Жидкое ракетное топливо

Виды ракетного топлива военного назначения

Исторический экскурс

Ракетное топливо содержит в своем составе горючее и окислитель и, в отличие от реактивного топлива, не нуждается во внешнем компоненте: воздухе или воде. Ракетные топлива по своему агрегатному состоянию делятся на жидкие, твердые и гибридные. Жидкие топлива подразделяются на криогенные (с температурой кипения компонентов ниже нуля градусов по Цельсию) и высококипящие (остальные). Твердые топлива состоят из химического соединения, твердого раствора или пластифицированной смеси компонентов. Гибридные топлива состоят из компонентов в разном агрегатном состоянии, на данный момент находятся в стадии исследований.

Исторически первым ракетным топливом послужил дымный порох, состоящий из смеси селитры (окислителя), древесного угля (горючего) и серы (связующего), который впервые был использован в китайских ракетах во 2 веке н.э. Боеприпасы с ракетным двигателем твердого топлива (РДТТ) применялись в военном деле как зажигательное и сигнальное средство.

После изобретения в конце XIX века бездымного пороха на его основе было разработано однокомпонентное баллиститное топливо, состоящее из твердого раствора нитроцеллюлозы (горючего) в нитроглицерине (окислителе). Баллиститное топливо обладает кратно большей энергетикой по сравнению с дымным порохом, имеет высокую механическую прочность, хорошо формуется, длительно сохраняет химическую стабильность при хранении, обладает низкой себестоимостью. Эти качества предопределили широкое использование баллиститного топлива в наиболее массовых боеприпасах, оснащенных РДТТ – реактивных снарядах и гранатах.

Развитие в первой половине ХХ века таких научных дисциплин, как газодинамика, физика горения и химия высокоэнергетических соединений позволило расширить состав ракетных топлив за счет применения жидких компонентов. Первая боевая ракета с жидкостным ракетным двигателем (ЖРД) «Фау-2» использовала криогенный окислитель – жидкий кислород и высококипящее горючее – этиловый спирт.
После Второй мировой войны ракетное оружие получило приоритет в развитии по сравнению с другими видами вооружения по причине своей способности доставлять к цели ядерные заряды на любое расстояние – от нескольких километров (реактивные системы) до межконтинентальной дальности (баллистические ракеты). Кроме того, ракетное оружие существенно потеснило артиллерийское в авиации, ПВО, сухопутных войсках и на флоте за счет отсутствия силы отдачи при пуске боеприпасов с ракетными двигателями.

Одновременно с баллиститным и жидким ракетным топливом развивались многокомпонентные смесевые твердые топлива, как наиболее приспособленные к применению в военных целях в связи с их широким температурным диапазоном эксплуатации, устранением опасности разлива компонентов, меньшей стоимости твердотопливных ракетных двигателей за счет отсутствия в их конструкции трубопроводов, клапанов и насосов, большей тягой на единицу веса.

Основные характеристики ракетных топлив

Кроме агрегатного состояния своих компонентов, ракетные топлива характеризуются следующими показателями:

— удельный импульс тяги;
— термическая стабильность;
— химическая стабильность;
— биологическая токсичность;
— плотность;
— дымность.
Удельный импульс тяги ракетных топлив зависит от давления и температуры в камере сгорания двигателя, а также молекулярного состава продуктов сгорания. Кроме того, удельный импульс зависит от степени расширения сопла двигателя, но это больше относится к внешней среде применения ракетной техники (воздушная атмосфера или космическое пространство).

Повышенное давление обеспечивается с помощью использования конструкционных материалов с высокой прочностью (стальных сплавов для ЖРД и органопластиков для РДТТ). В этом аспекте ЖРД опережают РДТТ по причине компактности своего двигательного агрегата по сравнению с корпусом твердотопливного двигателя, являющегося одной большой камерой сгорания.
Высокая температура продуктов сгорания достигается с помощью добавления в твердое топливо металлического алюминия или химического соединения – гидрида алюминия. Жидкое топливо может использовать подобные добавки только в случае его загущения специальными добавками. Теплозащита ЖРД обеспечивается с помощью охлаждения топливом, теплозащита РДТТ – с помощью прочного скрепления топливной шашки со стенками двигателя и применения выгорающих вкладышей из углерод-углеродного композита в критическом сечении сопла.

Молекулярный состав продуктов сгорания/разложения топлива влияет на скорость истечения и их агрегатное состояние на срезе сопла. Чем меньше вес молекул, тем больше скорость истечения: наиболее предпочтительными продуктами сгорания являются молекулы воды, за ними следуют молекулы азота, углекислого газа, окислы хлора и других галогенов; наименее предпочтительным является окисел алюминия, который конденсируется в сопле двигателя до твердого состояния, снижая тем самым объем расширяющихся газов. Кроме того, фракция окисла алюминия вынуждает применять сопла конической формы из-за абразивного износа наиболее эффективных сопел Лаваля с параболической поверхностью.
Для ракетных топлив военного назначения особое значение имеет их термическая стабильность в связи с широким температурным диапазоном эксплуатации ракетной техники. Поэтому криогенные жидкие топлива (кислород + керосин и кислород + водород) применялись только на начальном этапе развития межконтинентальных баллистических ракет (Р-7 и Titan), а также для ракет-носителей космических многоразовых аппаратов (Space Shuttle и «Энергия»), предназначенных для вывода спутников и космического оружия на околоземную орбиту.

В настоящее время в военной сфере применяется исключительно высококипящее жидкое топливо на основе тетраоксида азота (АТ, окислитель) и несимметричного диметилгидразина (НДМГ, горючее). Термическая стабильность этой топливной пары определяется температурой кипения АТ (+21°C), что ограничивает применение данного топлива ракетами, находящимися в термостатированных условиях ракетных шахт МБР и БРПЛ. В связи с агрессивностью компонентов технологией их производства и эксплуатации баков ракет владела/владеет только одна страна в мире — СССР/РФ (МБР «Воевода» и «Сармат», БРПЛ «Синева» и «Лайнер»). В порядке исключения АТ+НДМГ применяется в качестве топлива авиационных крылатых ракет Х-22 «Буря», но из-за проблем с наземной эксплуатацией Х-22 и их следующее поколение Х-32 планируется заменить крылатыми ракетами «Циркон» с реактивным двигателем, использующими керосин в качестве горючего.

Термическая стабильность твердых топлив в основном определяется соответствующим свойством растворителя и полимерного связующего. В составе баллиститных топлив растворителем является нитроглицерин, который в твердом растворе с нитроцеллюлозой имеет температурный диапазон эксплуатации от минус до плюс 50°C. В смесевых топливах в качестве полимерного связующего используются различные синтетические каучуки с тем же температурным диапазоном эксплуатации. Однако термическая стабильность основных компонентов твердого топлива (динитрамид аммония +97°C, гидрид алюминия +105°C, нитроцеллюлоза +160°C, перхлорат аммония и октоген +200°C) значительно превышает аналогичное свойство известных связующих, в связи с чем актуальным является поиск их новых составов.
Наиболее химически стабильной является топливная пара АТ+НДМГ, поскольку для неё разработана уникальная отечественная технология ампулизированного хранения в алюминиевых баках под небольшим избыточным давлением азота в течение практически неограниченного времени. Все твердые топлива со временем химически деградируют из-за самопроизвольного разложения полимеров и их технологических растворителей, после чего олигомеры вступают в химические реакции с другими, более стойкими компонентами топлива. Поэтому шашки РДТТ нуждаются в регулярной замене.
Биологически токсичным компонентом ракетных топлив является НДМГ, который поражает центральную нервную систему, слизистые оболочки глаз и пищеварительного тракта человека, провоцирует раковые заболевания. В связи с этим работа с НДМГ ведется в изолирующих костюмах химзащиты с применением автономных дыхательных аппаратов.
Величина плотности топлива прямо влияет на массу топливных баков ЖРД и корпуса РДТТ: чем больше плотность, тем меньше паразитная масса ракеты. Наименьшая плотность у топливной пары водород+кислород — 0,34 г/куб. см, у пары керосин+кислород плотность составляет 1,09 г/куб. см, АТ+НДМГ – 1,19 г/куб. см, нитроцеллюлоза+нитроглицерин – 1,62 г/куб. см, алюминий/гидрид алюминия + перхлорат/динитрамид аммония – 1,7 г/куб.см, октоген+перхлорат аммония – 1,9 г/куб. см. При этом надо учитывать, что у РДТТ осевого горения плотность топливного заряда примерно в два раза меньше плотности топлива из-за звездообразного сечения канала горения, применяемого с целью поддержания постоянного давления в камере сгорания вне зависимости от степени выгорания топлива. То же самое относится к баллиститным топливам, которые формируются в виде набора лент или шашек для сокращения времени горения и дистанции разгона реактивных снарядов и ракет. В отличии от них плотность топливного заряда в РДТТ торцевого горения на основе октогена совпадает с указанной для него максимальной плотностью.

