Из чего делают ракетное топливо

Виды ракетного топлива: современные вещества и перспективные разработки

Оторваться от Земли, набрать скорость, достаточную, чтобы выйти на орбиту – это требует колоссальных затрат топлива. Например, сухая масса ракеты «Союз» – это масса без учета топлива, чуть больше тридцати трех с половиной тонн. Но на старте общая масса ракеты – почти 308 тонн – только одиннадцать процентов от общей массы выходят в космос с полезной нагрузкой. Больше 270 тонн топлива сгорает, чтобы «Союз» преодолел притяжение.

В материале «Научной России» о видах ракетного топлива, которые используют сегодня, и о перспективных разработках.

Твердое ракетное топливо

Сегодня дымный порох используют в основном в петардах, салютах и других пиротехнических изделиях, хотя изначально именно он был первым ракетным топливом. Одно из четырех великих китайских изобретений – по отдельным данным, смесь селитры, древесного угля и серы использовали в ракетах еще во втором веке нашей эры.

Твердое ракетное топливо – это вещество, или смесь веществ, которые способны гореть без доступа кислорода, при этом выделяя достаточно много газа. Среди достоинств твёрдотопливных двигателей называют относительную простоту в изготовлении и применении, отсутствие проблемы с утечками токсичных веществ, надежность и возможность долговременного хранения топлива. Недостатки таких двигателей – это невысокий удельный импульс, трудности в управлении тягой двигателя и его повторным запуском, высокий уровень вибраций при работе. Из-за недостатков твёрдотопливных двигателей, первыми в космос полетели именно ракеты с двигателями на жидком топливе, хотя, твердые горючие смеси были изобретены раньше.

Твердотопливные ускорители использовали при запуске американских шаттлов – два таких устройства, длиной сорок пять с половиной метров и общей массой 1180 тонн разгоняли корабли и отделялись на высоте около сорока пяти километров примерно через две минуты после запуска: они спускались на парашютах и после заправки их использовали снова.

Современные твердые топлива – это смесь горючих веществ и окислителя. Для ракетостроения подходят многие, но большинство основаны на окислителях, которые способны взаимодействовать с разным горючим. Это могут быть перхлораты аммония, лития или калия. Или нитраты калия или аммония. Как горючее используют металлы, или их сплавы, например, алюминий, магний, литий и бериллий. Возможно использование и других материалов: полимеров или смол, как полиэтилен, каучук и битум.

Жидкое ракетное топливо

Жидкостные реактивные двигатели могут использовать в качестве топлива одно-, двух- и трёхкомпонентные смеси. У них высокий удельный импульс, их можно останавливать и повторно запускать, что важно при маневрировании в космосе, сами ракеты на жидкостных двигателях получаются легче. Но они сложнее устроены и дороже: система топливных баков, трубопроводов и насосов требует более тщательной подготовки и проверки в процессе сборки и перед запуском.

Элементы жидкого топлива – это горючее и окислитель. Они подаются из разных баков под давлением через форсунки и перемешиваются в камере сгорания. После воспламенения начинается процесс горения, которое продолжается, пока горючее и окислитель поступают в камеру. Керосин, водород, сжиженный для закачки в баки и азотно-водородное соединение гидразин – основные виды горючего для жидкостных ракетных двигателей. Если в качестве горючего используют керосин или водород, в качестве окислителя применяют сжиженный кислород. Если горючим выступает гидразин, то как окислитель используют четырехокись азота — N2O4.

Чище остальных горит водород – соединяясь с кислородом он выделяет только тепло и водяные пары. Керосин, который очищают, чтобы использовать как горючее, при сгорании выделяет угарный и углекислый газы.

Топливо жидкостных двигателей может быть и однокомпонентным. Из-за небольшого удельного импульса и меньшей эффективности такие виды менее популярны, чем двухкомпонентные смеси, но их отличает простота в конструкции двигателя. Однокомпонентное топливо – это жидкость, которая при взаимодействии с катализатором разлагается с образованием горячего газа. Это может быть гидразин, который разлагается на аммиак и азот, или концентрированный пероксид водорода, который образует перегретый водяной пар и кислород. В качестве катализатора может выступать, например, окись железа.

Топливо будущего

Химические ракетные топлива, и жидкие, и твердые, способны вывести космические аппараты на околоземные или лунные орбиты, но для дальних космических миссий их может быть недостаточно.

Одно из предложений, которое может решить проблему с дальними полетами – это ядерные двигатели. По расчетам, ядерный тепловой двигатель может доставить ракету на Марс всего за три месяца. Одна из американских компаний предложила использовать ядерный двигатель со сжиженным водородом в качестве рабочего тела. В такой системе реактор вырабатывает тепло из уранового топлива. Это тепло нагревает жидкий водород, который при расширении и создает тягу. Разработки ядерных ракетных двигателей начинались еще в пятидесятых годах, но пока ни один из таких аппаратов не был запущен.

А в марте 2021 года в Роскосмосе сообщили, что в 2025-2030 годах планируют испытать еще одну перспективную разработку – новые ионные двигатели мощностью от 200 Вт до 35 кВ. Ионные двигатели – это тип электрических ракетных двигателей, которые создают тягу на базе ионизированного газа, разогнанного до высоких скоростей в электрическом поле. Такие разработки уже используются в космических миссиях. Ионные двигатели отличаются малым расходом топлива и долгим временем работы.

ТЕХНОЛОГИИ, ИНЖИНИРИНГ, ИННОВАЦИИ

Измеритель диаметра, измеритель эксцентриситета, автоматизация, ГИС, моделирование, разработка программного обеспечения и электроники, БИМ

Ракетные топлива по научному: что Вы об этом знаете?

Начнем с самого главного – с Km0. Это соотношение очень важно для ракетного двигателя, т.к. топливо в нем может гореть по-разному. Все таки – это не обычное горение дров в камине, где в качестве окислителя выступает кислород воздуха. Горение топлива в камере ракетного двигателя – это, в первую очередь, химическая реакция окисления с выделением тепла. А протекание химических реакций существенно зависит от того, сколько веществ (их соотношение) вступает в реакцию. Значение Km0 зависит от валентности, которую могут проявлять химические элементы в теоретической форме уравнения химической реакции. Пример для ЖРТ: АТ+НДМГ. 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.

Классификация химических топлив для ракетных двигателей

• ЖРД(РД)-жидкостный ракетный двигатель.
• ХРТ-химическое ракетное топливо.
• ЖРТ-жидкие ракетные топлива.
• ТНА-турбонасосный агрегат.
• КС- камера сгорания. . .
• КМ-конструкционные материалы.
• О-окислитель.
• Г-горючее.
• Ракетное топливо (ТК, что бы не путать с РТ, см.ниже)-вещество, подвергающееся химическим, ядерным или термоэлектрическим реакциям в ракетном двигателе, для создания его тяги.
• Рабочее тело (РТ)-вещество, с которым происходят различные физико-химические преобразования внутри РД, составляющие его рабочий процесс.
• Стехиометрическое соотношение компонентов топлива (Km0)(подробнее-кликнуть)-отношение массы окислителя к массе горючего при стехиометрических реакциях.
• Состав топлива-горючая и негорючая части (в общем случае).
  Виды топлив(в общем случае).

