Ракетное топливо (РТ)

НЕМНОГО ТЕОРИИ Из школьного курса физики (закон сохранения количества движения) известно, что если от покоящегося тела массой М отделится масса m со скоростью V то оставшаяся часть тела массой М-m будет двигаться со скоростью m/(M-m) x V в противоположном направлении. Значит, чем больше отбрасываемая масса и ее скорость,тем большую ско- рость приобретет оставшаяся часть массы т.е. тем больше будет сила приводящая ее в движение. Для работы ракетного двигателя (РД), как и любого реактивного, необходим источник энергии (топливо), рабочее тело (РТ) которое обеспечивает аккумулирование энергии источника ее перенос и преобразование) ,устройство в котором энергия пере- дается РТ и устройство в котором внутренняя энергия РТ преобразуется в кинетичес- кую энергию струи газов и передается ракете в виде силы тяги. Известны химические и нехимические топлива: у первых (жидкостные ракетные дви- гатели - ЖРД и ракетные двигатели твердого топлива - РДТТ) необходимая для работы двигателя энергия выделяется в результате химических реакций, а образующиеся при этом газообразные продукты служат рабочим телом, у вторых для нагрева рабочего тела используются другие источники энергии (например ядерная энергия). Эффективность РД, как и эффективность топлива измеряется его удельным импуль- сом. Удельный импульс тяги (удельная тяга), определяемый как отношение силы тяги к секундному массовому расходу рабочего тела. Для ЖРД и РДТТ расход рабочего тела совпадает с расходом топлива и удельный импульс является величиной обратной удель- ному расходу топлива. Удельный импульс характеризует эффективность РД - чем он больше тем меньше топлива (в общем случае - рабочего тела) расходуется на создание единицы тяги. В системе СИ удельный импульс измеряется в м/сек и практически сов- падает по величине со скоростью реактивной струи. В технической системе единиц (другое ее наименование МКГСС что значит: Метр - КилоГрамм Силы - Секунда), широко применявшейся в СССР, килограмм массы был производной единицей и определялся как масса которой сила в 1 кгс сообщает ускорение 1 м/сек за сек. Она называлась «техническая единица массы» и составляла 9,81 кг. Такая единица была неудобной, поэтому вместо массы использовали вес, вместо плотности - удельный вес и т.д. В ракетной технике при расчете удельного импульса также использовали не массовый а весовой расход топлива. В результате уделный импульс (в системе МКГСС) измерялся в секундах (по величине он в 9,81 раз меньше удельного «массового» импульса). Величина удельного импульса РД обратно пропорциональна квадратному корню мо- лекулярной массы рабочего тела и прямо пропорциональна квадратному корню из зна- чения температуры рабочего тела перед соплом. Температура рабочего тела определя- ется теплотворной способностью топлива. Максимальное ее значение для пары берил- лий+кислород составляет 7200 ккап/кг. что ограничивает величину максимального удельного импульса ЖРД величиной не более 500 сек. Величина удельного импульса зависит от термического коэффициента полезного действия РД - отношения кинетичес- кой энергии, сообщенной в двигателе рабочему телу, ко всей теплотворной способ- ности топлива. Преобразование теплотворной способности топлива в кинетическую энергию истекающей струи в двигателе происходит с потерями поскольку часть тепла уносится с истекающим рабочим телом, часть из-за неполного сгорания топлива не выделяется вовсе. Наиболее высокий удельный импульс имеют электрореактианые дви- гатели. У плазменного ЭРД он доходит до 29000 сек. Максимальный импульс серийных российских двигателей РД-107 составляет 314 сек, Характеристики РД на 90% определяются применяемым топливом. Ракетное топливо - вещество (одно или несколько), представляющих собой источник энергии и РТ для РД. Оно должно удовлетворять следующим основным требованиям: иметь высокий уд.импульс, высокую плотность, требуемое агрегатное состояние компонентов в условиях эксплуа- тации, должно быть стабильным, безопасным в обращении, нетоксичным, совместимым с конструкционными материалами, иметь сырьевые ресурсы и др. Большинство существу- ющих РД работает на химическом топливе. Основная энергетическая характеристика (уд. импульс) определяется количеством выделившейся теплоты (теплотворностью топлива) и химическим составом продуктов реакции, от которого зависит полнота преобразования тепловой энергии в кинетическую энергию потока (чем ниже молекулярная масса, тем выше уд.импульс). По числу раздельно хранимых компонентов химические ракетные топ- лива делятся на одно-(унитарные), двух-, трёх- и многокомпонентные, по агрегатному состоянию компонентов - на жидкие, твёрдые, гибридные, псевдожидкие, желеобразные. Однокомпонентные топлива - соединения типа гидразина N 2 H 4 , перекиси водорода Н 2 О 2 в камере РД распадаются с выделением большого количества теплоты и газообразных продуктов, обладают невысокими энергетическими свойствамивами. Например 100%-я перекись водорода имеет уд.импульс 145с. и применяется как вспомогательные топлива для систем управления и ориентации, приводов турбонасосов РД. Гелеобразные топлива - обычно загущенное солями высокомолекулярных органических кислот или специальными добавками горючее (реже окислитель). Повышение уд.