Последним из основных характеристик ракетных топлив является дымность продуктов сгорания, визуально демаскирующих полет ракет и реактивных снарядов. Указанный признак присущ твердым топливам, содержащим в своем составе алюминий, окислы которого конденсируются до твердого состояния в процессе расширения в сопле ракетного двигателя. Поэтому указанные топлива применяются в РДТТ баллистических ракет, активный участок траектории которых находится вне зоны прямой видимости противника. Авиационные ракеты снаряжаются топливом на основе октогена и перхлората аммония, реактивные снаряды, гранаты и противотанковые ракеты – баллиститным топливом.

Энергетика ракетных топлив

Для сравнения энергетических возможностей различных видов ракетного топлива необходимо задать для них сопоставимые условия горения в виде давления в камере сгорания и степени расширения сопла ракетного двигателя – например, 150 атмосфер и 300-кратное расширение. Тогда для топливных пар/троек удельный импульс составит:
кислород+водород – 4,4 км/с;
кислород+керосин – 3,4 км/с;
АТ+НДМГ – 3,3 км/с;
динитрамид аммония + гидрид водорода + октоген – 3,2 км/с;
перхлорат аммония + алюминий + октоген – 3,1 км/с;
перхлорат аммония + октоген – 2,9 км/с;
нитроцеллюлоза + нитроглицерин – 2,5 км/с.
Твердое топливо на основе динитрамида аммония является отечественной разработкой конца 1980-х годов, применялось в качестве топлива второй и третьей ступеней ракет РТ-23 УТТХ и Р-39 и до сих пор не превзойдено по энергетическим характеристикам лучшими образцами зарубежного топлива на основе перхлората аммония, применяемыми в ракетах Minuteman-3 и Trident-2. Динитрамид аммония является взрывчатым веществом, детонирующим даже от светового излучения, поэтому его производство ведется в помещениях, освещаемых маломощными лампами красного света. Технологические сложности не позволили освоить процесс изготовления ракетного топлива на его основе нигде в мире, кроме как в СССР. Другое дело, что советская технология в плановом порядке была реализована только на Павлоградском химическом заводе, расположенном в Днепропетровской области УССР, и была потеряна в 1990-е годы после перепрофилирования завода на выпуск бытовой химии. Однако, судя по тактико-техническим характеристикам перспективных образцов вооружения типа РС-26 «Рубеж», технология была восстановлена в России в 2010-х годах.

В качестве примера высокоэффективной композиции можно привести состав твердого ракетного топлива из российского патента № 2241693, принадлежащего ФГУП «Пермский завод им. С.М. Кирова»:
окислитель – динитрамид аммония, 58%;
горючее – гидрид алюминия, 27%;
пластификатор – нитроизобутилтринитратглицерин, 11,25%;
связующее — полибутадиеннитрильный каучук, 2,25%;
отвердитель – сера, 1,49%;
стабилизатор горения — ультрадисперсный алюминий, 0,01%;
добавки – сажа, лецитин и т.д.

Перспективы развития ракетных топлив

Основными направлениями развития жидких ракетных топлив являются (в порядке очередности реализации):
— использование переохлажденного кислорода с целью увеличения плотности окислителя;
— переход к топливной паре кислород+метан, горючий компонент которой обладает на 15% большей энергетикой и в 6 раз лучшей теплоемкостью, чем керосин с учетом того, что алюминиевые баки при температуре жидкого метана упрочняются;
— добавление озона в состав кислорода на уровне 24% с целью повышения температуры кипения и энергетики окислителя (большая доля озона является взрывоопасной);
— использование тиксотропного (загущенного) топлива, компоненты которого содержат взвеси из пентаборана, пентафторида, металлов или их гидридов.
Переохлажденный кислород уже используется в ракете-носителе Falcon 9, ЖРД на топливной паре кислород+метан разрабатываются в России и США.
Главным направлением развития твердых ракетных топлив является переход на активные связующие, содержащие в составе своих молекул кислород, улучшающий окислительный баланс твердого топлива в целом. Современным отечественным образцом такого связующего является полимерный состав «Ника-М», включающий циклические группы из двуокиси динитрила и бутилендиола полиэфируретана, разработки ГосНИИ «Кристалл» (г. Дзержинск).

Другим перспективным направлением является расширение номенклатуры используемых нитраминных взрывчатых веществ, обладающих большим кислородным балансом по сравнению с октогеном (минус 22%). В первую очередь это гексанитрогексаазаизовюрцитан (Cl-20, кислородный баланс минус 10%) и октанитрокубан (нулевой кислородный баланс), перспективы применения которых зависят от снижения стоимости их производства – в настоящее время Cl-20 на порядок дороже октогена, октонитрокубан на порядок дороже Cl-20.
Кроме совершенствования известных типов компонентов, исследования также ведутся в направлении создания полимерных соединений, молекулы которых состоят исключительно из атомов азота, соединенных между собой одинарными связями. В результате разложения полимерного соединения под действием нагрева азот образует простые молекулы из двух атомов, соединенных тройной связью. Выделяемая при этом энергия двукратно превышает энергию нитраминных ВВ. Впервые азотные соединения с алмазоподобной кристаллической решеткой были получены российскими и немецкими учеными в 2009 году в ходе экспериментов на совместной опытной установке под действием давления в 1 млн. атмосфер и температуры в 1725°C. В настоящее время ведутся работы по достижению метастабильного состояния азотных полимеров при обычных давлении и температуре.
Перспективными кислородсодержащими химическими соединениями являются высшие окислы азота. Известный оксид азота V (плоская молекула которого состоит из двух атомов азота и пяти атомов кислорода) не представляет практической ценности в виде компонента твердого топлива в связи с низкой температурой его плавления (32°C). Исследования в этом направлении ведутся путем поиска метода синтеза оксида азота VI (гексаоксид тетраазота), каркасная молекула которого имеет форму тетраэдра, в вершинах которого расположены четыре атома азота, связанных с шестью атомами кислорода, расположенными на ребрах тетраэдра. Полная замкнутость межатомных связей в молекуле оксида азота VI дает возможность прогнозировать для него повышенную термическую стабильность, сходную с уротропином. Кислородный баланс оксида азота VI (плюс 63%) позволяет существенно повысить удельный вес в составе твердого ракетного топлива таких высокоэнергетических компонентов, как металлы, гидриды металлов, нитрамины и углеводородные полимеры.

Смесевые ракетные твердые топлива

Одной из наиболее молодых, быстроразвивающихся и мощных составляющих энергетических конденсированных систем (ЭКС) является смесевое ракетное твердое топливо (СРТТ).

СРТТ — многокомпонентная гетерогенная грубодисперсная высоконаполненная взрывчатая система, состоящая из окислителя, связующего-горючего и специальных добавок (энергетических, технологических и эксплуатационных) и получаемая путем механического смеше-ния компонентов с последующим превращением в моноблок, способный к закономерному горению.

