м/с для пары кислород-водород, для керосин-кислород - 3 500 м/с).
Управляемость по тяге: регулируя расход топлива, можно изменять величину тяги в большом диапазоне и полностью прекращать работу двигателя с последующим повторным запуском. Это необходимо при маневрировании аппарата в космическом пространстве.
При создании больших ракет, например, носителей, выводящих на околоземную орбиту многотонные грузы, использование ЖРД позволяет добиться весового преимущества по сравнению с твёрдотопливными двигателями (РДТТ). Во-первых, за счёт более высокого удельного импульса, а во-вторых за счёт того, что жидкое топливо на ракете содержится в отдельных баках, из которых оно подается в камеру сгорания с помощью насосов. За счет этого давление в баках существенно (в десятки раз) ниже, чем в камере сгорания, а сами баки выполняются тонкостенными и относительно лёгкими. В РДТТ контейнер топлива является одновременно и камерой сгорания, и должен выдерживать высокое давление (десятки атмосфер), а это влечёт за собой увеличение его веса. Чем больше объём топлива на ракете, тем больше размер контейнеров для его хранения, и тем больше сказывается весовое преимущество ЖРД по сравнению с РДТТ, и наоборот: для малых ракет наличие турбонасосного агрегата сводит на нет это преимущество.
Недостатки ЖРД:
ЖРД и ракета на его основе значительно более сложно устроены, и более дорогостоящи, чем эквивалентные по возможностям твёрдотопливные (несмотря на то, что 1 кг жидкого топлива в несколько раз дешевле твёрдого). Транспортировать жидкостную ракету необходимо с бо́льшими предосторожностями, а технология подготовки её к пуску более сложна, трудоемка и требует больше времени (особенно при использовании сжиженных газов в качестве компонентов топлива), поэтому для ракет военного назначения предпочтение в настоящее время оказывается твёрдотопливным двигателям, ввиду их более высокой надёжности, мобильности и боеготовности.
Компоненты жидкого топлива в невесомости неуправляемо перемещаются в пространстве баков. Для их осаждения необходимо применять специальные меры, например, включать вспомогательные двигатели, работающие на твёрдом топливе или на газе.
В настоящее время для химических ракетных двигателей (в том числе и для ЖРД) достигнут предел энергетических возможностей топлива, и поэтому теоретически не предвидится возможность существенного увеличения их удельного импульса, а это ограничивает возможности ракетной техники, базирующейся на использовании химических двигателей, уже освоенными двумя направлениями:
Космические полёты в околоземном пространстве (как пилотируемые, так и беспилотные).
Исследование космоса в пределах Солнечной системы с помощью автоматических аппаратов (Вояджер, Галилео).
омпоненты топлива
Выбор компонентов топлива является одним из важнейших решений при проектировании ЖРД, предопределяющий многие детали конструкции двигателя и последующие технические решения. Поэтому выбор топлива для ЖРД выполняется при всестороннем рассмотрении назначения двигателя и ракеты, на которой он устанавливается, условий их функционирования, технологии производства, хранения, транспортировки к месту старта и т. п.
Одним из важнейших показателей, характеризующих сочетание компонентов является удельный импульс, который имеет особенно важное значение при проектировании ракет-носителей космических аппаратов, так как от него в сильнейшей степени зависит соотношение массы топлива и полезного груза, а следовательно, размеры и масса всей ракеты (см. Формула Циолковского), которые при недостаточно высоком значении удельного импульса могут оказаться нереальными. В таблице 1 приведены основные характеристики некоторых сочетаний компонентов жидкого топлива.
Помимо удельного импульса при выборе компонентов топлива, решающую роль могут сыграть и другие показатели свойств топлива, в том числе:
Плотность, влияющая на размеры баков компонентов. Как следует из табл. 1, водород является горючим, с самым большим удельным импульсом (при любом окислителе), однако он обладает крайне низкой плотностью. Поэтому первые (самые большие) ступени ракет-носителей обычно используют другие (менее эффективные, но более плотные) виды горючего, например, керосин, что позволяет уменьшить размеры первой ступени до приемлемых. Примерами такой «тактики» служат ракета Сатурн-5, первая ступень которой использует компоненты кислород/керосин, а 2-я и 3-я ступени - кислород/водород, и система Спейс Шаттл, в которой в качестве первой ступени использованы твёрдотопливные ускорители.
Температура кипения, которая может накладывать серьёзные ограничения на условия эксплуатации ракеты. По этому показателю компоненты жидкого топлива подразделяют на криогенные - охлаждённые до крайне низких температур сжиженные газы, и высококипящие - жидкости имеющие температуру кипения выше 0 °C.
Криогенные компоненты не могут долго храниться, и транспортироваться на большие расстояния, поэтому они должны изготовляться (по крайней мере сжижаться) на специальных энергоёмких производствах, находящихся в непосредственной близости от места старта, что делает пусковую установку совершенно немобильной. Помимо этого, криогенные компоненты обладают и другими физическими свойствами, предъявляющими дополнительные требования к их использованию. Например, наличие даже незначительного количества воды или водяного пара в ёмкостях со сжиженными газами приводит к образованию очень твёрдых кристаллов льда, которые при попадании в топливную систему ракеты воздействуют на её части как абразивный материал и могут стать причиной тяжёлой аварии. За время многочасовой подготовки ракеты к старту на ней намерзает большое количество инея, превращающегося в лёд, и падение его кусков с большой высоты представляет опасность для персонала, занятого в подготовке, а также для самой ракеты и стартового оборудования. Сжиженные газы после заправки ими ракеты начинают испаряться, и до момента старта их нужно непрерывно пополнять через специальную систему подпитки. Избыток газа, образующегося при испарении компонентов, необходимо отводить таким образом, чтобы окислитель не смешивался с горючим, образуя взрывчатую смесь.