импульса ракетных топлив дости- гается добавлением порошков металлов (Al и др.). Например "Сатурн-5" сжигает за время полета 36т. алюминиевого порошка. Наибольшее применение получили 2-х компо- нентные жидкие и твёрдые топлива. ЖИДКОЕ ТОПЛИВО Двухкомпонентное жидкое топливо состоит из окислителя и горючего. К жидким топливам предъявляются следующие специфические требования: возможно более широкий температурный интервал жидкого состояния, пригодность, по крайней мере, одного из компонентов для охлаждения жидкостного РД (термическая стабильность, высокие тем- пература кипения и теплоёмкость), возможность получения из основных компонентов генераторного газа высокой работоспособности, минимальная вязкость компонентов и малая зависимость её от температуры. Для улучшения характеристик в состав топлива вводятся различные присадки (металлы, например Be и Al для повышения уд.импульса, ингибиторы коррозии, стабилизаторы, активаторы воспламенения, вещества понижающие температуру замерзания). В качестве горючего используются керосин (лигроино-кероси- новые и керосино-газойлевые нефтяные фракции с диапазоном кипения 150-315°С), жид- кий водород, жидкий метан (CH 4), спирты (этиловый, фурфуриловый); гидразин (N 2 H 4), и его производные (диметилгидразин), жидкий аммиак (NH 3), анилин, метил-, диметил- и триметиламины и т.д. В качестве окислителя применяют: жидкий кислород, концентри- рованную азотную кислоту (HNO 3), азотный тетраксид (N 2 O 4), тетранитроме- тан; жидкие фтор, хлор и их соединения с кислородом и др. При подаче в камеру сго- рания компоненты топлива могут самовоспламеняться (конц.азотная кислота с анилином, азотный тетроксид с гидразином и др.)или нет. Применение самовоспламеняющихся топ- лив упрощает конструкцию РД и позволяет наиболее просто осуществлять многоразовые запуски. Максимальный уд.импульс имеют пары водород-фтор(412с), водород-кислород (391с). С точки зрения химии идеальный окислитель – жидкий кислород. Он использо- вался в первых балистических ракетх ФАУ,ее американских и советских копиях. Но его температура кипения (-183 0 С) не устраивала военных. Требуемый диапазон рабочих температур от –55 0 С до +55 0 С. Азотная кислота –другой очевидный окислитель для ЖРД больше устраивала военных. Она имеет высокую плотность,невысокую стоимость, производится в больших количествах, достаточно стабильна, в том числе при высоких температурах, пожаро- и взрывобезопасна. Главное ее преимущество перед жидким кис- лородом в высокой температуре кипения, а следовательно в возможности неограниченно долго храниться без всякой теплоизоляции. Но азотная кислота настолько агрессивное вещество, что непрерывно реагирует само с собой – атомы водорода отщепляются от одной молекулы кислоты и присоединяются к соседним, образуя непрочные, но чрезвы- чайно химически активные агрегаты. Даже самые стойкие сорта нержавеющей стали мед- ленно разрушаются концентрированной азотной кислотой (в результате на дне бака образовывался густой зеленоватый «кисель», смесь солей металлов). Для уменьшения коррозионной активности в азотную кислоту стали добавлять различные вещества,всего 0,5% плавиковой (фтористоводородной) кислоты уменьшают скорость коррозии нержаве- ющей стали в десять раз. Для повышения уд.импульса в кислоту добавляют двуокись азота (NO 2). Это газ бурого цвета, с резким запахом. При охлаждении ниже 21 0 С он сжижается при этом образуется четырехокись азота (N 2 O 4), или азотный тетраксид (АТ). При атмосферном давлении АТ кипит при температуре +21 0 С, а при –11 0 С замер- зает. Газ состоит в основном из молекул NO 2 , жидкость из смеси NO 2 и N 2 O 4 , а в твердом веществе остаются одни только молекулы тетроксида. Кроме всего прочего добавка АТ в кислоту связывает попадающую в окислитель воду, что уменьшает корро- зионную активность кислоты, увеличивается плотность раствора, достигая максимума при 14% растворенного АТ. Эту концентрацию использовали американцы для своих бое- вых ракет. Наши для получения максимального уд. импульса использовали 27% раствор АТ. Такой окислитель получил обозначение АК-27. Параллельно поискам лучшего окислителя шли поиски оптимального горючего. Пер- вым широко использовавшимся горючим был спирт(этиловый), применявшийся на первых советских ракетах Р-1, Р-2, Р-5 ("наследство" ФАУ-2). Кроме низких энергетических показателей военных очевидно не устраивала низкая стойкость личного состава к «от- равлению» таким горючим. Военных больше всего устраивал продукт перегонки нефти,но проблема была в том, что такое топливо не самовоспламеняется при контакте с азот- ной кислотой. Этот недостаток обошли применением пускового горючего. Его состав был найден еще немецкими ракетчиками во время Второй мировой войны, и называлось оно «Тонка-250» (в СССР оно именовалось ТГ-02). Лучше всего воспламеняются с азот- ной кислотой вещества,имеющие в составе, кроме углерода и водорода еще азот. Таким веществом, обладающим высокими энргетическими характеристиками, был гидразин (N 2 H 4). По физическим свойствам он очень похож на воду (плотность на несколько процентов больше, температура замерзания +1,5 0 С, кипения +113 0 С, вязкость и все прочее – как у воды). Но военных не устраивала высокая температура замерзания (выше,чем у воды). В СССР