Таблица 3 − Рецептуры и свойства составов цветных огней на баллиститной основе

Родоначальником СРТТ был дымный порох (ДП). Китайцы первыми начали применять его в качестве твердого топлива для ракет. Ракета в качестве стабилизатора имела шест длиной 2,5 м. В качестве оболочки-корпуса применили бамбуковые трубки. Индусы в качестве корпуса-оболочки уже использовали железный корпус. В 1799 г. индусы в боевых действиях применяли ракеты против англичан при обороне г. Серингапатама. Для массированного использования ракет там был создан корпус ракетных стрелков численностью до 5000 человек. Масса ракет составляла от 3 до 6 кт .

В Европе первые ракеты также появились с изобретением пороха. Англичане освоили технологию изготовления ракет на дымном порохе в 1804 г. Дальность полета ракет составляла 2,5 км. Ракеты имели железный корпус, а с целью увеличения площади горения заряд имел канал. На вооружение они были приняты в 1806 г. (использовались при осаде г. Булони и в 1807 г. при обстреле г. Копенгагена). Масса ракеты составляла от 3 до 17 кг. Вслед за Англией ракеты на вооружение принимают в Австрии, Франции, Пруссии.

Русская ракетная техника шла своим самостоятельным путем, и есть сведения, что Россия намного опередила Западную Европу. Уже в начале XVII в. были хорошо известны способы изготовления боевых ракет. В 1680 г. в Москве основано первое «ракетное заведение», состоящее из нескольких лабораторий, занимающихся приготовлением специальных ракетных порохов и отдельных частей ракет .

В 1807 г. была разработана сорокачетырехмиллиметровая сигнальная ракета на ДП, которая находилась на вооружении более 100 лет. Широкое применение пороховые ракеты, разработанные русскими учеными А.Д. Засядько и К.И. Константиновым, нашли во время русско-турецкой войны в 1828-1829 гг., в боевых операциях на Кавказе в 1850 г. и при обороне Севастополя от иностранных захватчиков в 1854–1855 гг. .

Ракеты на ДП утратили свое значение по двум причинам:

— вследствие неудовлетворительного значения энергетических характеристик пороха;

— вследствие малой точности ракет.

Появление нарезной артиллерии, позволившей значительно повысить точность попадания, окончательно свело на нет интерес к ДП.

В период второй мировой войны в связи с тем, что баллиститные пороха были дефицитными, а некоторые их свойства не позволяли использовать эти пороха в качестве источника энергии ракет, усилия научных работников многих стран были направлены на разработку механически прочных СРТТ.

В 1942 г. в Артиллерийской академии им. Ф.Э. Дзержинского были разработаны литьевые составы СРТТ на основе аммонийной селитры и органических горюче-связующих веществ типа поливинилацетата, а в 1946 г. А.А. Шмидт впервые обосновал возможность получения твердых топлив на базе полимеризующихся веществ. Он предсказал реальные пути данного направления и его перспективность. К наиболее ранним работам в этом направлении относятся исследования
Г.В. Калабухова . В 1948 г. им были предложены СРТТ на основе перхлоратов аммония и калия и горючей высокополимерной связки, состоящей из коллоксилина, полистирола и каучука. Однако по энергетическим характеристикам и прочности разработанные составы уступали баллиститным порохам. Заряды изготавливались глухим и проходным прессованием.

Первые американские СРТТ были получены в лаборатории Калифорнийского технологического института.

В их состав входили:

перхлорат калия или нитрат аммония – 75 %;

битум − 18 %;

нефтяное масло − 7 %.

В дальнейшем с целью повышения энергетики в качестве окислителя стали использовать перхлорат аммония (ПХА) и металлический алюминий, а для улучшения физико-механических характеристик топлива были применены каучукоподобные горюче-связующие вещества. Так, на основе тиокола (полисульфидный каучук) и ПХА были разработаны СРТТ для оперативно-тактической ракеты «Серджент» массой около 4 тонн и дальностью полета до 150 км. Затем на основе полиуретана и ПХА было создано топливо для оперативной ракеты «Першинг» с дальностью полета до 700 км, а также стратегической ракеты «Полярис» массой около 13 тонн и дальностью полета до 4000 км. В дальнейшем на основе ПХА и сополимера полибутадиена с акриловой кислотой было разработано топливо, использованное для изготовления зарядов к межконтинентальной ракете «Минитмен» с дальностью полета до 10000 км.

Все эти ракеты были разработаны и приняты на вооружение в период с 1953-1963 гг. В конце 1970 г. армия, Военно-Морской Флот и авиация США имели 600 ракет «Полярис» на подводных лодках и 1000 ракет «Минитмен», установленных в шахтах на боевых позициях.

В СССР разработкой и использованием СРТТ в широком плане стали заниматься с 1958 г. В 1959 г. в Артиллерийской академии
им. Ф.Э. Дзержинского было получено и исследовано в лабораторном масштабе полиуретановое топливо. В этом же году разработано в промышленном масштабе СРТТ на основе тиокола и ПХА. Несколько позже созданы СРТТ на основе простых и сложных полиэфиров, акрилонитрильных каучуков, бутилкаучука и карбоксильных каучуков .

Начиная с 1961 г. усилия исследователей были направлены на повышение удельного импульса СРТТ, увеличение уровня физико-меха-нических характеристик и стабилизацию процесса горения.

С.П. Королев создал первую твердотопливную ракету РТ-1 на баллиститном порохе с дальностью полета 2500 км при стартовой массе 34 тонны, используя вкладные заряды диаметром 800 мм. Только перейдя на СРТТ, он смог создать вторую твердотопливную ракету
РТ-2 (8К-98), имеющую дальность полета уже 9500 км при стартовой массе 51 тонна . Первый пуск ее состоялся 4 ноября 1966 г., а на вооружение она была принята в 1968 г.

Рисунок 43 − Формы вкладных зарядов твердого ракетного топлива

Заряд твердого ракетного топлива− источник химической энергии и один из основных конструктивных элементов твердотопливной энергетической установки (ракетный двигатель, газогенератор, аккумулятор давления, бортовой источник мощности) определенной формы и размера, размещенный в камере сгорания. Твердотопливные заряды подразделяются на вкладные и скрепленные с корпусом. Вкладные заряды после изготовления помещаются в корпус двигателя и закрепляются различными способами в зависимости от особенностей конструкции (рисунок 43). Вкладной заряд может быть выполнен в форме моноблока или состоять из нескольких шашек. Поверхность вкладного заряда, не предназначенная для горения, может быть флегматизирована путем нанесения бронирующего покрытия. Форма канала многошашечного заряда, как правило, цилиндрическая. Моноблочный заряд может быть бесканальным или иметь центральный канал в форме цилиндра, многолучевой «звезды» и др. .

Прочно скрепленный с корпусом заряд изготавливается заливкой топливной массы непосредственно в камеру сгорания. Скрепление заряда с корпусом осуществляется с помощью специальных защитно-крепящих (клеевых) слоев (рисунок 44) .

ТРТ − твердое ракетное топливо; ТЗП − теплозащитное покрытие;

ЗКС − защитно-крепящий слой; СОК − сопловой блок

Рисунок 44 − Схема крепления с помощью защитно-крепящих слоев

Размеры и конструктивная форма заряда выбираются из условия обеспечения требуемого значения секундного расхода топлива, временных и тяговых характеристик, нагрузок, температурных режимов эксплуатации и применения. Требуемая зависимость текущего значения поверхности горения от величины сгоревшего свода обеспечивается формой канала (цилиндрический, звездообразный, щелевой, цилиндро-конический и др.), а также введением специальных компенсаторов горения в виде проточек частичного или полного открытия торцов и др.