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.

Требования к ЖРТ:

1. Требования с точки зрения термогазодинамики.
2. Конструкторские.
3. Эксплуатационные.

Эти требования классический пример «Лебедь рак и щука», которые тянут в разные стороны:

• С точки зрения термогазодинамики ЖРД, для получения макс. Iуд необходимо, что бы: молекулярная масса продуктов сгорания была минимальной, максимальным было удельное теплосодержание.
• С точки зрения конструктора топливо должно: иметь максимальную плотность, особенно на первых ступенях. Это требование очевидно не согласуется со стремлением к минимальной молекулярной массе.

С точки зрения эксплуатации:

• топливо должно быть химически стабильным;
• желательно, что бы хранение и заправка топлива не вызывали особых проблем;

• минимальная взрывоопасность топлива;

• минимальная токсичность как самого топлива, так и продуктов сгорания;
• минимальная стоимость и освоенная технология производства.

Сюда также добавляются дополнительные требования, из-за которых следует искать КОНСЕНСУСЫ и КОМПРОМИСЫ:

• хотя бы один компонент должен иметь хорошие свойства как охладителя. Это необходимо из-за того, что надо же чем то охлаждать КС.

• желательно, что бы один из компонентов топлива был хорошим рабочим телом для турбины ТНА;

• 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.

• минимальная агрессивность к КМ ЖРД. В противном случае приходится принимать специальные меры для защиты конструкции от топлива.

Самовоспламеняемость компонентов иногда нужна, иногда вредна. Бывает ещё, что и взрываются.

С точки зрения эксплуатации:

• топливо должно быть химически стабильным;
• желательно, что бы хранение и заправка топлива не вызывали особых проблем;

• минимальная взрывоопасность топлива;
• минимальная токсичность как самого топлива, так и продуктов сгорания;

• минимальная стоимость и освоенная технология производства.

Как видно требований много и зачастую они противоречивы. Очень большое значение для ЖРД РН имеет плотность топлива. Если объяснять на пальцах, то для первых ступеней выгоднее использовать топливо пусть и с меньшим Iуд, но с большей плотностью. Это объясняется тем фактом, что расход ЖРД первой ступени выше, чем последующих (массу надо поднимать большую).

Поэтому приоритетной становится задача снижения объемов, а значит и массы баков 1-й ступени. Поэтому на 1-х ступенях практически всегда используют керосин (Saturn V, РН «Энергия»), который хоть и уступает тому же водороду по удельному импульсу, но значительно превосходит его по плотности. На более высоких ступенях на первое место выходит Iуд.

Классификация ЖРТ-чаще всего по давлению насыщенных паров или температуре тройной точки, а проще говоря температуре кипения при нормальном давлении.

• высококипящие компоненты ЖРТ. Это вещества, у которых при максимальной эксплуатационной температуре в баках давление насыщенных паров значительно ниже допустимого уровня давления в баках по прочности. Например керосин, НДМГ, азотная кислота. Их можно хранить не прибегая к особым ухищрениям по охлаждению баков. Это долгохранимые ТК.
• низкокипящие компоненты ЖРТ. У них давление насыщенных паров близко к максимально допустимому в баках по условиям прочности. Хранить их в герметичных баках без принятия специальных мер по охлаждению и возврату конденсата нельзя. Примеры таких компонентов — аммиак, пропан, тетраоксид азота.
• криогенные компоненты ЖРТ. У них температура критической точки значительно ниже эксплутационной. Т.е. температура кипения весьма и весьма низкая. Хранить их в герметичных баках нельзя. Как правило это жидкие газы-кислород и особенно водород. При заправке необходимо принимать специальные меры по предварительному захолаживание топливных магистралей. Часто для уменьшения потерь приходится покрывать магистрали теплоизоляцией. Например РД-0120 (водород-кислород):

Видно, что ЖРД снаружи (арматура) полностью залит теплоизоляционным материалом.

По взаимодействию компонентов при контакте различают самовоспламеняющиеся(СТК), ограниченно-самовоспламеняющиеся (ОСТК) и несамовоспламеняющиеся ТК (НТК).

СТК: если при контакте окислителя и топлива в жидком состоянии они воспламеняются (во всем диапазоне эксплуатационных давлений и температур).

Это свойство хорошо с точки зрения упрощения системы поджига, но очень плохо когда компоненты могут подтечь где-нибудь в другом месте, а не в форсуночной головке.

ОСТК: для самовоспламенния которых нужно принимать специальные меры.

Несамовоспламеняющиеся топлива требуют поджига-«классические» пары керосин+кислород и водород+кислород.

НТК: всё ясно без слов.Требуется либо катализатор, либо постоянный поджиг (или температура и/или давление и т.д.), либо третий компонент. Идеальны для «протечек» и транспортировки.

По количеству компонентов ЖРТ разделяют на 1 компонентные топлива и 2-х компонентные (иногда бывает еще и 3-й вспомогательный компонент). Трёх компонентные ХРТ в разработке. Как правило такие ЖРД наз многотопливными, но пока их не так уж и много.

В качестве однокомпонентных топлив используют вещества, которые разлагаются в КС или газогенераторе, в большинстве случаев каталитически. Они обладают умеренным Iуд. и больше всего используются либо в ЖРД малой тяги (ДУ ориентации и т.д.) либо для привода ТНА.

Walter HWK 109-507: преимущества в простоте конструкции ЖРД. Яркий пример такого топлива-перекись водорода.

Двухкомпонентные топлива состоят из окислителя и горючего.

ЖРД Bristol Siddeley BSSt.1 Stentor: двухкомпонентный ЖРД (H2O2+керосин).

Окислители.

Кислород.

• Химическая формула — О2 (американское обозначение LOX). Молекулярный вес — 32. Плотность — 1140 кг/м^3. Температура кипения — 90,16 К

Самый простой и давно используемый окислитель. Имеет приемлемую плотность. Используется практически со всеми горючим, при этом удельный импульс удовлетворяет большинство потребителей:

• LOX-керосин: 2930 м/с. LOX-НДМГ: 3040 м/с. LOX-H2: 3840 м/с

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.

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.

Трудно использовать в качестве охладителя.

Агрегат-заправщик РБ жидким кислородом снят с колес и установлен на фундаменте.

В перспективе рассматривается использования переохлажденного кислорода либо кислорода в шугообразной форме, т.е. взвеси твердого кислорода в жидком. Это необходимо для увеличения плотности.

Пример 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.

Озон-O3

• Молекулярный вес — 48. Плотность — 1700 кг/м^3. Температура кипения — 161,66 К

Одно время фигурировал как перспективный. Имеет более высокую плотность, температуру кипения и удельный импульс, чем O2. Но нестоек-может взорваться, более химически активен, т.е. агрессивен, токсичен.