был разработан способ получения несимметричного диметилгидразина (НДМГ), а американцы использовали более простой процесс получения монометилгидразин. Обе эти жидкости, были чрезвычайно ядовиты зато менее взрывоопасны, меньше впитывали водя- ные пары, были термически более стойкими чем гидразин. Но вот температура кипения и плотность по сравнению с гидразином понизились. Несмотря на некоторые недостатки новое топливо вполне устраивало и конструкторов, и военных. НДМГ имеет и другое, «несекретное» название - «гептил». «Аэрозин-50» использовавшийся американцами на своих жидкостных ракетах представляет собой смесь гидразина и НДМГ, что было след- ствием изобретения технологического процесса,в котором они получались одновременно. После того как баллистические ракеты стали размещаться в шахтах, в герметичном контейнере с системой термостатирования требования к диапазону рабочих температур ракетного топлива были снижены. В результате от азотной кислоты отказались,перейдя на чистый АТ так же получивший несекретное наименование – «амил». Давление наддува в баках повышало температуру кипения до приемлемой величины. Коррозия баков и тру- бопроводов с при использовании АТ уменьшилась настолько, что стало возможным хра- нить ракету заправленной на протяжении всего срока боевого дежурства. Первыми раке- тами использующими в качестве окислителя АТ стали УР-100 и тяжелая Р-36. Они могли стоять заправленными до 10 лет подряд. Основные характеристики двухкомпонентных жидких топлив при оптимальном соотношении компонентов (давление в камере сгорания, 100 кгс/см2, на срезе сопла 1 кгс/см2) Окислитель Горючее Теплотвор- Плотность Температура Уд.импульс ность топлива*, г /см 2 * в камере в пустоте, ккал/кг сгорания, К сек Азотная Керосин 1460 1,36 2980 313 к-та (98%) ТГ-02 1490 1,32 3000 310 Анилин(80%)+ фурфуриловый 1420 1.39 3050 313 спирт (20%) Кислород Спирт(94%) 2020 0,39 3300 255 (Жидкий) Водород ж. 0,32 3250 391 Керосин 2200 1,04 3755 335 НДМГ 2200 1,02 3670 344 Гидразин 1,07 3446 346 Аммиак ж. 0,84 3070 323 АТ Керосин 1550 1,27 3516 309 НДМГ 1,195 3469 318 Гидразин 1,23 3287 322 Фтор Водород ж. 0,62 4707 412 (жидкий) Гидразин 2230 1,31 4775 370 * отношение суммарной массы окислителя и горючего к их объёму. ТВЕРДОЕ ТОПЛИВО Твердое топливо подразделяется на баллиститное прессованные - нитроглицерино- вые пороха) представляющее собой гомогенную смесь компонентов (в современных мощных РД не применяется) и смесевое представляющее собой гетерогенные смеси окис- лителя, горючего-связующего (способствующего образованию монолитного топливного блока) и различных добавок (пластификатора, порошки металлов и их гидридов, отвер- дителя и т.д.). Твердотопливные заряды изготавливаются в виде канальных шашек, горящих по внешней либо внутренней поверхности. Основные специфические требования, предъявляемые к твёрдым топливам: равномерность распределения компонентов и, след- овательно, постоянство физико-химических и энергетических свойств в блоке, устой- чивость и закономерность горения в камере РД, а также комплекс физико-механических свойств, обеспечивающих работоспособность двигателя в условиях перегрузок, пере- менной температуры, вибраций. По уд.импульсу (около 200с.) твёрдое топливо усту- пает жидкому, т.к. из-за химической несовместимости не всегда удаётся использовать в составе твёрдого топлива энергетически эффективные компоненты. Недостатком твер- дого топлива является подверженость "старению" (необратимому изменению свойств вследствие происходящих в полимерах химических и физических процессов). Американские ракетчики быстро отказались от жидкого топлива и для боевых ракет предпочли твердое смесевое,работы по созданию которого в США проводились еще с середины 40-х годов, что позволило уже в 1962г. принять на вооружение первую твердотопливную МБР «Минитмен-1». В нашей стране широкомасштабные исследования начались со значительным опозданием. Постановлением от 20 ноября 1959г. предусмат- ривалось создание трёхступенчатой ракеты РТ-1 с твердотопливными ракетными двига- телями (РДТТ) и дальностью 2500км. Поскольку к тому моменту практически отсутство- вали научная, технологическая и производственная базы по смесевым зарядам альтерна- тивы использованию баллиститных твердых топлив не было. Максимально допустимый по технологии диаметр пороховых шашек изготавливаемых методом проходного прессования не превышал 800мм. Поэтому двигатели каждой ступени имели пакетную компоновку из 4 и 2 блоков у первой и второй ступеней соответственно. Вкладной пороховой заряд горел по внутреннему цилиндрическому каналу, торцам и поверхности 4-х продольных щелей, расположенных в передней части заряда. Такая форма поверхности горения обес- печивала необходимую диаграмму давления в двигателе. Ракета имела неудовлетвори- тельные характеристики так, при стартовой массе 29.5т. "Минитмен-1" имел предель- ную дальность 9300км, а у РТ-1 эти характеристики составляли, соответственно 34т. и 2400км. Основной причиной отставания ракеты РТ-1 являлось использование баллист- ного пороха. Для создания МБР на твердом топливе, по своим характеристикам прибли- жающейся к "Минитмен-1", было необходимо использование смесевых топлив, обеспечи- вающих более высокие энергетические и лучшие массовые характеристики двигателей и ракеты в целом. В апреле 1961г. вышло Постановление Правительства о разработке МБР на твердом топливе - РТ-2, было проведено установочное совещание и подготовлена программа "Нейлон-С" по разработке смесевых топлив с уд.