Высококипящие компоненты гораздо более удобны при транспортировке, хранении и оперировании с ними, поэтому в 50е годы ХХ в они вытеснили криогенные компоненты из области военного ракетостроения. В дальнейшем эта область всё в большей степени стала заниматься твёрдым топливом. Но при создании космических носителей криогенные топлива пока сохраняют своё положение за счёт высокой энергетической эффективности, а для выполнения маневров в космическом пространстве, когда топливо должно сохраняться в баках месяцами, а то и годами, наиболее приемлемыми являются высококипящие компоненты. Иллюстрацией такого «разделения труда» могут служить ЖРД, задействованные в проекте Аполлон: все три ступени ракеты-носителя Сатурн-5 используют криогенные компоненты, а двигатели лунного корабля, предназначенные для коррекции траектории и для маневров на окололунной орбите, - высококипящие несимметричный диметилгидразин и тетраоксид диазота.
Химическая агрессивность. Этим качеством обладают все окислители. Поэтому наличие в баках, предназначенных для окислителя, даже незначительных количеств органических веществ (например, жировых пятен, оставленных человеческими пальцами) может вызвать возгорание, вследствие которого может загореться материал самого бака (алюминий, магний, титан и железо очень энергично горят в среде ракетного окислителя). Из-за агрессивности окислители, как правило, не используются в качестве теплоносителей в системах охлаждения ЖРД, а в газогенераторах ТНА, для снижения тепловой нагрузки на турбину рабочее тело перенасыщается горючим, а не окислителем. При низких температурах жидкий кислород является, пожалуй, самым безопасным окислителем, потому, что альтернативные окислители, такие как тетраоксид диазота или концентрированная азотная кислота вступают в реакцию с металлами, и хотя они являются высококипящими окислителями, которые могут подолгу храниться при нормальной температуре, время службы баков, в которых они находятся, ограничено.
Токсичность компонентов топлива и продуктов их горения является серьёзным ограничителем их использования. Например, фтор, как следует из табл.1., как окислитель, более эффективен, чем кислород, однако в паре с водородом он образует фтороводород - вещество крайне токсичное и агрессивное, и выброс нескольких сотен, тем более, тысяч тонн такого продукта сгорания в атмосферу при запуске большой ракеты, сам по себе является крупной техногенной катастрофой, даже при удачном запуске. А в случае аварии, и разлива такого количества этого вещества, ущерб не поддаётся учёту. Поэтому фтор не используется в качестве компонента топлива. Токсичными являются и тетраоксид азота, азотная кислота и несимметричный диметилгидразин. В настоящее время предпочитаемым (с экологической точки зрения) окислителем является кислород, а горючим - водород, за которым следует керосин.
«... И нет ничего нового под солнцем»(Экклизиаст 1:9).
О топливах, ракетах, ракетных двигателях писалось, пишут и будут писать.
Одной из первых работ по топливам ЖРД можно считать книгу В.П. Глушко "Жидкое топливо для реактивных двигателей", изданную в 1936 г.
Для меня тема показалась интересной, связанной с моей бывшей специальностью и учёбой в ВУЗе, тем паче "приволок" её мой младший отпрыск: "Шеф давай замесим, что нить такое и запустим, а если лень, то мы сами "сообразим". Видимо, не дают покоя.
Так хочется правильно взорвать свой ракетный двигатель.
"Соображать" будем вместе, под строгим родительским контролем. Руки ноги должны быть целыми, чужие тем более.
Важный параметр - коэффициент избытка окислителя (обозн. греческой "α" с индексом "ок.") и массовое соотношение компонентов Kм.
Kм=(dmок./dt)/(dmг../dt), т.е. отношение массового расхода окислителя к массовому расходу горючего. Он специфичен для каждого топлива. В идеальном случае представляет собой стехиометрическое соотношение окислителя и горючего, т.е. показывает сколько кг окислителя нужно для окисления 1 кг горючего. Однако реальные значения отличаются от идеальных. Соотношение реального Kм к идеальному и есть коэффициент избытка окислителя.
Как правило, αок.<=1. И вот почему. Зависимости Tk(αок.) и Iуд.(αок.) нелинейны и для многих топлив последняя имеет максимум при αок. не при стехиометрическом соотношении компонентов, т.е макс. значения Iуд. получаются при некотором снижении количества окислителя по отношению к стехиометрическому. Ещё немного терпения, т.к. не могу обойти понятие: . Это пригодится и в статье, и в повседневной жизни.
Кратко энтальпия – это энергия. Для статьи важны две её "ипостаси":
Термодинамическая энтальпия
- количество энергии, затраченной на образование вещества из исходных химических элементов. Для веществ, состоящих из одинаковых молекул (H 2 , O 2 и пр.), она равна нулю.
Энтальпия сгорания
- имеет смысл только при условии протекания химической реакции. В справочниках можно найти экспериментально полученные при нормальных условиях значения этой величины. Чаще всего для горючих это полное окисление в среде кислорода, для окислителей – окисление водорода заданным окислителем. Причем значения могут быть как положительными, так и отрицательными в зависимости от вида реакции.
"Сумму термодинамической энтальпии и энтальпии сгорания называют полной энтальпией вещества. Собственно, этой величиной и оперируют при тепловом расчёте камер ЖРД."
Требования к ЖРТ:
-как к источнику энергии;
-как к веществу, которое приходится (на данном уровне развития технологий) использовать для охлаждения РД и ТНА, иногда к наддуву баков с РТ, предоставлять ему объём (баки РН) и т.д.;
-как к веществу вне ЖРД, т.е. при хранении, транспортировке, заправке, испытаниях, экологической безопасности и т.д.
Такая градация относительна условна, но в принципе отражает суть. Назову эти требования так: №1, №2, №3. Кто-то может дополнить список в комментариях.
Эти требования классический пример , которые "тянут" создателей РД в разные стороны:
# С точки зрения источника энергии ЖРД (№1)
Т.е. необходимо получить макс. Iуд. Не буду дальше забивать головы всем, в общем случае:
При прочих важных параметрах для №1 нас интересует R и Т (со всеми индексами).
Нужно, чтобы: молекулярная масса продуктов сгорания была минимальной, максимальным было удельное теплосодержание.