Азотные окислители

Азотная кислота

• HNO3. Молекулярный вес — 63,016. Плотность — 1510 кг/м^3. Температура кипения — 359 К

Относится к долгохранимым компонентам. Довольно распространена на военных ЖРД. Исторически тоже начала использоваться как один из первых окислителей.
Освоена в производстве и дешева. Удельные импульсы:

• HNO3-НДМГ: 2795 м/с. HNO3-керосин: 2310 м/с

Недостатки: терпимая «гадость». Коррозионною активна. Удельный импульс недостаточно высок. В настоящее время в чистом виде почти не используется.

Азотный тетраоксид

• N2O4. Молекулярный вес — 92,016. Плотность — 1450 кг/м^3. Температура кипения — 294,36 К

Пришел на смену азотной кислоте в военных двигателях. Обладает саомовоспламеняемостью с гидразином, НДМГ. Низкокипящий компонент, но может долго хранится при принятии особых мер.
Удельные импульсы:

• N2O4-НДМГ: 2800 м/с. N2O4-керосин: 2710 м/с. N2O4-гидразин: 2860 м/с
  

Недостатки: такая же гадость, как и HNO3, 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 (Ее еще иногда наз. «красной дымящейся азотной кислотой»). Цифры обозначают процентное кол-во N2O4.

В целом можно сказать, что в основном эти окислители используются в ЖРД военного назначения и ЖРД КА в силу своей долгохранимости (это весьма важный фактор в этом случае) и самовоспламеняемости. Характерные горючие-НДМГ и гидразин.

Фтор-F2

• Молекулярный вес — 38. Плотность — 1510 кг/м^3. Температура кипения — 85,16 К.
  

Это прекрасный окислитель с точки зрения химии. Его можно даже использовать
для окисления кислорода или воды. Расчеты показывают, что максимальный теоретический Iуд можно получить на паре F2-Be (бериллий)-порядка 6000 м/с!

Чрезвычайно коррозионно активен, токсичен, склонен к взрывам при контакте с окисляющимися материалами. Криогенен. Любой продукт сгорания также имеет почти те же «грехи»: жутко коррозионны и токсичны. Для пары F2-H2 Iуд=4020 м/с!
Но представьте себе что останется от стартовой после запуска? Лужа? Н2+F=H2F2-фтороводород. Смешивается с водой в любом отношении с образованием фтороводородной (плавиковой) кислоты. А использованию его в ЖРД КА невозможно из-за сложностей хранения. Одно время к фтору относились как к перспективному веществу, но и в ХХI веке нет ни одного известного серийного фторного ЖРД. Уж больно неприятный он в обращении.

То же относится и к остальным жидким галогенам, например к хлору.

Фтороводородный ЖРД тягой 25 т для оснащения обеих ступеней ракетного ускорителя АКС «Спираль» предполагалось разработать в ОКБ-456 В.П.Глушко на базе отработанного ЖРД тягой 10 т на фтороаммиачном (F2+NH3) топливе.

Перекись водорода-H2O2.

• Молекулярный вес — 34,016. Плотность — 1440 кг/м^3. Температура разложения — 423 К

Перекись водорода для роскошных волос и еще 14 секретов применения.

И его используют (но редко) в качестве окислителя. Причина: на 1 молекулу кислорода образуется две молекулы воды+имеет низкий импульс. Нестоек, склонен к разложению, что при используемой концентрации (95%) приводит фактически к взрыву. Однако благодаря этому свойству активно используется как однокомпонентное топливо на КА (например на ИСЗ AST-1) или в качестве вспомогательного топлива для привода ТНА.

По большому счёту на этом список более-менее реальных окислителей исчерпывается. Акцентирую внимание на HClО4. Как самостоятельные окислители на основе хлорной кислоты представляют интерес только: моногидрат (Н2О+ClО4)-твёрдое кристаллическое вещество и дигидрат (2НО+НСlО4)-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. Можно их классифицировать и так:

В отличие от них горючих гораздо больше.

Горючие

В отличие от окислителей их можно разбить на несколько групп. Углеводородные горючие. Низкомолекулярные углеводороды. Водород. Гидразиновые топлива («вонючки»).

Группа углеводородов.

Керосин

• Условная формула C7,2107H13,2936. Молекулярный вес — 100 (усл.). Плотность — 834,7 кг/м^3. Температура кипения — 423-588 К

Керосин является на самом деле смесью из различных углеводородов, поэтому появляются страшные дроби (в хим формуле) и «размазанная» температура кипения.

Удобное высококипящее горючее. Используется давно и успешно в советских двигателях и в авиации.Именно на нем до сих пор летают «Союзы». Малотоксичен (пить настоятельно не рекомендую), стабилен. И всё же керосин излишне токсичен. А ведь находятся люди, которые им что только ни лечат! Минздрав против!

Он так же требует осторожности в обращении: авария пассажирского самолёта 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. Именно с целью повышения плотности были разработаны синтин (СССР) и RJ-5 (США).

Синтез синтина. Имеет склонность к отложению смолистых осадков в магистралях и тракте охлаждения, что в последнем случае не лучшим образом сказывается на охлаждении. Удельный импульс мог бы быть и повыше. Керосиновые двигатели наиболее освоены в СССР.

Надо отметить, что в последнее время более корректным названием для горючих на основе керосина становится УВГ-«углеводородное горючее», т.к. от керосина, который жгли наши бабушки в лампах он ушел весьма далеко. Нафтил-как пример.

Низкомолекулярные углеводороды

Метан-CH4

• Молекулярный вес — 16,043. Плотность — 420 кг/м^3. Температура кипения — 112 К

Рассматривается как перспективное топливо, в особенности в последнее время, как альтернатива керосину и водороду. Недорог, распространен, устойчив, малотоксичен. По сравнению с водородом имеет более высокую температуру кипения, а удельный импульс в паре с кислородом выше, чем у керосина: ок. 3234 м/с на земле и ок. 3500 м/с в пустоте. 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. Вероятно это наиболее перспективное горючее. В последнее время идут активные 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 РД-0120). Или-Raptor:

К этой же группе можно отнести пропан и природный газ. Основные их характеристики как горючих близки (за исключением большей плотности и более высокой температуры кипения), как и проблемы их использования.

Особняком среди горючих стоит —Водород-H2 (LH2-американское обозначение). Про: углерод, алюминий, берилий, магний, марганец-отдельная тема.

• Молекулярный вес — 2,016. Плотность — 71 кг/м^3. Температура кипения — 20,46 К

Использование пары LOX-LH2 предложено еще Циолковским. С точки зрения термодинамики 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 турбины. 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». Высокий удельный импульс-в паре с кислородом 3840 м/с. (Из реально используемых это самый высокий показатель). Эти факторы обуславливают пристальный интерес к этому горючему. Экологически чист в паре с экологически чистыми окислителями. Распространен, практически неограниченные запасы. Освоен в производстве. етоксичен. Однако есть очень много ложек дегтя в этой бочке мёда.