импульсом 235с. Эти топ- лива должны были обеспечить возможность изготовления зарядов массой до 40т. мето- дом литья в корпус двигателя. В конце 1968г. ракета была принята на вооружение, но требовала дальнейшего совершенствования. Так, смесевое топливо формовалось в отдельных прессформах, затем заряд вкладывался в корпус, а зазор между зарядом и корпусом заливался связующим веществом. Это создавало определенные трудности при изготовлении двигателя. Ракета РТ-2П, имела твёрдое топливо ПАЛ-17/7 на основе бутил-каучука, обладающего высокой пластичностью, не имеющего заметного старения и растрескивания в процессе хранения, при этом топливо заливалось прямо в корпус дви- гателя, затем производилась его полимеризация и формование необходимых поверхнос- тей горения заряда. По своим летно-техническим характеристикам РТ-2П приближалась к ракете "Минитмен-3". Первыми нашли широкое применение в РДТТ смесевые топлива на основе перхлората калия и полисульфида. Значительное увеличение уд. импульса РДТТ произошло после того, как вместо перхлората калия стал применяться перхлорат аммония, а вместо полисульфидных - полиурстаноеые, а затем полибутадиеновые и другие каучуки, и в состав топлива было введено дополнительное горючее - порошкообразный алюминий. Почти все современные РДТТ содержат заряды, изготовленные из перхлората аммония, алюминия и полимеров бутадиена (СН 2 =СН-СН=СН 2). Готовый заряд имеет вид твердой резины или пластика. Его подвергают тщательному контролю на сплошность и однород- ность массы, прочное сцепление топлива с корпусом и т.д. Трещины и поры в заряде, как и отслоения от корпуса, недопустимы так как могут привести к нерасчетному уве- личению тяги РДТТ (вследствие увеличения горящей поверхности), прогарам корпуса и даже взрывам. Характерный состав смесевого топлива, используемого в современных мощных РДТТ: окислителя (как правило перхлорат аммония NH 4 C1O 4) 60-70%, горючего- связующего (бутилкаучук, нитрильные каучуки, полибутадиены) 10-15%, пластификатора 5-10%, металла (порошки Al,Be,Mg и их гидриды) 10-20%, отвердителя 0,5-2,0% и ката- лизатора горения 0,1-1,0%.(окись железа) В современных космических РДТТ сравнительно редко применяется и модифицирован- ное двухосновное, или смесевое двухосновное топливо. По составу оно является проме- жуточным между обычным баллистным двухосновным (двухосновные пороха – бездымные пороха в которых два основных компонента: нитроцеллюлоза - чаще всего в виде пирок- силина, и нелетучий растворитель – чаще всего нитроглицерин) топливом и смесевым. Двухосновное смесевое топливо содержит обычно кристаллический перхлорат аммония (окислитель) и порошкообразный алюминий (горючее), связанные при помощи нитроцел- люлозно-нитроглицерииовой смеси. Вот типичный состав модифицированного двухоснов- ного топлива: перхлорат аммония -20,4%, алюминий - 21,1%, нитроцеллюлоза - 21,9%, нитроглицерин - 29,0%, триацетин (растворитель) - 5,1%, стабилизаторы - 2,5%. При той же плотности, что и смесевое полибутадиеновоё топливо, модифицированное двух- основное характеризуется несколько большим удельным импульсом. Недостатками же его являются более высокая температура горения, большая стоимость, повышенная взры- воопасность (склонность к детонации). С целью увеличения удельного импульса как в смесевые, так и в модифицированные двухосновные топлива могут вводиться сильно взрывчатые кристаллические окислители например гексоген. ГИБРИДНОЕ ТОПЛИВО В гибридном топливе компоненты находятся в различных агрегатных состояниях. Горючим могут служить: отвержденные нефтепродукты, N 2 H 4 , полимеры и их смеси с порошками - Al, Be, BeH 2 , LiH 2 , окислителями - HNO 3 , N 2 O 4 , H 2 O 2 ,FC1O 3 , C1F 3 , О 2 ,F 2 , OF 2 . По удельному импульсу эти топлива занимают промежуточное положение между жид- кими и твёрдыми. Максимальный уд.импульс имеют топлива: BeH 2 -F 2 (395с), ВеН 2 -Н 2 О 2 (375с), ВеН 2 -О 2 (371с). В основе гибридного топлива, разработанного Стэнфордским университом и NASA, лежит парафин. Он нетоксичен и является экологи- чески чистым (при сгорании образует только углекислый газ и воду) его тяга регули- руется в широких пределах, возможен и повторный запуск. Двигатель имеет довольно простое устройство, сквозь парафиновую трубу, расположенную в камере сгорания, прокачивается окислитель (газообразный кислород), при зажигании и дальнейшем разо- греве поверхностный слой топлива испаряется, поддерживая горение. Разработчикам удалось добиться высокой скорости горения и таким образом решить основную проблему, тормозившую ранее использование подобных двигателей в космических ракетах. Хорошие перспективы может иметь применение металлического горючего. Одним из наиболее под- ходящих для этой цели металлов является литий. При сгорании 1 кг. этого металла выделяется в 4,5 раза больше энергии чем при окислении керосин жидким кислородом. Большей теплотворностью может похвастать лишь бериллий. В США опубликованы патенты на твердое ракетное топливо, содержащее 51-68% металлического лития.