# С точки зрения конструктора РН (№2):
ТК должны иметь максимальную плотность, особенно на первых ступенях ракет, т.к. они самые объёмные и имеют мощнейшие РД, с большим секундным расходом. Очевидно, что это не согласуется с требованием под №1.
# С эксплуатационных задач важны (№3):
Химическая стабильность ТК;
-простота заправки, хранения, перевозки и изготовления;
-экологическая безопасность (во всём "поле" применения), а именно токсичность, себестоимость производства и транспортировки и т.д. и безопасность при работе РД (взрывоопасность).
Подробнее смотри "Сага о ракетных топливах-обратная сторона медали".
Надеюсь, ещё никто не уснул? У меня ощущение, что разговариваю сам с собой. Скоро будет про спирт, не отключайтесь!
Конечно, это лишь вершина айсберга. Ещё влезают сюда дополнительные требования, из-за которых следует искать КОНСЕНСУСЫ и КОМПРОМИСЫ. Один из компонентов обязательно должен иметь удовлетворительные (лучше отличные) свойства охладителя, т.к. на данном уровне технологий приходится охлаждать КС и сопло, а также защитить критическое сечение РД:
На фотографии сопло ЖРД XLR-99: отчётливо видна характерная особенность конструкции американских ЖРД 50-60 годов – трубчатая камера:
Также требуется (как правило) один из компонентов использовать как рабочее тело для турбины ТНА:
Для топливных компонентов "большое значение имеет давление насыщенных паров (это грубо говоря давление, при котором жидкость начинает кипеть при данной температуре). Этот параметр сильно влияет на разработку насосов и вес баков."/ С.С. Факас/
Важный фактор-агрессивность ТК к материалам (КМ) ЖРД и баков для их хранения.
Если ТК очень "вредные" (как некоторые люди), тогда инженерам приходится тратиться на ряд специальных мер по защите своих конструкций от топлива.
Классификация ЖРТ - чаще всего по давлению насыщенных паров или , а проще говоря - температуре кипения при нормальном давлении.
Высококипящие компоненты ЖРТ.
Такие ЖРД можно классифицировать как многотопливные.
ЖРД на трехкомпонентном топливе (фтор+водород+литий) разрабатывался в .
Двухкомпонентные топлива состоят из окислителя и горючего.
ЖРД Bristol Siddeley BSSt.1 Stentor: двухкомпонентный ЖРД (H2O2+керосин)
Окислители
Кислород
Химическая формула-О 2 (дикислород, американское обозначение Oxygen-OX).
В ЖРД применяется жидкий, а не газообразный кислород-Liquid oxygen (LOX-кратко и всё понятно).
Молекулярная масса (для молекулы)-32г/моль. Для любителей точности: атомная масса (молярная масса)=15,99903;
Плотность=1,141 г/см³
Температура кипения=90,188K (−182,96°C)
С точки зрения химии, идеальный окислитель. Он использовался в первых баллистических ракетах ФАУ, ее американских и советских копиях. Но его температура кипения не устраивала военных. Требуемый диапазон рабочих температур от –55°C до +55°C (большое время подготовки к старту, малое время нахождения на боевом дежурстве).
Очень низкая коррозионная активность. Производство давно освоено, стоимость небольшая: менее $0,1 (по-моему, дешевле литра молока в разы).
Недостатки:
Криогенный - необходимо захолаживание и постоянная дозаправка для компенсации потерь перед стартом. Еще и может нагадить другим ТК (керосину):
На фото: створки защитных устройств заправочного автостыка керосина (ЗУ-2), за 2 минуты до окончания циклограммы при выполнении операции ЗАКРЫТЬ ЗУ из-за обледенения не полностью закрылись . Одновременно из-за обледенения не прошел сигнал о съезде ТУА с пусковой установки. Пуск проведен на следующий день.
Агрегат-заправщик РБ жидким кислородом снят с колес и установлен на фундаменте.
Затруднено использование в качестве охладителя КС и сопла ЖРД.
"АНАЛИЗ ЭФФЕКТИВНОСТИ ПРИМЕНЕНИЯ КИСЛОРОДА В КАЧЕСТВЕ ОХЛАДИТЕЛЯ КАМЕРЫ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ" САМОШКИН В.М., ВАСЯНИНА П.Ю., Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М.Ф. Решетнева
Сейчас всеми изучается возможность использования переохлажденного кислорода либо кислорода в шугообразном состоянии, в виде смеси твердой и жидкой фаз этого компонента. Вид будет примерно такой же, как эта красивая ледяная шуга в бухточке правее Шаморы:
Пофантазируйте: вместо Н 2 О представьте ЖК (LOX).
Шугирование позволит увеличить общую плотность окислителя.
Пример захолаживания (переохлаждения) БР Р-9А: в качестве окислителя в ракете впервые было решено использовать переохлажденный жидкий кислород, что позволило уменьшить общее время подготовки ракеты к пуску и повысить степень ее боеготовности.
Примечание:
почему-то за эту же самую процедуру нагибал (почти "чморил") Илона Маска известный писатель Дмитрий Конаныхин.
См:
Озон -O 3
Молекулярная масса=48 а.е.м., молярная масса=47,998 г/моль
Плотность жидкости при -188 °C (85,2 К) составляет 1,59(7) г/см³
Плотность твёрдого озона при −195,7 °С (77,4 К) равна 1,73(2) г/см³
Температура плавления −197,2(2) °С (75,9 К)
Давно инженеры мучились с ним, пытаясь использовать в качестве высокоэнергетического и вместе с тем экологически чистого окислителя в ракетной технике.
Общая химическая энергия, освобождающаяся при реакции сгорания с участием озона, больше, чем для простого кислорода, примерно на одну четверть (719 ккал/кг). Больше будет, соответственно, и Iуд. У жидкого озона большая плотность, чем у жидкого кислорода (1,35 против 1,14 г/см³ соответственно), а его Т кипения выше (−112 °C и −183 °C соответственно).