1. Чрезвычайно низкая плотность. Все видели огромные водородные баки Энергии и Шаттла. Из-за низкой плотности применим на верхних ступенях РН. Кроме того низкая плотность ставит непростую задачу для насосов — как правило 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 насосы сразу за заборным устройством в баках дабы облегчить жизнь основному ТНА. Насосы водорода для оптимальных режимов требуют также очень высокой частоты вращения.

2. Низкая температура. Перед заправкой необходимо проводить многочасовое захолаживание баков и всего тракта. Я, кстати, видел результаты цифрового моделирования подачи водорода в «теплый» бак. Весьма мучительное занятие — он то начинает заполнять, то испаряется и выталкивает все обратно. Также низкая температура кипения затрудняет хранение.

3. Жидкий водород обладает некоторыми свойствами газа-жидкость сжимаема. Это накладывает дополнительные трудности в проектировании магистралей, циклограммы работы, и особенно насосов.

4. Из-за своего малого молекулярного веса очень проницаем. Это означает, что герметизировать полости с водородом довольно трудно. Ну что, скажете вы, неразъемные соединения можно загерметизировать. Но дело даже не в соединениях трубопроводов. Проблема в том, что на ТНА все щели не замажешь герметиком — там применяются неконтактные уплотнения, особенно на высокооборотных ТНА. И тут эта проблема в купе с огнеопасностью смеси с кислородом встает довольно остро.

5. Большинство металлов имеют свойство поглощать водород — т.н. процесс наводораживания. При этом металл охрупчается, т.е. его св-ва как КМ ухудшаются (а тут еще и низкая температура). Поэтому зачастую поверхности, контактирующие с водородом защищают покрытием, как правило серебром. Это естественно не лучшим образом сказывается на технологичности и стоимости двигателя.

6. Пожароопастность и взрывоопасность. No comments.

Т.о. водород и привлекателен, и неприятен. Первый закон диалектики: «Единство и борьба противоположностей» /Georg Wilhelm Friedrich Hegel/ Конструкторам хочется выжать из него все-использовать и как рабочее тело турбины, и как охладитель, поэтому как правило конструкции водородников получаются довольно монстроидальными (позже сравню простоту РД-253 и «сумасшедший дом» в лице SSME). Наиболее освоены водородные двигатели в США. Мы на 3-4 месте сейчас, после Европы, Японии и Китая.

Гидразиновые топлива («вонючки»)

Гидразин-N2H4

• Молекулярный вес — 32,048. Плотность — 1010 кг/м^3. Температура кипения — 386,66 К

Довольно распространенное топливо. Долгохраним, и в этом его главное достоинство. Широко используется в ДУ КА и МБР, т.е. там, где долгохранимость имеет критическое значение. Имеет неплохой импульс с высококипящими окислителями-с азотным тетраоксидом 2860 м/с. Освоен в производстве.
Недостатки: токсичен. Вонюч. Пары гидразина при адиабатном сжатии взрываются.Склонен к разложению, что однако позволяет его использовать как монотопливо для ЖРДМТ. В силу освоенности производства более распространен в США.

Несимметричный диметилгидразин (НДМГ)-H2N-N(CH3)2

• Молекулярный вес — 60,102. Плотность — 785 кг/м^3. Температура кипения — 336 К

Широко используется на военных двигателях в следствие своей долгохранимости. Имеет более высокий импульс по сравнению с гидразином — с N2O4 3115 м/с на земле и 3291 м/с пустотный. Самовоспламенятся с азотными окислителями. Освоен в производстве в СССР. Любимое топливо В.П.Глушко. Не любимое топливо моего ОЗК.

Могу написать целую статью про его гадкие свойства (на основе эксплуатации ЗРК С-200). Используется как правило с азотными окислителями в ЖРД МБР и КА. Недостатки: крайне токсичен.Такая же «вонючка». На порядок дороже керосина.

Гидразин чрезвычайно ядовит

Плотность и удельный импульс с основными окислителями ниже керосина с теми же окислителями. Для повышения плотности часто используют в смеси с гидразином-т.н. аэрозин-50, где 50-это процентное соотношение НДМГ.В силу освоенности производства более распространен в СССР.

По поводу гидразиновых топлив. «Забыты» монометилгидразин, метилгидразин 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).

В последнее время в связи с переходом военных на использование РДТТ, как более удобных в эксплуатации, значение этих топлив снизилось. Их «экологическая» ниша в космонавтике сужается до использования в ДУ КА, где долгохранимость является одним из важных требований.

Итог: рассмотрены основные используемые топлива. Наиболее распространенными парами на настоящий момент являются:

1. Керосин (УВГ)-кислород.
2. Водород-кислород.
3. N2O4 — НДМГ (гидразин, аэрозин).
4. Кислород — НДМГ (гидразин, аэрозин).

Каковы перспективы дальнейшего развития в этой области? Вероятно выгоднее доводить ЖРД на уже освоенных топливах, чем начинать НИОКР в области новых топлив, особенно сильно экзотических, как например фтор или пентаборан (сильно токсичен, самовоспламеняется на воздухе и пр. Повышением конструктивного совершенства можно пока добиться неплохих, а главное быстрых результатов. Например керосин-кислородные движки: РД-107 Iуд.з= 2450 м/с, а у РД-170 Iуд.з= 3028 м/с.

Это при одинаковом топливе! Улучшение импульса на 600 м/с добились за счет более совершенной схемы и конструкции. Есть еще резервы у химии! Использование же многих экзотических топлив сопряжено со многими сложными, а иногда и нерешаемыми проблемами. Например как в 60-х, так и в 80-х, да и сейчас фтор остается в качестве «перспективных» окислителей (так сказать «в вечных женихах»).

Т.е. на протяжении 30 лет к нему не подступится, в первую очередь из-за токсичности продуктов сгорания. Активно начинают «щупать» прежде всего метан. Ведь особых эксплуатационных трудностей он не вызывает, позволяет неплохо поднять давление в камере (до 40 МПа по нек-м источникам) и получить хорошие характеристики. То же самое можно сказать в отношении пропана и природного газа. Еще одним интересным направлением в сторону усовершенствования топлив является металлизация горючих: в горючее добавляются частицы металла-алюминия, бериллия и т.п. Проблемы в данном случае следующие: подача такого топлива, его распыл и двухфазность течения продуктов сгорания. Дальше теории и возможно экспериментов дело пока похоже не пошло.

Использование эффекта свободных радикалов- хорошая персепектива. Детонационное горение- возможность для рывка. Кроме использования новых топлив усовершенствуют уже распространенные в направлении повышения плотности. Для криогенных топлив пробуют использования шуги, т.е. взвеси твердых частиц компонента в жидкой фазе.