Топливо для жидкостных ракетных двигателей, применяемых в составе космических разгонных блоков и ступеней ракетоносителей, содержит горючее на основе метана и окислитель, при этом в качестве горючего используется смесь метана и этилена с мольным содержанием метана от 5 до 25%. Применение предлагаемого топлива на ракетоносителях среднего класса с общим запасом топлива 300 т позволит снизить массу конструкции ракетоносителя по сравнению с применением топлива метан + кислород на ~2%, что эквивалентно увеличению массы выводимого полезного груза на ~ 6,5%. По сравнению с использованием топлива керосин + кислород масса выводимого полезного груза увеличится на ~ 7,5%.

Предлагаемое топливо предназначено для использования в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД), применяемых в составе космических разгонных блоков (РБ) и ступеней ракетоносителей (РН). Аналогом данного топлива является топливо керосин+кислород . Жидкий кислород в настоящее время является одним из наиболее распространенных окислителей в топливах ЖРД. Это связано с тем, что жидкий кислород является экологически безопасным компонентом топлива. При этом он дешев, не токсичен, умеренно пожароопасен и обеспечивает достаточно высокие энергетические характеристики топлив. Например, топливо керосин+кислород при давлении в КС 70 ата и геометрической степени расширения сопла 40 обеспечивает удельный пустотный импульс на ~ 8% больший, чем топливо керосин+AT, где в качестве окислителя используется азотный тетраксид. Керосин представляет собой углеводородное горючее, являющееся смесью природных углеводородов, получаемых при перегонке нефти. Получение керосина из природной нефти обусловливает его относительную дешевизну. Кроме того, керосин является малотоксичным веществом, относящимся к 4-ому (низшему) классу опасности, умеренно пожароопасен и обладает достаточно высокой плотностью, что положительно сказывается на его эксплуатационных достоинствах. В целом топливо керосин+кислород, является эффективным топливом с достаточно высокой плотностью ~ 1000 кг/м 3 и достаточно высоким удельным импульсом истечения продуктов его сгорания, что позволяет достаточно эффективно решать существующие задачи, стоящие перед современными средствами выведения. К недостаткам топлива керосин+кислород относятся: относительно большая разница температур эксплуатации жидкого кислорода (~ 90 К) и керосина (~ 290 К), что требует принятия специальных мер, компенсирующих температурные напряжения, возникающие в баке хранения окислителя при заправке его жидким кислородом, и необходимость использования баков хранения компонентов с раздельными днищами и значительной теплоизоляцией между баками. Это ведет к существенному увеличению массы баков хранения компонентов и к увеличению объема, занимаемого баками хранения компонентов топлива в двигательной установке, что также увеличивает массовые затраты на хранение топлива. Прототипом предлагаемого топлива является топливо метан+кислород . Метан является основной составляющей природных газов, поэтому его производство, по оценкам, будет даже дешевле, чем производство керосина. По энергетическим характеристикам это топливо превосходит топливо керосин+кислород: при указанных выше давлениях в КС и геометрической степени расширения сопла удельный импульс топлива метан+кислород будет выше удельного импульса топлива керосин+кислород на ~ 4%. Однако метан даже при температуре 91 К (температура его плавления 90,66 К) обладает низкой плотностью 455 кг/м 3 , при этом плотность топлива метан+кислород всего 830 кг/м 3 , что приводит к увеличению массовых затрат на его хранение ввиду необходимости увеличения объема баков хранения компонентов. Низкая плотность топлива метан+кислород и невозможность переохлаждения кислорда при использовании баков хранения компонентов топлива с совмещенными днищами ведут к тому, что для космических РБ существенно (на 20% по сравнению с керосин+кислород) снижается время возможного хранения топлива в околоземном пространстве. Поскольку температура плавления метана выше температуры кипения кислорода при давлении 1 ата (т.е. выше 90 К), то использование баков хранения компонентов топлива с совмещенными днищами даже для кипящего при 1 ата кислорода (а тем более при использовании переохлажденного кислорода, который кипит при более низком давлении) невозможно без использования межбаковой теплоизоляции. Кроме того, поскольку бак горючего заправлен криогенным метаном, то его надо теплоизолировать от внешних теплопритоков, что дополнительно увеличивает массовые затраты на хранение топлива. Все это ведет к существенному по сравнению с топливом керосин+кислород увеличению массы и габаритов баков хранения топлива метан+кислород, что значительно, а в некоторых случаях вплоть до нуля, снижает эффект, который можно было бы получить от более высокого удельного импульса прототипа. Задачей изобретения является увеличение плотности топлива и, как следствие, массовых затрат на его хранение в топливных баках. Энергетические характеристики топлива при этом не ухудшаются по сравнению с прототипом. Это достигается при применении топлива, содержащего горючее и окислитель, где в качестве горючего используется смесь метана и этилена с мольным содержанием метана от 5 до 25%. При указанном содержании метана температура затвердевания такого горючего менее 90 К, т.е. при использовании в качестве окислителя, например, кипящего жидкого кислорода баки окислителя и горючего могут иметь общее днище, не покрытое теплоизоляцией. Кроме того, предлагаемое топливо для указанного интервала мольного соотношения метан - этилен будет иметь плотность от 900 до 970 кг/см 3 , что сравнимо с плотностью топлива керосин+кислород, а с учетом большой теплоемкости горючего в предлагаемом топливе возможное время пребывания космических РБ в околоземном пространстве будет таким же, как при использовании топлива керосин+кислород. При этом проведенные термодинамические расчеты показали, что удельный импульс продуктов истечения предлагаемого топлива будет таким же, как для топлива метан+кислород. Применение предлагаемого топлива на РН среднего класса с общим запасом топлива 300 т позволит снизить массу конструкции РН по сравнению с применением топлива метан+кислород на ~ 2%, что эквивалентно увеличению массы выводимого полезного груза на ~ 6,5%. По сравнению с использованием топлива керосин+кислород масса выводимого полезного груза увеличится на ~ 7,5%. Метан, как уже отмечалось выше, является основной составляющей природных газов, а этилен является широко распространенным сырьем для химической промышленности (например, при производстве полиэтилена), поэтому производство горючего для такого топлива не потребует создания новых производств и может быть освоено в достаточно короткие сроки. Стоимость предлагаемого топлива по оценкам будет сравнима со стоимостью топлива керосин+кислород. СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ 1. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей /в 2-х книгах/ под ред. В. М. Кудрявцева, изд. 4-е перераб. и доп. - М. "Высшая школа", 1993. - кн.1, стр.130-134. 2. Паушкин Я. М. Химический состав и свойства реактивных топлив. - М. Издательство академии наук СССР, 1958.- 376 с., ил. стр.302. 3. Синярев Г.Б. Жидкостные ракетные двигатели. - М. Государственное издательство оборонной промышленности. 1955. -488 стр., ил. стр.159 - 161. 4. Справочник по физико-техническим основам криогеники. /М.П.Малков.- 3-е изд., перераб. и доп. - М.:Энергоатомиздат, 1985, -432 с., ил. стр.217. 5. Справочник по разделению газовых смесей методом глубокого охлаждения. /И. И. Гельперин. - 2-е изд., перераб. - М. Государственное научно-техническое издательство химической литературы, 1963. - 512 с., ил. стр.232. 6. Термодинамические и теплофизические свойства продуктов сгорания /в 3-х томах/ под ред. В.П. Глушко, - М. Всезоюзный институт научной и технической информации. 1968, т. 2, стр.177-308.