Совершенство заряда в значительной степени определяется коэффициентом объемного заполнения камеры сгорания, минимизацией отношения текущего значения поверхности горения к среднеинтегральной величине, технологичностью изготовления, стойкостью к воздействию внешних факторов. Маcсовые параметры зарядов изменяются в широких пределах: от долей грамма до нескольких сотен тонн.

Применение СРТТ не ограничивается вооруженными силами. Они параллельно широко стали применяться для освоения космоса и в народном хозяйстве .

Использование СРТТ в мирных целях.Ракетные двигатели на твердом топливе (РДТТ) находят широкое применение в мирных целях в народном хозяйстве как вспомогательные двигатели для решения самых разнообразных задач в ракетно-космической технике .

РДТТ наиболее часто применяются в системе аварийного спасения космонавтов и летчиков, для торможения и ускорения космического аппарата, отделения ступеней ракеты-носителя, сброса полезного груза, стабилизации и коррекции траектории космического аппарата (КА), коррекции орбиты КА, посадки КА на планеты, старта ракет-носителей и возвращаемых КА в системах «Шаттл», в качестве двигателей метеорологических ракет, служащих для подъема аппаратуры в верхние слои атмосферы, противоградовых и противолавинных.

Преимуществами РДТТ, обеспечивающими их широкое применение в ракетно-космических аппаратах, являются высокая воспроизводимость параметров, в том числе точность выполнения требований по полному импульсу тяги, высокий коэффициент массового совершенства, длительные гарантийные сроки применения и относительная безопасность при хранении и эксплуатации.

Для отделения ступеней ракеты применяются малогабаритные РДТТ самых разнообразных конструкций, тип которых определяется выполняемой задачей. Заряд из СРТТ, вариант снаряжения вкладной или жесткоскрепленный, представлен на рисунке 45.

1 − воспламенитель; 2 − обечайка камеры; 3 − заряд СРТТ;

4 − сопловой блок

Рисунок 45 − Малогабаритный РДТТ

Тормозные двигатели применяются для торможения при спуске самых разнообразных космических аппаратов. Для этих целей в основном применяются РДТТ сферического типа, например, сферические РДТТ серии ТЕ-М (США) фирмы «Тиокол Паудер» использовались для торможения при спуске космического корабля «Джемени», при посадке космического аппарата «Сервейер» на луну и др. Конструкция тормозного двигателя типа ТК-М-385 представлена на рисунке 46.

1 − защитный кожух; 2 − блок центровочного зеркала; 3− заряд
твердого топлива; 4 − теплоизоляционное покрытие; 5 − корпус;
6 − вкладыш; 7 − расширяющаяся часть сопла; 8 − резиновая заглушка;

9 − воспламенительное устройство

Рисунок 46 – Тормозной РДТТ типа ТК-М-385

Заряд твердого топлива выполнен в виде восьмилучевой звезды из полисульфидного топлива, состоящего из ПХА и связки с добавлением 2 % алюминия.

Коррекция орбиты космического аппарата необходима для обеспечения его межорбитальных переходов и выполнения различных маневров на орбите. К двигателям такого типа относятся апогейные и пирогейные РДТТ, обеспечивающие переход КА с одной орбиты на другую.

Апогейный ракетный твердотопливный двигатель типа FW-5, применяемый в США, представлен на рисунке 47 .

1 − теплоизоляция; 2 − заряд твердого топлива; 3 − сопловой блок;
4 − корпус; 5 − воспламенительное устройство

Рисунок 47 − РДТТ типа FW-5

Корпус изготовлен из титанового сплава. В двигателе используется СРТТ на основе полиуретанового связующего, ПХА и алюминия.
В качестве теплозащитного материала в корпусе используется состав на основе фенольной смолы.

На рисунке 48 изображен РДТТ аналогичного назначения MAGE-1. Его корпус изготовлен из композиционного материала «Кевлар-49», заряд − из алюминизированного топлива.

1 − теплоизоляция; 2 − заряд твердого топлива; 3 − сопловой блок;
4 − корпус; 5 − воспламенительное устройство

Рисунок 48 − РДТТ типа MAGE-1

На рисунке 49 изображен перспективный апогейный РДТТ (США) серии STAR-48 фирмы «Тиокол Кемик», позволяющий увеличивать удельный импульс тяги в пустоте на 59,0–88,5 кн·с/кг при коэффициенте объемного заполнения до 0,935.

1 − корпус; 2 − теплозащитное покрытие; 3 − тороидальный
воспламенитель; 4 − сопловой блок; 5 − графитовый вкладыш

Рисунок 49 − Апогейный РДТТ серии STAR-48

Эти двигатели обладают следующими преимуществами:

— заряд из СРТТ на основе полибутадиенового каучука имеет цилиндрическую форму с радиальными щелевыми пропилами и заполняет всю переднюю часть корпуса;

— корпус выполнен из титанового сплава с теплозащитой из композиционного материала углерод-углерод.

Особое значение при конструировании малогабаритных РДТТ уделяется выбору топлива. Наиболее полно предъявляемым требованиям удовлетворяют СРТТ, в которых в качестве связующего-горю-чего применяются полиуретаны или углеводородные каучуки, а в качестве высокотеплопроводных добавок − алюминий. Термодинамические характеристики СРТТ могут быть повышены применением как более мощных окислителей, так и гидридов металлов, например, алюминия .

Некоторые характеристики СРТТ, применяемые в малогабаритных двигателях РДТТ в США, приведены в таблице 4.

Серьезным недостатком СРТТ на основе ПХА является их токсичность, т.к. при его сгорании выделяется большое количество токсичного хлора и хлористого водорода. Например, при старте корабля «Спейс Шаттл» при работе твердотопливных ускорителей в атмосферу выбрасывается около 2 тонн хлора и 210 тонн хлористого водорода, которые оказывают вредное воздействие на окружающую среду. Поэтому, чтобы облегчить использование СРТТ в мирных целях, ведутся большие работы как у нас, так и за рубежом по замене ПХА на экологически чистые окислители: аммонийная соль динитроазовой кислоты (АДНА), аммиачная селитра .

Таблица 4 − Основные характеристики топлив для РДТТ

Характеристика Топливо
ТР-Н1154 ТР-Н1178
Массовая доля, % связующего на основе полибутадиена с концевыми гидроксильными группами и эпоксидной смолы
окислителя (ПХА)
алюминия
катализатора (Fe2O3)
Скорость горения при давлении 14,0 МПа, мм/с 26,9 23,8
Показатель степени в формуле закона скорости горения 0,34 0,38
Плотность, г/см3 1,675 1,710

В США разработано дешевое и экологически чистое СРТТ для двигателей крупных космических ускорителей, в котором в качестве основных компонентов используются нитрат аммония, гексоген, октоген и связующее на основе полиглицедилазида, пластифицированного нитроэфирами .

В ФГУП «Союз» создано экологически чистое СРТТ «Центр», неблагоприятные свойства которого, в частности, фазовая нестабильность аммиачной селитры, устранены за счет ввода в кристаллы модифицирующей добавки. В нем используется активное связующее с температурой кристаллизации минус 50 °С на основе эвтектической смеси с нитроэфирами. Использование аммиачной селитры и бутадиен-нит-рильного каучука снижает стоимость топлива.

Однако применение аммиачной селитры вместо ПХА заметно снижает энергетику СРТТ, ограничивает его использование в изделиях, где значение единичного импульса играет решающую роль. Кроме того, применение нитрата аммония ограничивается его повышенной гигроскопичностью.

Разработанные экологически чистые топлива находят применение в качестве зарядов для метеорологических ракет, в газодинамических буровых аппаратах, пороховых аккумуляторах давления.

В настоящее время все большее число ракет-носителей, применяемых для запуска различного типа спутников, используют в качестве ускорителей РДТТ. Так, например, в ракете «Титан-3С» (США) для старта кроме основных жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) используются в качестве ускорителей два мощных РДТТ диаметром 3 м и длиной 25,8 м, развивающих тягу в пустоте до 540·104 н при времени работы 110 с. Применение их позволило увеличить массу нагрузки, выводимой на орбиту, до 11,4 тонн. Стартовая масса ракеты составляет 700 тонн.