Пока непреодолимым препятствием является химическая неустойчивость и взрывоопасность жидкого озона с разложением его на O и O2, при котором возникает движущаяся со скоростью около 2 км/с детонационная волна и развивается разрушающее детонационное давление более 3·107 дин/см2 (3 МПа), что делает применение жидкого озона невозможным при нынешнем уровне техники, за исключением использования устойчивых кислород-озоновых смесей (до 24 % озона). Преимуществом подобной смеси также является больший удельный импульс для водородных двигателей, по сравнению с озон-водородными. На сегодняшний день такие высокоэффективные двигатели, как РД-170, РД-180, РД-191, а также разгонные вакуумные двигатели вышли по Iуд на близкие к предельным значениям параметры и для повышения УИ осталось лишь одна возможность, связанная с переходом на новые виды топлива.
Азотная кислота -HNO 3
Состояние - жидкость при н.у.
Молярная масса 63.012 г/моль (не важно, что я использую или молекулярную массу-это не меняет сути)
Плотность=1,513 г/см³
Т. плав.=-41,59 °C,Т. кип.=82,6 °C
HNO3 имеет высокую плотность, невысокую стоимость, производится в больших количествах, достаточно стабильна, в том числе при высоких температурах, пожаро- и взрывобезопасная. Главное ее преимущество перед жидким кислородом в высокой температуре кипения, а, следовательно, в возможности неограниченно долго храниться без всякой теплоизоляции. Молекула азотной кислоты HNO 3 – почти идеальный окислитель. Она содержит в качестве “балласта” атом азота и “половинку” молекулы воды, а два с половиной атома кислорода можно использовать для окисления топлива. Но не тут-то было! Азотная кислота настолько агрессивное вещество, что непрерывно реагирует само с собой–атомы водорода отщепляются от одной молекулы кислоты и присоединяются к соседним, образуя непрочные, но чрезвычайно химически активные агрегаты. Даже самые стойкие сорта нержавеющей стали медленно разрушаются концентрированной азотной кислотой (в результате на дне бака образовывался густой зеленоватый «кисель», смесь солей металлов). Для уменьшения коррозионной активности в азотную кислоту стали добавлять различные вещества, всего 0,5% плавиковой (фтористоводородной) кислоты уменьшают скорость коррозии нержавеющей стали в десять раз.
Для повышения уд.импульса в кислоту добавляют двуокись азота (NO 2). Добавка диоксида азота в кислоту связывает попадающую в окислитель воду, что уменьшает коррозионную активность кислоты, увеличивается плотность раствора, достигая максимума при 14% растворенного NO 2 . Эту концентрацию использовали американцы для своих боевых ракет.
Мы почти 20 лет искали подходящую тару для азотной кислоты. Очень трудно при этом подобрать конструкционные материалы для баков, труб, камер сгорания ЖРД.
Вариант окислителя, что выбрали в США, с 14 % двуокиси азота. А наши ракетчики поступили иначе. Надо было догонять США любой ценой, поэтому окислители советских марок – АК-20 и АК-27 – содержали 20 и 27 % тетраоксида.
Интересный факт: в первом советском ракетном истребителе БИ-1 были использованы для полетов азотная кислота и керосин.
Баки и трубы пришлось изготовлять из монель-металла: сплава никеля и меди, он стал очень популярным конструкционным материалом у ракетчиков. Советские рубли были почти на 95 % сделаны из этого сплава.
Недостатки: терпимая "гадость". Коррозионною активна. Удельный импульс недостаточно высок. В настоящее время в чистом виде почти не используется.
Азотный тетраоксид
-АТ (N 2 O 4)
Молярная масса=92,011 г/моль
Плотность=1,443 г/см³
"Принял эстафету" от азотной кислоты в военных двигателях. Обладает саомовоспламеняемостью с гидразином, НДМГ. Низкокипящий компонент, но может долго хранится при принятии особых мер.
Недостатки: такая же гадость, как и HNO 3 , но со своими причудами. Может разлагаться на окись азота. Токсичен. Низкий удельный импульс. Часто использовали и используют окислитель АК-NN. Это смесь азотной кислоты и азотного тетраоксида, иногда её называют "красной дымящейся азотной кислотой". Цифры обозначают процентное кол-во N 2 O 4 .
В основном эти окислители используются в ЖРД военного назначения и ЖРД КА благодаря своим свойствам: долгохранимость и самовоспламеняемость. Характерные горючие для АТ это НДМГ и гидразин.
Фтор -F 2
Атомная масса=18,998403163 а. е. м. (г/моль)
Молярная масса F2, 37,997 г/моль
Температура плавления=53,53 К (−219,70 °C)
Температура кипения=85,03 К (−188,12 °C)
Плотность (для жидкой фазы), ρ=1,5127 г/см³
Химия фтора начала развиваться с 1930-х годов, особенно быстро - в годы 2-й мировой войны 1939-45 годов и после нее в связи с потребностями атомной промышленности и ракетной техники. Название "Фтор" (от греч. phthoros - разрушение, гибель), предложенное А. Ампером в 1810 году, употребляется только в русском языке; во многих странах принято название "флюор" . Это прекрасный окислитель с точки зрения химии. Окисляет и кислород, и воду, и вообще практически всё. Расчеты показывают, что максимальный теоретический Iуд можно получить на паре F2-Be (бериллий)-порядка 6000 м/с!
Супер? Облом, а не "супер"...
Врагу такой окислитель не пожелаешь.Чрезвычайно коррозионною активен, токсичен, склонен к взрывам при контакте с окисляющимися материалами. Криогенен. Любой продукт сгорания также имеет почти те же "грехи": жутко коррозионны и токсичны.
Техника безопасности. Фтор токсичен, предельно допустимая концентрация его в воздухе примерно 2·10-4 мг/л, а предельно допустимая концентрация при экспозиции не более 1 ч составляет 1,5·10-3мг/л.
ЖРД 8Д21 применение пары фтор + аммиак давало удельный импульс на уровне 4000 м/с.
Для пары F 2 +H 2 получается Iуд=4020 м/с!