Формула изобретения

Топливо для жидкостных ракетных двигателей, содержащее горючее на основе метана и окислитель, отличающееся тем, что в качестве горючего используется смесь метана и этилена с мольным содержанием метана от 5 до 25%.

Похожие патенты:

Изобретение относится к способу работы двигателя летательного аппарата, действующего по принципу реактивного движения

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается конструкции жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), работающих на криогенном топливе, в частности двигателей ракетных блоков и космических аппаратов, использующих в качестве компонентов топлива криогенный окислитель жидкий кислород и углеводородное горючее

Мощную космическую ракету движет та же сила, что и праздничный увеселительный фейерверк в парке культуры и отдыха, - сила реакции газов, вытекающих из сопла. Вырываясь огненным столбом из ракетного двигателя, они толкают сам двигатель и все, что с ним конструктивно связано, в противоположном направлении.

Главное принципиальное отличие любого реактивного двигателя (ракетные двигатели-могучая ветвь обширного семейства реактивных двигателей, двигателей прямой реакции) состоит в том, что он непосредственно вырабатывает движение, сам приводит в движение связанный с ним транспортный аппарат без участия промежуточных агрегатов, называемых движителями. У самолета с поршневыми или турбовинтовыми двигателями мотор заставляет вращаться воздушный винт, который, врезаясь в воздух, отбрасывает массу воздуха назад и заставляет самолет лететь вперед. В этом случае движителем служит воздушный винт. Аналогично работает гребной винт корабля: он отбрасывает массу воды. У автомобиля или поезда движителем служит колесо. И только реактивный двигатель не нуждается в опоре в окружающей среде, в массе, от которой бы отталкивался аппарат. Масса, которую реактивный двигатель отбрасывает назад и получает благодаря этому движение вперед, находится в нем самом. Она называется рабочим телом, или рабочим веществом двигателя.

Обычно раскаленные газы, работающие в двигателе, образуются при сгорании топлива, т. е. при химической реакции бурного окисления горючего вещества. Химическая энергия сгорающих веществ преобразуется при этом в тепловую энергию продуктов сгорания. А тепловая энергия горячих газов, полученных в камере сгорания, превращается при их расширении в сопле в механическую энергию поступательного движения ракеты или реактивного самолета.

Энергия, используемая в этих двигателях, является результатом химической реакции. Поэтому такие двигатели и называются химическими ракетными двигателями.

Это не единственно возможный случай. В ядерных ракетных двигателях рабочее вещество должно получать энергию за счет тепла, выделяемого при реакции ядерного распада или синтеза. В некоторых типах электроракетных Двигателей рабочее вещество разгоняется и вовсе без участия тепла благодаря взаимодействию электрических и магнитных сил. В наши дни, однако, основа ракетной техники - химические, или, как их еще называют, термохимические ракетные двигатели.

Не все реактивные двигатели пригодны для космических полетов. Большой класс этих машин, так называемые воздушно-реактивные двигатели, используют для окисления горючего воздух окружающей среды. Естественно, они могут Работать только в пределах земной атмосферы.

Для работы в космосе используют два типа ракетных термохимических двигателей: ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ) и жидкостные ракетные двигатели (ЖРД). В этих двигателях топливо содержит в себе все, что нужно для горения, т. е. и горючее, и окислитель. Только агрегатное состояние этого топлива различное. В РДТТ-это твердая смесь необходимых веществ. В ЖРД горючее и окислитель хранятся в жидком виде, обычно в отдельных баках, а воспламенение происходит в камере сгорания, где горючее смешивается с окислителем.

Движение ракеты возникает при отбрасывании рабочего вещества. Далеко не безразлично, с какой скоростью истекает из сопла реактивного двигателя рабочее тело. Физический закон сохранения количества движения говорит о том, что количество движения ракеты (произведение ее массы на скорость, с которой она летит) будет равно количеству движения рабочего тела. Значит, чем больше масса выбрасываемых из сопла газов и скорость их истечения, тем больше тяга двигателя, тем большую скорость можно придать ракете, тем больше может быть ее масса и полезная нагрузка.

В большом ракетном двигателе за несколько минут работы перерабатывается и с большой скоростью выбрасывается из сопла огромное количество топлива - рабочего тела. Чтобы увеличить скорость и массу ракеты, кроме разделения ее на ступени есть только один способ-увеличение тяги двигателей. А повысить тягу, не увеличивая расхода топлива, можно только наращивая скорость истечения газов из сопла.

Существует в ракетной технике понятие удельной тяги ракетного двигателя. Удельная тяга - это тяга, получаемая в двигателе при расходе одного килограмма топлива за одну секунду.

Удельной тяге идентичен удельный импульс - импульс, развиваемый ракетным двигателем на каждый килограмм расходуемого топлива (рабочего тела). Удельный импульс определяется отношением тяги двигателя к массе топлива, расходуемого за одну секунду. Удельный импульс - наиболее важная характеристика ракетного двигателя.