Мощные ускорители, работающие на СРТТ с массой заряда от 100 до 200 тонн, стали применяться для запуска французских ракет «Ариан-2» и «Ариан-4», служащих для выведения на орбиту искусственных спутников Земли.

Фирмами IIS (США) и SEP (Франция) разработан усовершенствованный вариант такого типа двигателя, обеспечивающего при среднем давлении в камере 33,9·105 Па удельный импульс тяги 2970 кн·с/кг.

Заряд прочно скреплен с корпусом двигателя и имеет канал, не доходящий до переднего днища корпуса. Такая конструкция позволяет повысить коэффициент объемного заполнения до 0,92 и обеспечить достаточно небольшую площадь поверхности горения. Заряд изготавливается из высокоимпульсного твердого топлива на основе ПХА и полибутадиенового каучука (10 %), алюминия (20 %) и октогена (12 %).

Эффективным направлением конверсии многих заводов по производству СРТТ является изготовление на их основе стартовых ускорителей для мощных ракет-носителей и космических кораблей, выводящих на орбиту различные КА. Ускорители имеют очень большую массу (от 150 до 400 тонн), их изготовление обеспечивает загрузку заводов по производству СРТТ в мирное время. Обычно два таких ускорителя закрепляются по бокам основного корпуса ракеты и обеспечивают ее подъем, а после выработки топлива отделяются от ракеты с помощью специальных РДТТ сброса и падают на землю.

Типовой стартовый РДТТ имеет пять-шесть взаимозаменяемых секций, собираемых одна над другой и образующих общий корпус двигателя .

Схема стартового двигателя к ракете-носителю «Титан-3С», с помощью которого выводятся на орбиту различные спутники США, приведена на рисунке 50.

1 − сопло; 2 − юбка; 3 − пять секционных зарядов твердого топлива; 4 − конус; 5 − отсечка тяги; 6 − механизм сброса; 7 − носовой обтекатель; 8 − обтекатель блоков; 9 − бак с газообразным азотом; 10, 11 − передний и задний баки с четырехоксидом азота Рисунок 50 − Схема стартового РДТТ

Она состоит из пяти секций диаметром 3,0 м и длиной 3,0 м. Масса каждой секции составляет 33,0 тонны. Заряд прочно скреплен с корпусом каждой секции и изготовляется из СРТТ, содержащего ПХА, алюминий и связующее на основе полибутадиена, метакриловой кислоты и акрилонитрила. Такое СРТТ при давлении в камере 6,0-6,2 МПа обеспечивает удельный импульс тяги 2480. Корпус двигателя сварной (из мостовой стали). На внутреннюю поверхность наносится теплозащитное покрытие из синтетического каучука с кремниевым наполнителем.

РДТТ к системе «Шаттл».Космическая система «Шаттл» (массой более 2000 тонн), предназначенная для вывода на орбиту пилотируемых и спускаемых кораблей «Челенджер», «Атлантик», «Дискавери», «Колумбия» и других, представляет собой связку, в которую вхо-дит орбитальный корабль с экипажем, два твердотопливных ускорителя для разгона корабля на начальном участке траектории и топливный бак одноразового использования. Последний является основным элементом системы, к которому крепятся спускаемый корабль и ускорители, возвращаемые на Землю и используемые повторно.

Основной особенностью этой системы в отличие от отечественной системы «Энергия-Буран» является то, что на ней установлены два ускорителя, работающие на твердом топливе. В системе «Энергия-Буран» стартовые ускорители работают на жидком топливе.

Твердотопливный ускоритель представляет собой РДТТ секционного типа, имеет диаметр 3,7 м, длину 45,5 м и массу в снаряженном состоянии около 590 тонн, а после выгорания топлива − 78 тонн. Масса твердого топлива составляет примерно 500 тонн. Время его работы больше 2 мин, суммарная тяга свыше 26 Мн.

В качестве твердого топлива применяют СРТТ, в состав которого входят ПХА, порошкообразный алюминий, полибутадиеновое связу-ющее, оксид железа и другие добавки. Форма заряда, жестко скрепленного с корпусом, − цилиндрическая, с внутренним каналом обеспечивает соблюдение необходимого закона нарастания тяги, который создает наиболее выгодный режим перегрузок (не более 3) для космонав-тов. После выгорания топлива корпуса ускорителей отделяются от корабля на высоте 70-90 км, а затем при достижении плотных слоев атмосферы срабатывает парашютная система, обеспечивающая их приводнение. Поднятые из воды корпуса ускорителей восстанавливаются и вновь заполняются топливом.

Твердотопливные ускорители используют и во Франции на мощной ракете-носителе для запуска космических объектов, в том числе пилотируемых кораблей многоразового использования «Гермес», «Ариан-5».

Применение твердотопливных ускорителей, имеющих достаточно значительную массу топлива, как в системе «Шаттл», так и в ракетных носителях типа «Титан-3С» создало хорошие предпосылки для конверсии заводов, производящих твердое ракетное топливо в США, обеспечивая их загрузку в мирное время без изменения технологического процесса и оборудования.

Двигатели системы аварийного спасения космонавтов.Все ракеты-носители, служащие для вывода на орбиту космических объектов с космонавтами на борту, снабжаются системами аварийного спасения людей в момент запуска и активного полета.

Основой этой системы является РДТТ специальной конструкции, использующей твердые ракетные топлива баллиститного и смесевого типа. Например, в трехступенчатой ракете-носителе «Союз» третья ступень представляет собой блок длиной 8 м и диаметром 2,6 м, к которой через переходник пристыкован космический корабль, закрытый сверху обтекателем диаметром 3,0 м. На вершине обтекателя находится двигательная установка аварийного спасения корабля, имеющая форму большого гриба (рисунок 51) .

Головной блок

1 − двигательная установка; 2 − ракета «Союз»

Рисунок 51 − Двигательная установка аварийного спасения
на корабле «Союз»

Назначение установки в случае отказа ракеты, еще не израсходовавшей огромной массы топлива, − мгновенно увести космонавтов от очага неизбежного пожара и взрыва на расстояние, с которого возможен спуск на парашюте в безопасное место.

Система аварийного спасения (САС) корабля «Союз» комплектуется следующим образом: в носовой части ракеты монтируется аварийная двигательная установка, состоящая из твердотопливных ракетных двигателей трех типов.

Непосредственно на головном обтекателе устанавливается основной двигатель, включающийся в случае аварии и быстро отводящий верхнюю часть головного обтекателя с отсеком и спасаемым аппаратом корабля от ракеты.

Двенадцать сопел этого мощного двигателя расположены по кругу в его верхней части и развернуты под углом 30 градусов от продольной оси. Над ними находится небольшой обтекатель в виде полусферы, под которым спрятаны четыре двигателя управления. Они включаются вслед за основным, обеспечивая разворот и увод спасаемой части в сторону от опасной зоны. Еще выше находится двигатель разделения, который, включаясь последним, обеспечивает отделение головного обтекателя и его увод от спускаемого аппарата. После этого вводится основной парашют, и спускаемый аппарат совершает спуск и мягкую посадку так же, как при возвращении из штатного полета. Торможение при посадке осуществляется тормозными РДТТ, работающими на твер-дом топливе .

Термостойкие топлива для газогенераторов СРТТ.Для интенсификации добычи нефти стал широко применяться метод торпедирования скважин специальными зарядами. Пороховые газы создают каналы и трещины в горной породе, способствуя притоку нефти. Но используемые для этих целей пороха баллиститного типа имеют определенные ограничения: например, могут использоваться только в тех скважинах, где температура не превышает 110 °С (т.е. до глубины
3 км). Разработанные составы на основе ПХА и неактивных углеводородных связующих устраняют этот недостаток. Они сохраняют работоспособность после их выдержки при температуре 150 °С в течение 6 часов и могут 10 лет храниться при температуре 50 °С. Критическая температура при диаметре шашки 150–200 мм составляет 170–200 °С. Выделяющаяся при горении этого топлива соляная кислота, попадая в пласт и реагируя с породой, может способствовать интенсивному развитию трещин. Изготовление зарядов из этих топлив может производиться на существующем оборудовании по технологии заводов по производству СРТТ .