Беда: HF-фтороводород на "выхлопе".
Стартовая позиция после запуска такого "энергичного движка"?
Лужа жидких металлов и прочих растворённых в плавиковой кислоте химических и органических объектов!
Н 2 +2F=2HF, при комнатной температуре существует в виде димера H 2 F 2 .
Смешивается с водой в любом отношении с образованием фтороводородной (плавиковой) кислоты. А использованию его в ЖРД КА не реально из-за убийственной сложности хранения и разрушительного действия продуктов сгорания.
Всё то же самое относится и к остальным жидким галогенам, например, к хлору.
Фтороводородный ЖРД тягой 25 т для оснащения обеих ступеней ракетного ускорителя предполагалось разработать в В.П. Глушко на базе отработанного ЖРД тягой 10 т на фтороаммиачном (F 2 +NH 3) топливе.
Перекись водорода -H 2 O 2 .
Она упомянута мною выше в однокомпонентных топливах.
Walter HWK 109-507: преимущества в простоте конструкции ЖРД. Яркий пример такого топлива - перекись водорода.
Alles: список более-менее реальных окислителей закончен. Акцентирую внимание на HClО 4 . Как самостоятельные окислители на основе хлорной кислоты представляют интерес только: моногидрат (Н 2 О+ClО 4)-твёрдое кристаллическое вещество и дигидрат (2НО+НСlО 4)-плотная вязкая жидкость. Хлорная кислота (которая из-за Iуд сама по себе бесперспективна), при этом представляет интерес в качестве добавки к окислителям, гарантирующей надёжность самовоспламенения топлива.
Окислители можно классифицировать и так:
Итоговый (чаще используемый) список окислителей в связке с реальными же горючими:
Примечание: если хотите перевести один вариант удельного импульса в другой, то можно пользоваться простой формулой: 1 м/с = 9,81 с.
В отличие от них - горючих у нас .Горючие
Основные характеристики двухкомпонентных ЖРТ при pк/pа=7/0,1 МПа
По физико-химическому составу их можно разбить на несколько групп:
Углеводородные горючие.
Низкомолекулярные углеводороды.
Простые вещества: атомарные и молекулярные.
Для этой темы пока практический интерес представляет лишь водород (Hydrogenium).
Na, Mg, Al, Bi, He, Ar, N 2 , Br 2 , Si, Cl 2 , I 2 и др. я не буду рассматривать в этой статье.
Гидразиновые топлива ("вонючки").
Просыпайтесь сони - мы добрались уже до спирта(С2Н5ОН).
Поиски оптимального горючего начались с освоения энтузиастами ЖРД. Первым широко использовавшимся горючим стал спирт (этиловый)
, применявшийся на первых
советских ракетах Р-1, Р-2, Р-5 ("наследство" ФАУ-2) и на самой Vergeltungswaffe-2.
Вернее раствор 75% этилового спирта (этанол, этиловый спирт, метилкарбинол, винный спирт или алкоголь, часто в просторечии просто «спирт») - одноатомный спирт с формулой C 2 H 5 OH (эмпирическая формула C 2 H 6 O), другой вариант: CH 3 -CH 2 -OH
У этого горючего два серьёзных недостатка
, которые очевидно не устраивали военных: низкие энергетические показатели и .
Сторонники здорового образа жизни (спиртофобы) пытались решить вторую проблему с помощью фурфурилового спирта. Это ядовитая, подвижная, прозрачная, иногда желтоватая (до темно-коричневого), со временем краснеющая на воздухе жидкость. ВАРВАРЫ!
Хим. формула:C 4 H 3 OCH 2 OH, Рац. формула:C 5 H 6 O 2 . Отвратительная жижа.К питью не годна.
Группа углеводородов.
Керосин
Условная формула C 7,2107 H 13,2936
Горючая смесь жидких углеводородов (от C 8 до C 15) с температурой кипения в интервале 150-250 °C, прозрачная, бесцветная (или слегка желтоватая), слегка маслянистая на ощупь
плотность - от 0,78 до 0,85 г/см³ (при температуре 20°С);
вязкость - от 1,2 – 4,5 мм²/с (при температуре 20°С);
температура вспышки - от 28°С до 72°С;
теплота сгорания - 43 Мдж/кг.
Моё мнение: о точной молярной массе писать бессмысленно
Керосин является смесью из различных углеводородов, поэтому появляются страшные дроби (в хим. формуле) и "размазанная" температура кипения. Удобное высококипящее горючее. Используется давно и успешно во всём мире в двигателях и в авиации. Именно на нем до сих пор летают "Союзы". Малотоксичен (пить настоятельно не рекомендую), стабилен. Всё же керосин опасен и вреден для здоровья (употребление внутрь).
Минздрав категорически против!
Солдатские байки: хорошо помогает избавиться от противных .
Однако и он требует осторожности в обращении при эксплуатации:
Существенные плюсы: сравнительно недорог, освоен в производстве. Пара керосин-кислород идеальна для первой ступени. Ее удельный импульс на земле 3283 м/с, пустотный 3475 м/с. Недостатки. Относительно малая плотность.
Американские ракетные керосины Rocket Propellant-1 или Refined Petroleum-1
Относительно был .
Для повышения плотности лидерами освоения космоса были разработаны синтин (СССР) и RJ-5 (США).
.
Керосин имеет склонность к отложению смолистых осадков в магистралях и тракте охлаждения, что отрицательно сказывается на охлаждении. На это его нехорошее свойство педалируют .
Керосиновые двигатели наиболее освоены в СССР.
Шедевр человеческого разума и инженерии наша "жемчужина" РД-170/171:
Теперь более корректным названием для горючих на основе керосина стал термин -"углеводородное горючее", т.к. от керосина, который жгли в безопасных керосиновых лампах И. Лукасевича и Я. Зеха, применяемое УВГ "ушло" очень .
На самом деле "Роскосмос" дезу выдаёт:
После того, как в ее баки закачают компоненты топлива - нафтил (ракетный керосин ), сжиженный кислород и пероксид водорода, космическая транспортная система будет весить более 300 тонн (в зависимости от модификации РН.