Другой метод-переохлаждение криогенных компонентов, использование их при температуре значительно ниже Ткип. Это позволяет повысить их плотность. Я знаю, что с кислородом в СССР это неплохо получается. Керосин тоже активно стараются улучшить в сторону повышения плотности и стабильности-синтин и RJ-5 тому пример.

Все домашние (гаражные) манипуляции с такими химическими компонентами чрезвычайно опасны и к местам их разлива без ОЗК и противогаза-ЛУЧШЕ не подходить:
Звонить в МЧС. Всё профессионально подберут.

Ракетное топливо

Если по -простому, то отличие ракетного топлива от автомобильного в том, что автомобили используют обычный воздух, смешанный с кислородом, для сжигания топлива, а ракеты используют только кислород в качестве окислителя.

• обеспечивает отрыв массы от стартового ствола;
• реактивную тягу для движения ракеты в заданном направлении;
• ускорение.

• самый легкодоступный элемент на Земле, а его запасы почти неограничены;
• водород можно легко получить простым электролизом воды;
• это также чистый источник энергии, свободный от загрязняющих веществ после сгорания. После сгорания остается вода;
• с развитием науки и техники постепенно преодолеваются различные сложные технические проблемы.

• в США и Японии предпочитают использовать жидкий водород;
• И. Маск рекомендует сжиженный метан:
  • он поведал об этом в плане полетов на Марс SpaceX,
  • в планах использовать ресурсы, которыми изобилует Марс, для производства метанового газа, его сжижения и использования в качестве ракетного топлива,
  • он уже разработал двигатель и провел испытания горения;

  Отличие ракетного топлива от автомобильного в том, что автомобили используют обычный воздух, смешанный с кислородом, для сжигания топлива, а ракеты используют только кислород в качестве окислителя.

  Ракетное топливо

  Химикат или смесь, используемые в качестве топлива для ракетного двигателя A Delta IV Heavy во время взлета. Ракета полностью заправляется жидким водородом и жидким кислородом криогенным топливом.

  Ракетное топливо — это реакционная масса ракеты .. Эта реакционная масса выбрасывается с наивысшей достижимой скоростью из ракетного двигателя для создания тяги. Требуемая энергия может поступать либо от самого топлива, как в химической ракете, либо от внешнего источника, как в ионных двигателях.

  Содержание

  • 1 Обзор
    • 1.1 Ракета стадии
    • 2.1 Преимущества твердого топлива
    • 2.2 Недостатки твердого топлива
    • 2.3 История твердого топлива
    • 3.1 Преимущества жидкого топлива
    • 3.2 Недостатки жидкого топлива
    • 3.3 Текущие криогенные виды топлива
    • 3.4 Текущие типы топлива
    • 3.5 Соотношение смеси
    • 3.6 Плотность топлива
    • 4.1 Гибридные топлива
    • 4.2 Газообразные топливо
    • 5.1 Ионный двигатель
    • 5.2 Тепловые ракеты
    • 5.3 Сжатый газ

    Обзор

    Ракеты создают тягу, выбрасывая массу назад с высокой скоростью. Создаваемая тяга может быть рассчитана путем умножения массового расхода порохов на их скорость истечения относительно ракеты (удельный импульс ). Ракету можно представить как ускоряющуюся за счет давления горючих газов на камеру сгорания и сопло, а не за счет «толчка» воздуха позади или под ним. Ракетные двигатели лучше всего работают в космическом пространстве из-за отсутствия давления воздуха снаружи двигателя. В космосе также можно установить более длинное сопло, не страдая от разделения потока.

    Большинство химических пропеллентов выделяют энергию за счет окислительно-восстановительной химии, более конкретно горения. По существу, в смеси должны присутствовать как окислитель, так и восстанавливающий агент (топливо). Разложение, такое как разложение очень нестабильных пероксидных связей в ракетах с монотопливом, также может быть источником энергии.

    В случае двухкомпонентных ракет жидких ракет смесь восстанавливающего топлива и окисляющего окислителя вводится в камеру сгорания , обычно с использованием турбонасоса Преодолеть напор. Когда происходит горение, жидкое топливо масса преобразуется в огромный объем газа при высокой температуре и давлении. Этот выхлопной поток выбрасывается из сопла двигателя с высокой скоростью, создавая противодействующую силу, которая толкает ракету вперед в соответствии с законами движения Ньютона..

    Химические ракеты можно сгруппировать по фазам. Твердые ракеты используют топливо в твердой фазе, ракеты на жидком топливе используют пропеллент в жидкой фазе, ракеты на газовом топливе используют пропеллент в газовой фазе и гибридные ракеты используют комбинацию твердого и жидкого или газообразного топлива.

    В случае твердотопливных ракетных двигателей топливо и окислитель объединяются, когда двигатель отлит. Сгорание топлива происходит внутри кожуха двигателя, который должен выдерживать создаваемое давление. Твердотельные ракеты обычно имеют более высокую тягу, менее удельный импульс, более короткое время горения и большую массу, чем жидкие ракеты, и, кроме того, не могут быть остановлены после зажигания.

    Ступени ракеты

    В космосе максимальное изменение скорости, которое ступень ракеты может передать своей полезной нагрузке, в первую очередь зависит от ее отношения масс и скорость его истечения. Эта взаимосвязь описывается уравнением ракеты. Скорость истечения зависит от используемого топлива и двигателя и тесно связана с удельным импульсом, полной энергией, доставленной ракетному транспортному средству на единицу потребляемой массы топлива. На массовое соотношение также может влиять выбор данного пороха.

    В ступенях ракет, которые летают в атмосфере, обычно используются менее эффективные, высокомолекулярные и высокоплотные порохы из-за того, что требуются меньшие и более легкие резервуары. Верхние ступени, которые в основном или только работают в космическом вакууме, как правило, используют высокоэнергетическое, высокоэффективное жидкое водородное топливо с низкой плотностью.

    Твердое химическое ракетное топливо

    Твердое топливо бывает двух основных типов. «Композиты» состоят в основном из смеси гранул твердого окислителя, такого как нитрат аммония, динитрамид аммония, перхлорат аммония или нитрат калия. в полимерном связующем с хлопьями или порошками энергетических топливных соединений (примеры: RDX, HMX, алюминий, бериллий). Также могут быть добавлены пластификаторы, стабилизаторы и / или модификаторы скорости горения (оксид железа, оксид меди).

    Одно-, двух- или трехосновные (в зависимости от количества основных ингредиентов) представляют собой гомогенные смеси от одного до трех основных ингредиентов. Эти основные ингредиенты должны включать топливо и окислитель, а также часто включают связующие и пластификаторы. Все компоненты макроскопически неразличимы и часто смешиваются как жидкости и отверждаются за один раз. Ингредиенты часто могут иметь несколько ролей. Например, гексоген является одновременно топливом и окислителем, а нитроцеллюлоза — топливом, окислителем и структурным полимером.