СРТТ − источник аэрозолей.Одним из перспективных методовтушения пожаров в помещениях для хранения спирта, керосина, ацетона, продуктов в магазинах, винных погребах, в отсеках кораблей является аэрозольный, т.е. мгновенное заполнение помещения аэрозольной средой, почти не содержащей кислорода, в результате чего и прекращается горение.

Этот метод, запатентованный Кюном еще в конце XIX столетия, в дальнейшем был значительно усовершенствован и получил широкое распространение. «Банки Кюна» заполнялись пиротехническим составом, который имел ряд значительных недостатков: например, слеживаемость, недостаточный уровень физико-механических характеристик и др. Взамен его были разработаны новые типы порохов − источников аэрозолей, специально предназначенных для системы пожаротушения и предотвращения взрыва газовоздушных смесей. Этот новый класс порохов получил название ПАС (пороховые, аэрозольные, смесевые). Особенностью этих составов является высокая экономическая эффективность; расход огнетушащего состава 20-90 г/м3 вместо 200-700 г/см3, применяемых ранее, экологическая чистота, высокая надежность и постоянная готовность к применению, наличие совершенной технологии по методу свободного литья (вязкость массы находится в пределах
(2-8)·104, живучесть более 24 ч).

Разработано несколько составов (например, ПАС-8, ПАС-11), в которые входят в качестве основного компонента нитраты К, Na и углекислые К и Na, NaCl, KCl, K2Cr2O7, перхлораты К, Na, NH4, а в качестве связующего − нитроцеллюлоза, каучуки, полиэфирные, эпоксидные или резольные смолы. Температура горения их колеблется в пределах 910–1495 К, массовая доля твердой фазы 13–39 % .

Твердое топливо как источник газа помимо РДТТ может применяться и в других областях техники: для вращения турбины, приведения в действие пневмосистем, заполнения эластичных оболочек и т.д. Но их широкому применению препятствует высокая температура сгорания. Наиболее низкокалорийные твердые топлива дают газ с температурой 1400–1500 К, тогда как традиционные для техники материалы (металл, пластик, резина) выдерживают температуру 300–400 К. Следовательно, нужно снижать температуру продуктов горения топлива. По мнению В.А. Шандакова и В.Ф. Комарова , температуру газов можно снизить, если создать заряд в виде материала со сквозной пористостью. Зона горения находится со стороны глухого торца камеры сгорания (рисунок 52) .

1 − глухой торец камеры сгорания; 2 − заряд ТТ; 3 − фильтр; 4 − сопло

Рисунок 52 − Схема сжигания пористого заряда ТТ в камере сгорания

Развивающееся в ней давление через поры в заряде выталкивает газ и продвигает жидкие продукты сгорания через тело пористой топливной шашки, подогревая ее до температуры газификации, т.е. подогретым телом служат продукты сгорания ТТ. При полном теплообмене газ перед фронтом тепловой волны будет иметь температуру, равную начальной температуре заряда. На практике она составляет 300–330 К.

Достоинства таких твердых топлив еще и в том, что в качестве газообразных продуктов сгорания можно получить индивидуальные газы, например, N2, O2 , H2 с чистотой 98,0–99,0 %. Область применения таких устройств весьма широка: средства спасения человека на земле и воде, аварийные пневмосистемы, средства пламеподавления и пожаротушения, грузоподъемные устройства и устройства вытеснения и далее медицинская помощь.

В технике можно использовать и высокую температуру, например, в нефтегазодобывающей промышленности.

Нефтяная скважина со временем угасает из-за закупорки пор нефтяного пласта выносимыми нефтью твердыми частицами, углеродами парафинового ряда и смолистыми веществами. Существовал метод воздействия на нефтеносный пласт давлением воды, но это дорого. Если же в заполненной жидкостью скважине в зоне нефтяного пласта создать при сжижении ТТ кратковременно давление выше давления горных пород, то удается не только прочистить закупоренные поры давлением и температурой задавливаемых в пласт газов, но и создать новые поры. Надо лишь очень быстро сжечь ТТ, воспользовавшись инерционностью столба жидкости над ним.

Для увеличения дебита скважины применяют гидрореагирующие составы при термохимической обработке.

Твердые топлива можно использовать в качестве химического реактора для синтеза различных веществ. Например, если в качестве окислителя взять смесь нитрата алюминия Al(NO3)3 с нитратами кобальта, хрома, железа, получим смешанный оксид AlxOy синего, зеленого и красного цвета − светостойкий пигмент для красок.

Если взять смешанные нитраты циркония и иттрия, получим основу жаростойкой керамики − стабилизированный диоксид циркония. Используя смешанные нитраты бария, меди и иттрия, получают сверхпроводящую керамику .

Гидрореагирующие составы применяют для наддува понтонов при подъеме затонувших объектов. Основными характеристиками гидрореагирующих составов являются количество тепла, выделяющегося при сгорании зарядов при взаимодействии с водой, количество воды, необходимое для сгорания одного состава и газопроизводительность.

Пороховые аккумуляторы давления.Пороховые аккумуляторы давления (ПАД)−твердотопливные энергетические устройства, служащие для преобразования химической энергии твердого топлива в энергию сжатого газа.

Типовая конструкция ПАД включает корпус, состоящий из высокопрочной оболочки, днища, соплового выпускного устройства и опор-ных элементов для заряда, сам твердотопливный заряд, воспламенитель и средства инициирования запуска.

ПАД по сравнению с системами сжатия холодного газа имеет ряд существенных преимуществ:

— компактность;

— быстродействие;

— меньшие массово-габаритные характеристики;

— хорошие эксплуатационные свойства при различных атмос-ферных воздействиях;

— высокая надежность работы.

Они нашли широкое применение в различных пневмо-вытесни-тельных системах гражданского и специального назначения. Например, выброс ракетных сигналов из пусковых шахт, наддув различных емкостей, быстрое открытие и закрытие крышек, люков, затворов, наддув нефтяных скважин, экстренное торможение .

Дата добавления: 2015-08-01; просмотров: 6354;

Ракетное топливо

Раке́тное топливо

Вещество или совокупность веществ, представляющих собой источник энергии и рабочего тела для ракетного двигателя (См. Ракетный двигатель) (РД). Р. т. должно удовлетворять следующим основным требованиям: иметь высокий удельный импульс (тяга РД при расходе топлива 1 кг/сек; см. Реактивный двигатель), высокую плотность, требуемое агрегатное состояние компонентов в условиях эксплуатации, должно быть стабильным, безопасным в обращении, нетоксичным, совместимым с конструкционными материалами, иметь сырьевые ресурсы и др.

Известны Р. т. химические и нехимические: у первых необходимая для работы РД энергия выделяется в результате химических реакций, а образующиеся при этом газообразные продукты служат рабочим телом, т. е. обеспечивают при расширении в сопле РД преобразование тепловой энергии химических превращений в кинетическую энергию потока, истекающего из сопла РД; у вторых энергия внутриядерных превращений или электрическая энергия (например, в ядерном или электрическом РД) передаётся специальному веществу, являющемуся только рабочим телом или его источником. Удельный импульс нехимических Р. т. зависит от термодинамических свойств и допустимой рабочей температуры рабочего тела, затрат энергии на создание тяги. Принципиально же по удельному импульсу эти Р. т. могут значительно превосходить химические.