Низкомолекулярные углеводороды
Метан
-CH4
Молярная масса: 16,04 г/моль
Плотность газ (0 °C) 0,7168 кг/м³;
жидкость (−164,6 °C) 415 кг/м³
Т. плав.=-182,49 °C
Т. кип.=-161,58 °C
Всеми сейчас рассматривается как перспективное и дешёвое топливо, как альтернатива керосину и водороду.
Главный конструктор Владимир Чванов:
Удельный импульс у двигателя на СПГ высокий, но это преимущество нивелируется тем, что у метанового топлива меньшая плотность, поэтому в сумме получается незначительное энергетическое преимущество. С конструкционной точки зрения метан привлекателен. Чтобы освободить полости двигателя, нужно только пройти цикл испарения - то есть двигатель легче освобождается от остатков продуктов. За счет этого метановое топливо более приемлемо с точки зрения создания двигателя многоразового использования и летательного аппарата многоразового применения.
Недорог, распространен, устойчив, малотоксичен. По сравнению с водородом имеет более высокую температуру кипения, а удельный импульс в паре с кислородом выше, чем у керосина: около 3250-3300 м/с на земле. Неплохой охладитель.
Недостатки. Низкая плотность (вдвое ниже чем у керосина). При некоторых режимах горения может разлагаться с выделением углерода в твердой фазе, что может привести к падению импульса из-за двухфазности течения и резкому ухудшению режима охлаждения в камере из-за отложения сажи на стенках КС. В последнее время идут активные НОР и НИОКР в области его применения (наряду с пропаном и природным газом) даже в направлении модификации уже сущ. ЖРД (в частности такие работы были проведены над ).
«Роскосмос» уже в 2016 году приступил к разработке силовой установки на сжиженном природном газе.
Или "Kinder Surpeis", как пример: американский Raptor engine от Space X:
К этим топливам можно отнести пропан и природный газ. Основные их характеристики, как горючих, близки (за исключением большей плотности и более высокой температуры кипения) к УВГ. И имеются такие же проблемы при их использовании.
Особняком среди горючих позиционируется -H 2 (Жидкий: LH 2).
Молярная масса водорода равна 2 016 г / моль или приближенно 2 г / моль.
Плотность (при н. у.)=0,0000899 (при 273 K (0 °C)) г/см³
Температура плавления=14,01K (-259,14 °C);
Температура кипения=20,28K (-252,87 °C);
Использование пары LOX-LH 2 предложено еще Циолковским, но реализовано другими:
С точки зрения термодинамики Н 2 идеальное рабочее тело как для самого ЖРД, так и для турбины ТНА. Отличный охладитель, при чем как в жидком, так и в газообразном состоянии. Последний факт позволяет не особо бояться кипения водорода в тракте охлаждения и использовать газифицированный таким образом водород для привода ТНА.
Такая схема реализована в Aerojet Rocketdyne RL-10-просто шикарный (с инженерной точки зрения) движок:
Наш аналог (даже лучше
, т.к. моложе): РД-0146 (Д, ДМ) - безгазогенераторный жидкостный ракетный двигатель, разработанный Конструкторским бюро химавтоматики в Воронеже.
Особенно эффективен с сопловым насадком из материала «Граурис». Но пока не летает
Этот ТК обеспечивает высокий удельный импульс-в паре с кислородом 3835 м/с.
Из реально используемых это самый высокий показатель. Эти факторы обуславливают пристальный интерес к этому горючему. Экологически чист, на "выходе" в контакте с О 2: вода (водяной пар). Распространен, практически неограниченные запасы. Освоен в производстве. Нетоксичен. Однако есть очень много ложек дегтя в этой бочке мёда.
1. Чрезвычайно низкая плотность. Все видели огромные водородные баки РН "Энергия" и МТКК "Шаттл". Из-за низкой плотности применим (как правило) на верхних ступенях РН.
Кроме того, низкая плотность ставит непростую задачу для насосов: насосы водорода многоступенчатые для того что бы обеспечить нужный массовый расход и при этом не кавитировать.
По этой же причине приходится ставить т.н. бустерные насосные агрегаты горючего (БНАГ) сразу за заборным устройством в баках, дабы облегчить жизнь основному ТНА.
Ещё насосы водорода для оптимальных режимов требуют значительно большей частоты вращения ТНА.
2. Низкая температура. Криогенное топливо. Перед заправкой необходимо проводить многочасовое захолаживание (и/или переохлаждение) баков и всего тракта. Баки РН "Falocn 9FT" - взгляд изнутри:
Подробнее о "сюрпризах":
"МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ТЕПЛОМАССООБМЕННЫХ ПРОЦЕССОВ В ВОДОРОДНЫХ СИСТЕМАХ" Н0Р В.А. ГордеевВ.П. Фирсов, А.П. Гневашев, Е.И. Постоюк
ФГУП «ГКНПЦ им. М.В. Хруничева, КБ «Салют»; "Московский авиационный институт (Государственный технический университет)
В работе дана характеристика основных математических моделей тепломассообменных процессов в баке и магистралях водорода кислородно-водородного разгонного блока 12КРБ. Выявлены аномалии в подаче водорода в ЖРД и предложено их математическое описание. Модели отработаны в ходе стендовых и летных испытаний, что дало возможность на их базе прогнозировать параметры серийных разгонных блоков различных модификаций и принимать необходимые технические решения по совершенствованию пневмогидравлических систем.
Низкая температура кипения затрудняет и закачку в баки и хранение этого топлива в баках и хранилищах.
3. Жидкий водород обладает некоторыми свойствами газа:
Коэффициент сжимаемости (pv/RT) при 273,15 К: 1,0006 (0,1013 МПа), 1,0124 (2,0266 МПа), 1,0644 (10,133 МПа), 1,134 (20,266 МПа), 1,277 (40,532 МПа)
;
Водород может находиться в орто- и пара-состояниях. Ортоводород (о-Н2) имеет параллельную (одного знака) ориентацию ядерных спинов. Пара-водород (п-Н2)-антипараллельную.