    Еще больше усложняя категоризацию, существует множество ракетных топлив, которые содержат элементы двухосновных и составных ракетных топлив, которые часто содержат некоторое количество энергетических добавок, гомогенно смешанных со связующим. В случае пороха (прессованный композит без полимерного связующего) топливом является древесный уголь, окислителем является нитрат калия, а сера служит катализатором реакции, а также расходуется с образованием различных продуктов реакции, таких как сульфид калия..

    Новейшие нитраминовые твердые топлива на основе CL-20 (HNIW) могут соответствовать характеристикам хранимых жидких ракетных топлив в NTO / UDMH, но не могут быть дросселированы или перезапущены.

    Преимущества твердотопливных ракет

    Твердотопливные ракеты намного проще хранить и обращаться с ними, чем жидкостные. Высокая плотность пороха делает его компактным. Эти особенности, а также простота и низкая стоимость делают твердотопливные ракеты идеальными для использования в военных целях.

    Их простота также делает твердотопливные ракеты хорошим выбором, когда требуется большая тяга, а стоимость является проблемой. По этой причине в Space Shuttle и многих других орбитальных ракетах-носителях на ступенях разгона используются твердотопливные ракеты (твердотопливные ракетные ускорители ).

    Недостатки твердого топлива

    Ракеты на твердом топливе имеют более низкий удельный импульс, показатель эффективности топлива, чем ракеты на жидком топливе. В результате общая производительность твердых верхних ступеней ниже, чем жидких ступеней, даже несмотря на то, что массовое соотношение твердых веществ обычно находится в диапазоне от 0,91 до 0,93, что является таким же хорошим или лучше, чем у большинства верхних ступеней жидкого ракетного топлива. Высокие соотношения масс, возможные с этими несегментированными твердыми верхними ступенями, являются результатом высокой плотности топлива и очень высокого отношения прочности к массе корпуса двигателя с нитевидной намоткой.

    Недостатком твердых ракет является то, что они не могут дросселироваться в реальном времени, хотя запрограммированный график тяги может быть создан путем регулировки внутренней геометрии метательного заряда. Твердые ракеты могут вентилироваться для тушения возгорания или реверсивной тяги в качестве средства контроля дальности или разделения боеголовок. Литье большого количества топлива требует согласованности и повторяемости, чтобы избежать трещин и пустот в законченном двигателе. Смешивание и разливка происходят под управлением компьютера в вакууме, а смесь пропеллента распределяется тонким слоем и сканируется, чтобы гарантировать, что в двигатель не попадут большие пузырьки газа.

    Ракеты на твердом топливе не терпят трещин и пустот и требуют последующей обработки, такой как рентгеновское сканирование, для выявления неисправностей. Процесс сгорания зависит от площади поверхности топлива. Пустоты и трещины представляют собой локальные увеличения площади поверхности горения, увеличивая локальную температуру, что увеличивает локальную скорость горения. Этот контур положительной обратной связи может легко привести к катастрофическому отказу корпуса или форсунки.

    История твердотопливного топлива

    Ракетное твердое топливо было впервые разработано в 13 веке при китайской династии Сун. Китайцы Сун впервые использовали порох в 1232 году во время военной осады Кайфэна.

    . В 1950-х и 60-х годах исследователи в Соединенных Штатах разработали составное топливо на основе перхлората аммония (APCP).. Эта смесь обычно представляет собой 69-70% тонкоизмельченного перхлората аммония (окислитель) в сочетании с 16-20% мелкодисперсного алюминиевого порошка (топливо), удерживаемых вместе в основе 11 -14% полибутадиенакрилонитрил (PBAN) или полибутадиен с концевыми гидроксильными группами (полибутадиеновое каучуковое топливо). Смесь образуется в виде загустевшей жидкости, затем отливается в правильную форму и отверждается в твердое, но гибкое твердое тело, несущее нагрузку. Исторически количество твердого топлива APCP относительно невелико. Военные, однако, используют большое количество различных типов твердого топлива, некоторые из которых превосходят характеристики APCP. Сравнение самых высоких удельных импульсов, достигаемых с помощью различных комбинаций твердого и жидкого топлива, используемых в современных ракетах-носителях, дается в статье о твердотопливных ракетах.

    В 1970-х и 1980-х годах США полностью перешли на твердотопливные ракеты. заправляемые МБР: LGM-30 Minuteman и LG-118A Peacekeeper (MX). В 1980-х и 1990-х годах СССР / Россия также развернули твердотопливные МБР (РТ-23, РТ-2ПМ и РТ-2UTTH ), но сохраняет две МБР на жидком топливе (Р-36 и УР-100Н ). Все твердотопливные межконтинентальные баллистические ракеты с обеих сторон имели три начальных сплошных ступени, а МБР с несколькими независимо наведенными боеголовками имели точную маневренную шину, используемую для точной настройки траектории возвращающихся машин.

    Жидкое химическое ракетное топливо

    Основными типами жидкого ракетного топлива являются запасаемые топлива, которые, как правило, являются гиперголическим и криогенным ракетным топливом.

    Преимущества жидкого ракетного топлива

    Жидкостные ракеты имеют более высокий удельный импульс, чем твердотопливные ракеты, и их можно дросселировать, останавливать и перезапускать. Только камера сгорания ракеты на жидком топливе должна выдерживать высокие давления и температуры сгорания. Охлаждение может осуществляться регенеративным способом с помощью жидкого топлива. На транспортных средствах, использующих турбонасосы, топливные баки находятся под более низким давлением, чем камера сгорания, что снижает массу бака. По этим причинам в большинстве орбитальных ракет-носителей используется жидкое топливо.

    Основное преимущество жидкого топлива в удельном импульсе связано с наличием высокоэффективных окислителей. Доступно несколько практических жидких окислителей (жидкий кислород, тетроксид диазота и пероксид водорода ), которые имеют лучший удельный импульс, чем перхлорат аммония используется в большинстве твердотопливных ракет в сочетании с подходящим топливом.

    Некоторые газы, особенно кислород и азот, могут быть собраны из верхних слоев атмосферы и перемещены на низкую околоземную орбиту для использования в хранилищах ракетного топлива при существенно сниженной стоимости.

    Недостатки жидкого топлива

    Основные трудности с жидким ракетным топливом также связаны с окислителями. Хранящиеся окислители, такие как азотная кислота и четырехокись азота, как правило, чрезвычайно токсичны и обладают высокой реакционной способностью, в то время как криогенные пропелленты по определению должны храниться при низкой температуре и также могут иметь реактивность / токсичность. вопросы. Жидкий кислород (LOX) — единственный криогенный окислитель, который используется в полете — другие, такие как FLOX, смесь фтора / LOX, никогда не использовались из-за нестабильности, токсичности и взрывоопасности. Было предложено несколько других нестабильных, энергичных и токсичных окислителей: жидкий озон (O3), ClF 3 и ClF 5.

    Ракеты на жидком топливе требуют потенциально проблемных клапанов, уплотнений, и турбонасосы, увеличивающие стоимость ракеты. Турбонасосы вызывают особые хлопоты из-за высоких требований к производительности.