Большинство существующих РД работает на химических Р. т. Основная энергетическая характеристика (удельный импульс) определяется количеством выделившейся при реакции окисления, разложения или рекомбинации теплоты (теплотворностью Р. т.) и химическим составом продуктов реакции, от которого зависит полнота преобразования тепловой энергии в кинетическую энергию потока (чем ниже молекулярная масса, тем выше удельный импульс).

По числу раздельно хранимых компонентов химические Р. т. делятся на одно-(унитарные), двух-, трёх- и многокомпонентные, по агрегатному состоянию компонентов — на жидкие, твёрдые, гибридные, псевдожидкие, желеобразные и в том числе тиксотропные, т. е. загущенные желеобразные, вязкость которых резко снижается при наличии градиента давления. Агрегатное состояние определяет конструкцию РД, его характеристики и область рационального применения. Наибольшее применение получили жидкие и твёрдые Р. т.

Все компоненты жидкого Р. т. в условиях эксплуатации находятся в баках ракеты и раздельно подаются (насосами или вытеснением сжатым газом) в камеру сгорания РД (см. также Газогенератор жидкостного ракетного двигателя). 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 температура кипения и теплоёмкость), возможность получения из основных компонентов (окислителя и горючего) генераторного газа высокой работоспособности, минимальная вязкость компонентов и малая зависимость её от температуры. Наиболее широко применяют двухкомпонентные жидкие Р. т., состоящие из окислителя и горючего (см. табл.). Для улучшения характеристик РД в состав таких Р. т. можно вводить различные присадки (как добавки в виде растворов, суспензий или как третий компонент): металлы, например Be и Al, а также В, и их гидриды для повышения удельного импульса, компоненты для получения генераторного газа (если для этого не пригодны основные компоненты), ингибиторы коррозии (см. Ингибиторы химические), стабилизаторы, активаторы воспламенения, вещества (депрессаторы), понижающие температуру замерзания, и т.п. Окислитель и горючее, вступающие при контакте в жидком состоянии в химическую реакцию и вызывающие воспламенение смеси, образуют самовоспламеняющиеся топлива. Применение таких топлив упрощает конструкцию РД и позволяет наиболее просто осуществлять многоразовые запуски. Ракетно-космическая техника базируется на использовании высокоэффективных жидких Р. т.

Для вспомогательных жидкостных РД и получения генераторного газа, необходимого для привода турбонасосных агрегатов, можно применять однокомпонентные жидкие топлива (перекись водорода, гидразин), выделяющие энергию при разложении.

Твёрдые Р. т. представляют собой гомогенную смесь компонентов (баллиститные топлива — см. Баллиститы) или монолитную гетерогенную композицию, т. н. смесевые топлива. Последние могут состоять из органического горючего-связующего (например, каучука, полиуретана, полиэфирной или эпоксидной смолы), твёрдого окислителя (чаще всего перхлората аммония, а также перхлората калия, нитрата аммония и др.) и добавок различного назначения (например, для повышения энергетических характеристик — порошки Al, Mg, Be, В). Горючее-связующее способствует образованию монолитного топливного блока, определяет комплекс физико-химических свойств топлива и способ формования заряда. Основные специфические требования, предъявляемые к твёрдым Р. т.: равномерность распределения компонентов и, следовательно, постоянство физико-химических и энергетических свойств в блоке, устойчивость и закономерность горения в камере РД, а также комплекс физико-механических свойств, обеспечивающих работоспособность двигателя в условиях перегрузок, переменной температуры, вибраций.

По удельному импульсу твёрдые Р. т. уступают жидким, т.к. из-за химической несовместимости не всегда удаётся использовать в составе твёрдого Р. т. энергетически эффективные компоненты.

Основные характеристики некоторых возможных высокоэффективных двухкомпонентных жидких топлив при оптимальном соотношении компонентов (давление в камере сгорания 10 Мн/м2, или 100 кгс/см2, на срезе сопла 0,1 Мн/м2, или 1 кгс/см2)

Окислитель Горючее Плотность топлива*, г /см’ Температура в камере сгорания, К Пустотный удельный импульс**, сек
Кислород жидкий Водород жидкий 0,3155 3250 428
Керосин 1,036 3755 335
Диметилгидразин несимметричный 0,9915 3670 344
Гидразин 1,0715 3446 346
Аммиак жидкий 0,8393 3070 323
Четырёхокись азота Керосин 1,269 3516 309
Диметилгидразин несимметричный 1,185 3469 318
Гидразин 1,228 3287 322
Фтор жидкий Водород жидкий 0,621 4707 449
Гидразин 1,314 4775 402

* Расчётная величина — отношение суммарной массы компонентов ракетного топлива (окислителя и горючего) к их объёму. ** Удельный импульс РД при давлении окружающей среды, равном нулю.

В гибридном Р. т. компоненты находятся в различных агрегатных состояниях (например, жидкий окислитель + твёрдое горючее, твёрдый окислитель + жидкое горючее). Все компоненты жидких и твёрдых Р. т. можно использовать как компоненты гибридных Р. т. По удельному импульсу эти топлива занимают промежуточное положение между жидкими и твёрдыми.

Источник: Большая советская энциклопедия на Gufo.me

Значения в других словарях

  1. РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО — РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО, вещество, подвергающееся химическим, ядерным или термоэлектрическим реакциям, приобретая в результате этого способность приводить в движение РАКЕТЫ. Научно-технический словарь
  2. РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО — РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО — вещество или совокупность веществ, используемых в ракетных двигателях в качестве источника энергии и рабочего тела для создания движущей силы. Применяются преимущественно жидкое и твердое ракетное топливо. Большой энциклопедический словарь

На чём летают ракеты?

Все тепловые двигатели, в число которых входят и ракетные, превращают внутреннюю энергию сжигаемого топлива в механическую. Топливо при этом может иметь весьма разнообразные формы и параметры. Двигатели внутреннего сгорания (ДВС) не приемлют ни дрова, ни уголь, им подавай нечто жидкое или газообразное. Но бывают вещества совсем необычные.

Ядовитые смеси

Каким бы ни было топливо, его горение по сути есть процесс окисления, который возможен только при наличии кислорода в чистом виде либо в каком-либо соединении (например, азотная кислота, перекись водорода и т.п.). Окружающая нас земная атмосфера содержит 21% кислорода, и этого вполне достаточно для горения, то есть для работы тепловых машин. Другое дело, когда тепловой двигатель установлен на объекте, выходящем за пределы земной атмосферы. Там он работать не сможет — ему просто «нечем дышать». Поэтому космические, как и боевые баллистические ракеты, приводимые в движение ракетными двигателями, должны нести комплексное топливо, состоящее из горючего и окислителя, причём последнего должно быть, как правило, больше (приблизительно раза в полтора).
Горючее для ракетных двигателей должно отвечать целому ряду требований. Прежде всего учитывается его энергоёмкость, определяемая удельной теплотой сгорания, а также плотность (чем она меньше, тем больше полезного груза сможет поднять ракета). Поскольку старт ракет и начальный участок их траектории проходит в атмосфере, то к компонентам ракетного топлива предъявляются и экологические требования.
В качестве горючего чаще всего используются керосин, метиловый и этиловый спирты и водород. Последний имеет самую высокую удельную теплоту сгорания и самую низкую плотность. Однако реально водород может быть использован только в сжиженном состоянии, для достижения которого газ нужно охладить до -259 °С. В противном случае (использования в газообразном состоянии) потребовались бы баки непомерного размера либо прочные (и соответственно тяжёлые) баки, рассчитанные на высокое давление сжатого газа.
Последним достижением советских химиков стала разработка ракетного горючего гептила и окислителя амила. Надо отметить, что оба эти вещества способны нанести серьёзный урон как людям, так и любым природным объектам. Любое соприкосновение с гептилом пагубно влияет практически на все системы человеческого организма. Поэтому хранение его затруднено, а личный состав, обслуживающий снаряжённые гептилом ракеты, может работать только в защитных комбинезонах и противогазах. Учитывая это, несмотря на высокую энергоёмкость, топливо «гептил/амил» используется только в боевых баллистических ракетах.