Удельный импульс двигателя пропорционален скорости истечения газов из сопла. Увеличение скорости истечения позволяет снизить расход топлива на один килограмм тяги, развиваемой двигателем. Чем больше удельная тяга, чем больше скорость истечения рабочего тела, тем экономичнее двигатель, тем меньше топлива нужно ракете для совершения одного и того же полета.

А скорость истечения непосредственно зависит от кинетической энергии движения молекул газа, от его температуры и, следовательно, от калорийности (теплотворной способности) топлива. Естественно, чем выше калорийность, энергопроизводительность топлива, тем меньше его нужно для совершения одной и той же работы.

Но скорость истечения зависит не только от температуры, она возрастает с уменьшением молекулярного веса рабочего вещества. Кинетическая энергия молекул при одной и той же температуре обратно пропорциональна их молекулярному весу. Чем меньше молекулярный вес топлива, тем больше объем газов, образующихся при его сгорании. Чем больше объем газов, образующихся при сгорании топлива, тем больше скорость их истечения. Поэтому водород в качестве компонента ракетного топлива выгоден вдвойне-из-за высокой теплотворной способности и малого молекулярного веса.

Весьма важной характеристикой ракетного двигателя является его удельная масса, т. е. масса двигателя, приходящаяся на единицу его тяги. Ракетный двигатель должен развивать большую тягу и в то же время быть очень легким. Ведь подъем каждого килограмма нагрузки в космос дается дорогой ценой, и если двигатель будет тяжелым, то он будет поднимать главным образом только себя. Большинство реактивных двигателей вообще имеет относительно небольшую удельную массу, но особенно хорош этот показатель у ЖРД и РДТТ. Это связано с простотой их устройства.

РДТТ и ЖРД

Ракетные двигатели твердого топлива предельно просты по устройству. У них, по существу, две основные части: камера сгорания и реактивное сопло. Топливным баком служит сама камера сгорания. Правда, в этом не только достоинство, но и весьма существенный недостаток. Двигатель трудно выключить, пока не выгорит все топливо. Его работу чрезвычайно сложно регулировать. Топливо должно гореть медленно, с более или менее постоянной скоростью, независимо от изменения давления и температуры. Регулировать величину тяги РДТТ можно лишь в определенных, заранее заданных пределах, подбирая твердотопливные заряды соответствующей геометрии и структуры. В РДТТ трудно регулировать не только силу тяги, но и ее направление. Для этого надо изменять положение тяговой камеры, а она очень велика, ведь в ней находится весь запас топлива. Появились твердотопливные ракеты с поворотными соплами, конструктивно они довольно сложны, но это позволяет решить проблему управления направлением тяги.

Однако ракетные двигатели твердого топлива имеют и ряд серьезных достоинств: постоянная готовность к действию, надежность и простота эксплуатации. РДТТ нашли широкое применение в военном деле.

Важнейшим элементом в РДТТ является заряд твердого топлива. Характеристики двигателя зависят и от элементов топлива, и от структуры и устройства заряда. Различают два основных типа твердых ракетных топлив: двухосновные, или коллоидные, и смесевые. Коллоидные топлива представляют собой твердый однородный раствор органических веществ, молекулы которых содержат окислительные и горючие элементы. Наиболее широко используется твердый раствор нитроцеллюлозы и нитроглицерина.

Смесевые топлива представляют собой механические смеси горючего и окислителя. В качестве окислителя в этих топливах обычно применяют неорганические кристаллические вещества-перхлорат аммония, перхлорат калия и др. Обычно такое топливо состоит из трех компонентов: кроме окислителя в него входят полимерное горючее, служащее связующим элементом, и второе горючее в виде порошкообразных металлических добавок, которые существенно улучшают энергетические характеристики топлива. Горючим-связующим могут быть полиэфирные и эпоксидные смолы, полиуретановый и полибутадиеновый каучук и др. Вторым горючим чаще всего служит порошкообразный алюминий, иногда бериллий или магний. Смесевые топлива обычно имеют больший удельный импульс, чем коллоидные, большую плотность, большую стабильность, лучше хранятся, более технологичны.

Заряды твердого топлива бывают скрепленные с корпусом камеры двигателя (их изготавливают заливкой топлива непосредственно в корпус) и вкладные, которые изготавливают отдельно и вставляют в корпус в виде одной или нескольких шашек.

Очень важна геометрическая форма заряда. Изменяя ее и используя бронирующие покрытия поверхностей заряда, которые не должны гореть, добиваются нужного изменения площади горения и соответственно давления газов в камере и тяги двигателя.

Есть заряды, обеспечивающие нейтральное горение. У них площадь горения остается неизменной. Так получается, если, например, шашка твердого топлива горит с торца или же одновременно с наружной и внутренней поверхности (для этого внутри заряда делается полость). При регрессивном горении поверхность горения уменьшается. Тек получается, если цилиндрическая шашка горит с наружной поверхности. И, наконец, для прогрессивного горения, которое обеспечивает увеличение давления в камере сгорания, нужно нарастание площади горения. Наиболее простым примером такого заряда служит шашка, горящая по внутренней цилиндрической поверхности.

Наиболее существенными преимуществами обладают скрепленные заряды с внутренним горением. В них горячие продукты сгорания не соприкасаются со стенками корпуса, что позволяет обходиться без специального наружного охлаждения. В космонавтике в настоящее время ракетные двигатели твердого топлива применяются ограниченно. Мощные РДТТ используются на некоторых американских ракетах-носителях, например, на ракете «Титан».