    Современные криогенные типы

    (LOX) и высокоочищенный керосин (RP-1 ). Используется на первых ступенях кораблей Atlas V, Falcon 9, Falcon Heavy, Союз, Зенит, и развивающие ракеты, такие как Ангара и Long March 6. Эта комбинация широко считается наиболее практичной для ускорителей, которые взлетают с уровня земли и поэтому должны работать при полном атмосферном давлении.
    • LOX и жидкий водород. Используется на разгонном блоке Centaur, ракете Delta IV, ракете H-IIA, большинстве ступеней европейской Ariane 5, а также активную зону и верхние ступени системы космического запуска Space Launch System.
    • LOX и жидкий метан (из Liquefied natural gas ) планируется использовать на нескольких разрабатываемые ракеты, в том числе Vulcan, New Glenn и SpaceX Starship.

    Текущие хранимые типы

    (N2O4) и гидразин (N2H4), MMH или UDMH. Используется в военных, орбитальных ракетах и ​​ракетах для дальнего космоса, поскольку обе жидкости можно хранить в течение длительного времени при разумных температурах и давлении. N 2O4/ НДМГ является основным топливом для ракеты Протон, более старых ракет Long March (LM 1-4), PSLV, Фрегат, и Бриз-М разгонные блоки. Эта комбинация гиперголична, что обеспечивает привлекательно простые последовательности зажигания. Основное неудобство заключается в том, что эти пропелленты очень токсичны и требуют осторожного обращения. , такие как перекись водорода, гидразин и закись азота в основном используются для управления ориентацией и космических кораблей для удержания станции, где их долговременная сохранность, простота использования и способность обеспечивать необходимые крошечные импульсы перевешивают их более низкий удельный импульс по сравнению с двухкомпонентные топлива. Перекись водорода также используется для привода турбонасосов на первой ступени ракеты-носителя «Союз».

    Соотношение смеси

    Теоретическая скорость истечения данного химического состава топлива пропорциональна энергии, выделяемой на единицу массы топлива. (удельная энергия). В химических ракетах несгоревшее топливо или окислитель представляет собой потерю химической потенциальной энергии, что снижает удельную энергию. Однако большинство ракет работают на богатых топливом смесях, что приводит к более низким теоретическим скоростям выхлопа.

    Однако богатые топливом смеси также имеют более низкую молекулярную массу выхлопных газов. Сопло ракеты преобразует тепловую энергию пороха в направленную кинетическую энергию. Это преобразование происходит за время, необходимое для вытекания топлива из камеры сгорания через горловину двигателя и из сопла, обычно порядка одной миллисекунды. Молекулы накапливают тепловую энергию во вращении, вибрации и поступательном движении, из которых только последнее можно легко использовать для добавления энергии в ступень ракеты. Молекулы с меньшим количеством атомов (например, CO и H 2) имеют меньше доступных колебательных и вращательных мод, чем молекулы с большим количеством атомов (например, CO 2 и H 2 O). Следовательно, молекулы меньшего размера накапливают меньше энергии колебаний и вращения для заданного количества подводимого тепла, в результате чего больше энергии трансляции становится доступной для преобразования в кинетическую энергию. Полученное в результате повышение эффективности сопла достаточно велико, чтобы настоящие ракетные двигатели улучшали свою фактическую скорость выхлопа за счет работы на богатых смесях с несколько более низкими теоретическими скоростями выхлопа.

    Влияние молекулярной массы выхлопных газов на эффективность сопла наиболее важно для работы сопел. около уровня моря. Ракеты с высокой степенью расширения, работающие в вакууме, дают гораздо меньший эффект, и поэтому они работают менее богато.

    Ракеты LOX / углеводороды работают с небольшим обогащением (массовое отношение O / F равно 3, а не стехиометрическое от 3,4 до 4), потому что выделение энергии на единицу массы быстро падает по мере того, как соотношение смеси отклоняется от стехиометрического. Ракеты LOX / LH 2 работают очень богато (соотношение масс O / F равно 4, а не стехиометрическому 8), потому что водород настолько легкий, что выделение энергии на единицу массы топлива очень медленно падает с дополнительным водородом. Фактически, ракеты LOX / LH 2 обычно ограничены в том, насколько богатыми они управляют, из-за снижения производительности массы дополнительного резервуара водорода вместо основного химического состава.

    Еще одна причина для запуска. богатство тем, что нестехиометрические смеси горят холоднее, чем стехиометрические, что облегчает охлаждение двигателя. Поскольку продукты сгорания, богатые топливом, менее химически реактивны (коррозионно ), чем продукты сгорания, богатые окислителем, подавляющее большинство ракетных двигателей предназначены для работы с высоким содержанием топлива. Существует по крайней мере одно исключение: российская горелка РД-180, которая сжигает LOX и RP-1 в соотношении 2,72.

    Кроме того, соотношение смесей может быть динамическим во время запуска. Это может быть использовано с конструкциями, которые регулируют отношение окислителя к топливу (вместе с общей тягой) на протяжении всего полета, чтобы максимизировать общие характеристики системы. Например, во время отрыва тяга более ценна, чем удельный импульс, и тщательная регулировка отношения O / F может позволить более высокие уровни тяги. Как только ракета находится далеко от стартовой площадки, соотношение мощности двигателя и мощности можно настроить для повышения эффективности.

    Плотность топлива

    Хотя жидкий водород дает высокий I sp, его низкая плотность является недостатком: водород занимает примерно в 7 раз больше объема на килограмм, чем плотное топливо, такое как керосин.. Топливный бак, водопровод и насос должны быть соответственно больше. Это увеличивает сухую массу автомобиля, снижая производительность. Жидкий водород также относительно дорог в производстве и хранении и вызывает трудности при проектировании, производстве и эксплуатации автомобиля. Однако жидкий водород очень хорошо подходит для использования на верхней ступени, где I sp имеет большое значение, а соотношение тяги к массе менее актуально.

    Ракеты-носители с плотным ракетным топливом имеют более высокую взлетную массу из-за более низкого I sp, но могут легче развивать высокие взлетные тяги из-за уменьшенного объема компонентов двигателя. Это означает, что транспортные средства с ступенями ускорителя на плотном топливе раньше выходят на орбиту, что сводит к минимуму потери из-за сопротивления силы тяжести и снижает эффективное требование delta-v.

    Предлагаемая трехкомпонентная ракета использует в основном плотное топливо на малой высоте и переключается на водород на большей высоте. Исследования 1960-х годов предложили одноступенчатые летательные аппараты для орбиты с использованием этого метода. Спейс Шаттл приблизился к этому, используя плотные твердотопливные ракетные ускорители для большей части тяги в течение первых 120 секунд. Главные двигатели сжигали богатую топливом смесь водорода и кислорода, работая непрерывно на протяжении всего запуска, но обеспечивая большую часть тяги на больших высотах после сгорания SRB.