При обычных и высоких температурах Н 2 (нормальный водород, н-Н2) представляет собой смесь 75% орто- и 25% пара-модификаций, которые могут взаимно превращаться друг в друга (орто-пара-превращение). При превращении о-Н 2 в п-Н 2 выделяется тепло (1418 Дж/моль) .
Это всё накладывает дополнительные трудности в проектировании магистралей, ЖРД, ТНА, циклограммы работы, и особенно насосов.
4. Газообразный водород быстрее других газов распространяется в пространстве, проходит через мелкие поры, при высоких температурах сравнительно легко проникает сквозь сталь и другие материалы. Н 2г обладает высокой теплопроводностью, равной при 273,15 К и 1013 гПа 0,1717 Вт/(м*К) (7,3 по отношению к воздуху).
Водород в обычном состоянии при низких температурах малоактивен, без нагревания реагирует лишь с F 2 и на свету с Сl 2 . С неметаллами водород взаимодействует активнее, чем с металлами. С кислородом реагирует практически необратимо, образуя воду с выделением 285,75 МДж/моль тепла;
5. Со щелочными и щелочно-земельными металлами, элементами III, IV, V и VI группы периодической системы, а также с интерметаллическими соединениями водород образует гидриды. Водород восстанавливает оксиды и галогениды многих металлов до металлов, ненасыщенные углеводороды – до насыщенных (см. ).
Водород очень легко отдает свой электрон. В растворе отрывается в виде протона от многих соединений, обусловливая их кислотные свойства. В водных растворах Н+ образует с молекулой воды ион гидроксония Н 3 О. Входя в состав молекул различных соединений, водород склонен образовывать со многими электроотрицательными элементами (F, О, N, С, В, Cl, S, Р) водородную связь.
6. Пожароопастность и взрывоопасность. Можно не рассусоливать: гремучую смесь все знают.
Смесь водорода с воздухом взрывается от малейшей искры в любой концентрации - от 5 до 95 процентов.
Впечатляет Space Shuttle Main Engine (SSME)?
Теперь прикиньте его стоимость!
Вероятно, увидев это и посчитав затраты (стоимость вывода на орбиту 1 кг ПН), законодатели и те кто рулит бюджетом США и NASA в частности... решили "ну его на фиг".
И я их понимаю - на РН "Союз" и дешевле, и безопаснее, да использование РД-180/181 снимает многие проблемы американских РН и существенно экономит деньги налогоплательщиков самой богатой страны мира.
Самый лучший ракетный двигатель - это такой двигатель, который вы можете произвести/купить, при этом он будет обладать тягой в требуемом вам диапазоне (не слишком большой или маленькой) и будет эффективным настолько (удельный импульс, давление в камере сгорания), что его цена не станет неподъемной для вас. /Филипп Терехов@lozga
Наиболее освоены водородные двигатели в США.
Сейчас мы позиционируемся на 3-4 месте в "Водородном клубе" (после Европы, Японии и Китая/Индии).
Отдельно упомяну твёрдый и металлический водород.
Твердый водород кристаллизуется в гексагональной решетке (а = = 0,378 нм, с = 0,6167 нм), в узлах которой расположены молекулы Н 2 , связанные между собой слабыми межмолекулярными силами; плотность 86,67 кг/м³; С° 4,618 Дж/(моль*К) при 13 К; диэлектрик. При давлении свыше 10000 МПа предполагается фазовый переход с образованием структуры, построенной из атомов и обладающей металлическими свойствами. Теоретически предсказана возможность сверхпроводимости "металлический водород".
Твёрдый водород-твёрдое агрегатное состояние водорода.
Температура плавления −259,2 °C (14,16 К).
Плотностью 0,08667 г/см³ (при −262 °C).
Белая снегоподобная масса, кристаллы гексагональной сингонии.
Шотландский химик Дж. Дьюар в 1899 году впервые получил водород в твёрдом состоянии. Для этого он использовал регенеративную охлаждающую машину, основанную на эффекте .
Беда с ним. Он постоянно теряется: . Оно и понятно: получен кубик из молекул: 6х6х6. Просто "гигантские" объёмы - прям хоть сейчас "заправляй" ракету. Почему-то мне это напомнило . Это нано-чудо не могут найти уже лет 7 или больше.
Анамезон, антивещество, метастабильный гелий пока оставлю за кадром.
...
Гидразиновые топлива ("вонючки")
Гидразин-N2H4
Состояние при н.у.- бесцветная жидкость
Молярная масса=32.05 г/моль
Плотность=1.01 г/см³
Очень распространенное топливо.
Хранится долго, и его за это "любят". Широко используется в ДУ КА и МБР/БРПЛ, где долгохранимость имеет критическое значение.
Кого смутил Iуд в размерности Н*с/кг отвечаю: это обозначение "любят" военные.
Ньютон - производная единица, исходя из она определяется как сила, изменяющая за 1 секунду скорость тела массой 1 кг на 1 м/с в направлении действия силы. Таким образом, 1 Н = 1 кг·м/с 2 .
Соответственно: 1 Н*с/кг =1 кг·м/с 2 *с/кг=м/с.
Освоен в производстве.
Недостатки: токсичен, вонючий.
Для человека степень токсичности гидразина не определена. По расчётам S. Krop опасной концентрацией следует считать 0,4 мг/л. Ch. Comstock с сотрудниками полагает, что предельно допустимая концентрация не должна превышать 0,006 мг/л. Согласно более поздним американским данным, эта концентрация при 8-часовой экспозиции снижена до 0,0013 мг/л. Важно отметить при этом, что порог обонятельного ощущения гидразина человеком значительно превышает указанные числа и равен 0,014-0,030 мг/л. Существенным в этой связи является и тот факт, что характерный запах ряда гидразинопроизводных ощущается лишь в первые минуты контакта с ними. В дальнейшем вследствие адаптации органов обоняния, это ощущение исчезает, и человек, не замечая того, может длительное время находиться в зараженной атмосфере, содержащей токсические концентрации названного вещества.