Поиск продолжается

Учёные и инженеры многих стран продолжают поиск альтернативных компонентов ракетного топлива. В поле их зрения попал природный газ. Почти не уступая керосину и превосходя спирты по энергоёмкости, этот газ имеет невысокую плотность. Однако, возможно, главным его преимуществом является доступность и дешевизна в связи с гигантскими масштабами разведанных природных запасов и развитием газодобычи во всём мире.
Основным компонентом природных газов является метан. Этот простейший из углеводородов, имеющий несложную формулу CH4, известен науке уже давно. Ещё в 1776 году итальянский физик Алессандро Вольта обнаружил метан в болотах озера Лаго-Маджоре. В ходе исследований он показал возможность поджигать газ с помощью электрической искры.
На Земле метана много: из него состоят рудничные газы, он составляет до 90% попутных нефтяных газов. По утверждению астрофизиков, метан в значительных концентрациях присутствует в атмосферах планет-гигантов Солнечной системы. Так, предположительно, на поверхности Титана в условиях низких температур (-180 °С) расположены целые озёра жидкой метано-этановой смеси. Правда, дотянуться до этих сокровищ человечеству в обозримой перспективе вряд ли удастся.
Впервые о метане как о потенциальном ракетном горючем упоминалось 60 лет назад в книге Валентина Глушко и Георгия Лангемака, однако применение метана (как и водорода) сдержи — » валось в связи с приоритетом в ж те годы разработок боевых pa — p кет на основе топлива, способного длительно сохранять свои качества после заполнения ракетных баков. Но начиная с 1981 года к перспективным разработкам плотно подключилась ведущая двигателестроитель-ная фирма НПО «Энергомаш» им. Глушко. К настоящему времени здесь проведены широкие теоретические и экспериментальные исследования по созданию жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) на топливной паре «метан-кислород». Оба компонента используются в сжиженном состоянии, для чего метан охлаждается до -165 °С. Результаты исследований подтвердили целесообразность разработки на этой топливной паре ЖРД практически любой мощности. XXI век становится веком информации, а это потребует вывода в космос на различные орбиты сотен спутников Земли и иных космических объектов. Станет необходимым использование высоконадёжных и экономичных ракет большой грузоподъёмности, не наносящих ущерба экологии нашей планеты. Какие преференции обещает метан? Замена жидким метаном керосина обеспечивает более высокие энергетические характеристики ракет (даёт увеличение на 20-30% массы полезного груза при той же стартовой массе ракеты);
— высокую экологическую чистоту как продуктов сгорания, так и компонентов топлива, попадающих на землю при аварийных проливах;
— более низкую (приблизительно в три раза) стоимость заправки ракеты.
Кроме того, близость температурных диапазонов жидких фаз кислорода и метана открывает дорогу для новых конструктивных решений, способствующих снижению веса ракеты.
Из-за того что плотность сжиженного метана меньше на 20%, чем у керосина, в тех же топливных баках ракеты размещается меньшая масса горючего. Однако это с избытком компенсируется повышенной удельной энергоёмкостью метана.

Журнал: Запретная история №2(95), январь 2020 года
Рубрика: История космонавтики
Константин Ришес

Метки: СССР, энергия, двигатель, ракета, топливо, Запретная история, тяга

ОСНОВНЫЕ ВИДЫ РАКЕТНОГО ТОПЛИВА

Выбор ракетного топлива зависит от многих факторов. Идеального топлива нет, у каждого есть свои плюсы и минусы. Такие факторы, как цена, удельный импульс, скорость горения, функция зависимости скорости горения от давления, безопасность и технологичность изготовления и другие могут влиять на выбор топлива.

ЖИДКИЕ РАКЕТНЫЕ ТОПЛИВА

Окислитель и горючее двухкомпонентных топлив содержатся в отдельных ёмкостях — баках и при помощи различных устройств раздельно подаются в камеру двигателя для сжигания. Двухкомпонентные жидкие топлива в настоящее время имеют самое широкое применение, так как они обеспечивают самую наибольшую удельную тягу двигателя, легко позволяют регулировать величину и направление тяги в полете, а также выключать двигатель и запускать его повторно. Недостаток этих топлив — сложное устройство двигателя с большим числом деталей и узлов со сложной системой управления и регулирования.

К самовоспламеняющимся относят такие двухкомпонентные топлива, горение которых начинается само по себе при смешении окислителя и горючего в камере двигателя.

Несамовоспламеняющиеся топлива для начала горения при запуске двигателей требуют применения дополнительных средств зажигания. Самовоспламеняющиеся топлива обеспечивают более надёжный запуск двигателя и устойчивую его работу.

Жидкие однокомпонентные топлива представляют собой заранее приготовленную несамовоспламеняющуюся смесь окислителя и горючего в необходимом для горения соотношении или такое жидкое вещество, которое при определённых условиях разлагается с выделением теплоты и образованием газов. Однокомпонентные топлива размещаются на ракете в одном баке и по одной линии подаются в камеру сгорания через форсунки.

Преимуществом таких топлив перед двухкомпонентными является упрощение конструкции двигателя, поскольку необходима только одна линия системы подачи. Но широкого применения эти топлива в ЖРД не получили, так как они не могут обеспечить необходимую удельную тягу. Те однокомпонентные топлива, которые позволяют получить достаточную удельную тягу, непригодны для использования из-за большой склонности к самопроизвольному взрыву. Однокомпонентные топлива опасны также для применения их с целью охлаждения камеры сгорания. Эти топлива употребляются большей частью только для вспомогательных целей: для двигателей малых тяг, которые применяются с целью управления и стабилизации летательных аппаратов, а так же для вращения турбин турбонасосных агрегатов ЖРД.

Таблица 1. Основные характеристики двухкомпонентных жидких топлив при оптимальном соотношении компонентов (давление в камере сгорания 100 кгс / см2, на срезе сопла 1 кгс / см2).

Окисли-тель

Горючее

Тепло-творность топлива*,

ккал / кг

Плот-ность*,

г / см2

Темпера-тура в камере сгорания, К

Удельный импульс в пустоте, сек

Азотная кислота (98 %)

Керосин

1,36

ТГ-02

1,32

Анилин (80 %) + фурфуриловый спирт (20 %)

1,39

Жидкий кислород

Спирт (94 %)

0,39

Водород

0,32

Керосин

1,04

НДМГ

1,02

Гидразин

1,07

Аммиак

0,84

АТ

Керосин

1,27

НДМГ

1,20

Гидразин

1,23

Жидкий фтор

Водород

0,62

Гидразин

1,31

В двухкомпонентных топливах для полного сгорания обоих компонентов на каждую единицу массы одного из них требуется строго определённое количество другого. Так, для сжигания 1 кг керосина необходимо 15 кг воздуха, или 5,5 кг азотной кислоты, или 3,4 кг жидкого кислорода. В практически выполненных ЖРД окислитель подаётся в камеру в несколько меньшем количестве, чем требуется для полного сгорания.

Оказывается, в этом случае получается наибольшее значение удельной тяги. Причина заключается в том, что при уменьшении расхода окислителя несколько изменяется состав продуктов сгорания. Вследствие этого снижается процесс теплового распада молекул газов — продуктов сгорания — на атомы и ионы, который происходит с большим поглощением теплоты и бесполезным уносом её за пределы сопла, а также улучшаются условия превращения энергии в сопле.

Для эксплуатации жидкостных ракет большое значение имеет температура кипения топлива. Все компоненты топлива делятся на высококипящие и низкокипящие.

К высококипящим относятся окислители и горючие, которые могут содержаться в жидком состоянии при обычных температурах эксплуатации ракет (до +150 0C) под атмосферным или повышенным давлением, остальные относятся к низкокипящим.