    Другие химические пропелленты

    Гибридные пропелленты

    Гибридные пропелленты: хранимый окислитель, используемый с твердым топливом, который сохраняет большинство достоинств как жидкостей (высокий ISP), так и твердых веществ (простота).

    A гибридная ракета обычно имеет твердое топливо и жидкий окислитель или NEMA. Жидкий окислитель может дать возможность дросселировать и перезапускать двигатель, как в ракете на жидком топливе. Гибридные ракеты также могут быть экологически безопаснее, чем твердотопливные ракеты, поскольку некоторые высокоэффективные твердофазные окислители содержат хлор (в частности, композиты с перхлоратом аммония) по сравнению с более мягким жидким кислородом или закисью азота, часто используемыми в гибридах. Это верно только для конкретных гибридных систем. Были гибриды, в которых в качестве окислителей использовались соединения хлора или фтора, а также опасные материалы, такие как соединения бериллия, смешанные с зерном твердого топлива. Поскольку только одна составляющая является жидкостью, гибриды могут быть проще, чем жидкие ракеты, в зависимости от движущей силы, используемой для транспортировки жидкости в камеру сгорания. Меньшее количество жидкостей обычно означает меньшее количество трубопроводных систем, клапанов и насосов меньшего размера (если они используются).

    Гибридные двигатели имеют два основных недостатка. Первое, что характерно для твердотопливных ракетных двигателей, заключается в том, что кожух вокруг топливного зерна должен быть сконструирован таким образом, чтобы выдерживать полное давление сгорания и часто также экстремальные температуры. Однако современные композитные конструкции хорошо справляются с этой проблемой, и при использовании закиси азота и твердого каучукового ракетного топлива (HTPB) в любом случае требуется относительно небольшой процент топлива, поэтому камера сгорания не особенно велика.

    Основная оставшаяся трудность с гибридами заключается в смешивании пропеллентов в процессе сгорания. В твердом топливе окислитель и топливо смешиваются на заводе в тщательно контролируемых условиях. Жидкое топливо обычно смешивается с помощью инжектора в верхней части камеры сгорания, который направляет множество небольших быстро движущихся потоков топлива и окислителя друг в друга. Конструкция форсунок жидкостных ракетных двигателей была тщательно изучена и до сих пор не поддается надежному прогнозированию. В гибридном двигателе смешивание происходит на поверхности плавления или испарения топлива. Процесс перемешивания плохо контролируется, и, как правило, довольно много топлива остается несгоревшим, что ограничивает эффективность двигателя. Скорость сгорания топлива в значительной степени определяется потоком окислителя и открытой площадью поверхности топлива. Эта скорость сгорания обычно недостаточна для операций с высокой мощностью, таких как ступени наддува, если только площадь поверхности или поток окислителя не высоки. Слишком высокий поток окислителя может привести к затоплению и потере пламени, что локально тушит горение. Площадь поверхности может быть увеличена, обычно за счет более длинных зерен или нескольких отверстий, но это может увеличить размер камеры сгорания, снизить прочность зерна и / или уменьшить объемную нагрузку. Кроме того, по мере продолжения горения отверстие в центре зерна («порт») расширяется, и соотношение в смеси имеет тенденцию становиться более богатым окислителем.

    Гибридные двигатели разрабатывались гораздо меньше, чем твердотопливные и жидкостные. Для использования в военных целях, простота обращения и обслуживания привела к использованию твердотопливных ракет. Для орбитальной работы жидкое топливо более эффективно, чем гибриды, и большая часть разработок сосредоточена именно там. В последнее время наблюдается активизация разработки гибридных двигателей для невоенной суборбитальной работы:

    • Несколько университетов недавно провели эксперименты с гибридными ракетами. Университет Бригама Янга, Университет штата Юта и Университет штата Юта в 1995 году запустили спроектированную студентом ракету под названием Unity IV, которая сжигала твердое топливо гидрокси. -терминированный полибутадиен (HTPB) с окислителем газообразного кислорода, а в 2003 году был запущен более крупный вариант, который сжигал HTPB с закисью азота. Стэнфордский университет исследует гибридные двигатели на основе закиси азота / парафина. Калифорнийский университет в Лос-Анджелесе запускал гибридные ракеты через группу студентов бакалавриата с 2009 года с использованием HTPB.
    • Рочестерский технологический институт строил гибридную ракету HTPB для запуска небольших полезных нагрузок в космос и на несколько околоземных объектов. объекты. Его первый запуск состоялся летом 2007 года. , первый частный пилотируемый космический корабль, был оснащен гибридной ракетой, сжигающей HTPB с закисью азота: RocketMotorOne. Гибридный ракетный двигатель был изготовлен SpaceDev. Компания SpaceDev частично основывала свои двигатели на экспериментальных данных, собранных в результате испытаний двигателей AMROC (American Rocket Company) на испытательном стенде E1 космического центра Стеннис НАСА.

    Газообразное топливо

    GOX (газообразный кислород) использовалось в качестве окислителя для системы орбитального маневрирования программы «Буран».

    Инертное топливо

    Некоторые конструкции ракет передают энергию своему топливу с помощью внешних источников энергии. Например, водные ракеты используют сжатый газ, обычно воздух, для вытеснения реакционной массы воды из ракеты.

    Ионный двигатель

    Ионный двигатель ионизирует нейтральный газ и создает тягу, ускоряя ионы (или плазму) электрическими и / или магнитными полями.

    Тепловые ракеты

    Тепловые ракеты используют инертные топлива с низким молекулярным весом, которые химически совместимы с механизмом нагрева при высоких температурах. Солнечные тепловые ракеты и ядерные тепловые ракеты обычно предлагают использовать жидкий водород для удельного импульса около 600–900 секунд или, в некоторых случаях, воды, которая истощается. в виде пара на удельный импульс около 190 секунд. Ядерные тепловые ракеты используют тепло ядерного деления для добавления энергии к топливу. Некоторые конструкции разделяют ядерное топливо и рабочую жидкость, сводя к минимуму возможность радиоактивного загрязнения, но потеря ядерного топлива была постоянной проблемой во время реальных программ испытаний. Солнечные тепловые ракеты используют концентрированный солнечный свет для нагрева топлива, а не ядерный реактор.

    Сжатый газ

    Для применений с низкой производительностью, таких как реактивные двигатели, использовались сжатые инертные газы, такие как азот. Энергия хранится в давлении инертного газа. Однако из-за низкой плотности всех используемых газов и большой массы резервуара высокого давления, необходимого для его содержания, сжатые газы практически не используются.

    Ядерная плазма

    В проекте Орион и других ядерных импульсных двигателях ракетным топливом будут плазменные осколки от серии ядерных взрывы.

    Похожие публикации:

    1. 4ukey как разблокировать андроид
    2. Oppo reno 7 когда выйдет в россии
    3. Режим rgb в телевизоре что это
    4. Что такое икб в банке