Пары гидразина при адиабатном сжатии взрываются. Склонен к разложению, что однако позволяет его использовать как монотопливо для ЖРД малой тяги (ЖРДМТ). В силу освоенности производства более распространен в США.
Несимметричный диметилгидразин (НДМГ)-H 2 N-N(CH 3) 2
Хим. формула:C2H8N2,Рац. формула:(CH3)2NNH2
Состояние при н.у.- жидкое
Молярная масса=60,1 г/моль
Плотность=0,79±0,01 г/см³
Широко используется на военных двигателях в следствие своей долгохранимости. При освоении технологии ампулирования - практически исчезли все проблемы (кроме утилизации и аварий припусках).
Имеет более высокий импульс по сравнению с гидразином.
Плотность и удельный импульс с основными окислителями ниже керосина с теми же окислителями. Самовоспламенятся с азотными окислителями. Освоен в производстве в СССР.
Более распространен в СССР.
А в реактивном двигателе французского истребителя-бомбардировщика (хорошее видео-рекомендую) НДМГ используют как активизирующую добавку к традиционному топливу.
По поводу гидразиновых топлив.
Удельная тяга равна отношению тяги к весовому расходу топлива; в этом случае она измеряется в секундах (с = Н·с/Н = кгс·с/кгс). Для перевода весовой удельной тяги в массовую её надо умножить на ускорение свободного падения (примерно равное 9,81 м/с²)
За кадром остались:
Анилин, метил-, диметил- и триметиламины и CH 3 NHNH 2 -Метилгидразин (он же монометилгидразин или гептил) и пр.
Они не так распространены. Главное достоинство горючих группы гидразина - долгохранимость при использовании высококипящих окислителей. Работать с ними очень неприятно-токсичны горючие, агрессивные окислители, токсичны продукты сгорания.
На профессиональном жаргоне эти топлива называют "вонючими" или "вонючками".
Можно с высокой степенью уверенности сказать, что если на РН стоят "вонючие" двигатели, то "до замужества" она была боевой ракетой (МБР, БРПЛ или ЗУР - что уже редкость) . Химия на службе и армии и гражданки.
Исключение, пожалуй, лишь РН Ariane - творение кооператива: Aérospatiale, Matra Marconi Space, Alenia, Spazio, DASA и др. Её миновала в "девичестве" подобная боевая участь.
Военные практически все перешли на РДТТ, как более удобные в эксплуатации. Ниша для "вонючих" топлив в космонавтике сузилась до использования в ДУ КА, где требуется долгое хранение без особых материальных или энергетических затрат.
Пожалуй, кратко обзор можно выразить графически:
Активно работают ракетчики и с метаном. Особых эксплуатационных трудностей нет: позволяет неплохо поднять давление в камере (до 40 М
Па) и получить хорошие характеристики.
() и остальными природными газами (СПГ).
О прочих направления по повышению характеристик ЖРД (металлизация горючих, использование Не 2 , ацетама и прочем) я напишу позже. Если будет интерес.
Использование эффекта свободных радикалов-хорошая перспектива.
Детонационное горение-возможность для долгожданного прыжка на Марс.
Послесловие:
вообще все ракетные ТК (кроме НТК), а так же попытка изготовить их в домашних условиях- очень опасны. Предлагаю внимательно ознакомиться:. Смесь, которую он готовил на плите в кастрюле, ожидаемо взорвалась. В итоге мужик получил огромное количество ожогов и провел в больнице пять дней.
Все домашние (гаражные) манипуляции с такими химическими компонентами чрезвычайно опасны, а порой и противозаконны. К местам их разлива без ОЗК и противогаза ЛУЧШЕ не подходить:
Как и с разлитой ртутью: звонить в МЧС, быстро приедут и всё профессионально подберут.
Всем спасибо, кто смог вытерпеть всё это до конца.
Первоисточники:
Качур П. И., Глушко А. В. "Валентин Глушко. Конструктор ракетных двигателей и космических систем", 2008.
Г.Г. Гахун "Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей", Москва, "Машиностроение, 1989.
Возможность увеличения удельного импульса жидкостного ракетного двигателя
при добавлении в камеру сгорания гелия С.А. Орлин МГТУ им. Н.Э. Баумана, Москва
М.С.Шехтер. "Топлива и рабочие тела ракетных двигателей", Машиностроение" 1976
Завистовский Д. И."Беседы о ракетных двигателях".
Филипп Терехов @lozga (www.geektimes.ru).
"Виды топлива и их характеристика.Топливо горючие вещества, используемые для получения тепла. Состав топлива Горючая часть - углерод С-водород Н-сера."-презентация Оксана Касеева
Факас С.С."Основы ЖРД. Рабочие тела"
Использованы фото и видеоматериалы с сайтов:
http://technomag.bmstu.ru
www.abm-website-assets.s3.amazonaws.com
www.free-inform.ru
www.rusarchives.ru
www.epizodsspace.airbase.ru
www.polkovnik2000.narod.ru
www.avia-simply.ru
www.arms-expo.ru
www.npoenergomash.ru
www.buran.ru
www.fsmedia.imgix.net
www.wikimedia.org
www.youtu.be
www.cdn.tvc.ru
www.commi.narod.ru
www.dezinfo.net
www.nasa.gov
www.novosti-n.org
www.prirodasibiri.ru
www.radikal.ru
www.spacenews.com
www.esa.int
www.bse.sci-lib.com
www.kosmos-x.net.ru
www.rocketpolk44.narod.ru
www.criotehnika.ru
www.трансавтоцистерна.рф
www.chistoprudov.livejournal.com/104041.html
www.cryogenmash.ru
www.eldeprocess.ru
www.chemistry-chemists.com
www.rusvesna.su
www.arms-expo.ru
www.armedman.ru
www.трансавтоцистерна.рф
www.ec.europa.eu
www.mil.ru
www.kbkha.ru
www.naukarus.com