Большие современные РДТТ развивают тягу в сотни тонн, разрабатываются еще более мощные двигатели тягой в тысячи тонн, совершенствуются твердые топлива, конструируются системы управления тягой. И все же в космонавтике безусловно доминируют ЖРД. Главная причина этого - более низкая эффективность твердого ракетного топлива. Лучшие РДТТ имеют скорость истечения газов из сопла 2500 метров в секунду. У ЖРД удельная тяга выше и скорость истечения составляет (у лучших современных двигателей) 3500 метров в секунду, а используя топливо с очень высокой теплотворной способностью (например, жидкий водород в качестве горючего и жидкий кислород в качестве окислителя), можно получить скорость истечения четыре с половиной километра в секунду.

Для устройства и работы ЖРД огромное значение имеет топливо, на котором работает двигатель.

Известны топлива, которые выделяют энергию при реакции разложения, например, перекись водорода, гидразин. Они, естественно, состоят из одного компонента, одной жидкости. Однако наиболее широко применяются в ракетной технике химические топлива, выделяющие энергию при реакции горения. Они состоят из окислителя и горючего. Такие топлива могут быть тоже однокомпонентными, т. е. представлять собой одну жидкость. Это может быть вещество, в молекулу которого входят как окислительные, так и горючие элементы, например, нитрометан, или смесь окислителя и горючего, или раствор горючего в окислителе. Однако такие топлива обычно склонны к взрыву и малоупотребительны. Подавляющее большинство жидкостных ракетных двигателей работает на двухкомпонентном топливе. Окислитель и горючее хранятся в отдельных баках, и их смешение происходит в камере двигателя. Окислитель обычно составляет большую часть массы топлива - его расходуется в два - четыре раза больше, чем горючего. В качестве окислителя чаще всего применяются жидкий кислород, четырехокись азота, азотная кислота, перекись водорода. Как горючее используются керосин, спирт, гидразин, аммиак, жидкий водород и др.

На топливе, состоящем из жидкого кислорода и керосина, работала советская ракета-носитель «Восток», обеспечивавшая запуск многих наших космических кораблей с космонавтами на борту. На этом же топливе работали двигатели американских ракет «Атлас», «Титан», первой ступени ракеты «Сатурн-5», с помощью которой запускались на Луну космические корабли «Аполлон». Топливо, состоящее из жидкого кислорода и керосина, хорошо освоено в производстве и эксплуатации, надежно и дешево. Оно широко применяется в ЖРД.

В качестве горючего нашел применение несимметричный диметилгидразин. Это горючее в паре с окислителем - жидким кислородом - используется в двигателе РД-119, широко применяемом при запуске спутников «Космос». В этом двигателе достигнут наибольший удельный импульс для ЖРД, работающих на кислороде и высококипящих горючих.

Наиболее эффективное из широко применяемых в настоящее время ракетных топлив - жидкий кислород плюс жидкий водород. Оно применяется, например, в двигателях второй и третьей ступени ракеты «Сатурн-5».

Поиски новых, все более эффективных ракетных топлив продолжаются постоянно. Много работают ученые и конструкторы, чтобы использовать в ЖРД фтор, который обладает более сильным окислительным действием, чем кислород. Образуемые с применением фтора топлива позволяют получить наибольший удельный импульс для ЖРД и имеют высокую плотность. Однако использование его в ЖРД затруднено высокой химической агрессивностью и токсичностью жидкого фтора, высокой температурой сгорания (более 4500° С) и дороговизной.

Тем не менее в ряде стран ведутся разработки и стендовые испытания ЖРД на фторе. Впервые предложил использовать жидкий фтор для ЖРД еще Ф. А. Цандер в 1932 году, а в 1933 году В. П. Глушжо предложил в качестве окислителя смесь жидкого фтора и жидкого кислорода.

Многие топлива на основе фтора самовоспламеняются при смешении окислителя и горючего. Самовоспламеняются и некоторые топливные пары, не содержащие фтора. Самовоспламенение - большое достоинство топлива. Оно позволяет упростить конструкцию ЖРД и повысить его надежность. Некоторые топлива становятся самовоспламеняющимися при добавлении катализатора. Так, если к окислителю-жидкому кислороду- добавить сотую долю процента фтористого озона, то сочетание этого окислителя с керосином становится самовоспламеняющимся.

Самовоспламенение топлива (если оно не самовоспламеняющееся, то применяется пиротехническое или электрическое зажигание, или впрыскивание порции пускового самовоспламеняющегося топлива) происходит в камере двигателя. Камера - основной агрегат ЖРД, Именно в камере смешиваются компоненты топлива, происходит его сгорание, и в результате образуется газ с очень высокой температурой (2000-4500° С) и под высоким давлением (десятки и сотни атмосфер). Вытекая из камеры, этот газ и создает реактивную силу, тягу двигателя. Камера ЖРД состоит из камеры сгорания со смесительной головкой и сопла. Смешение компонентов топлива происходит в смесительной головке, горение - в камере сгорания, а вытекают газы через сопло. Обычно все агрегаты камеры выполняются как одно целое, Чаще всего камеры сгорания имеют цилиндрическую форму, но бывают они и коническими или шарообразными (грушевидными).

Смесительная головка - очень важная часть камеры сгорания и всего ЖРД. В ней происходит так называемое смесеобразование-впрыск, распыливание и смешение компонентов топлива. Компоненты топлива - окислитель и горючее - поступают в смесительную головку камеры раздельно. Через форсунки головки они вводятся в камеру благодаря разности давлений в системе подачи топлива и головке камеры. Чтобы реакция в камере сгорания протекала как можно быстрее и была как можно более полной - а это очень важное условие эффективности и экономичности двигателя, - необходимо обеспечить наиболее быстрое и полное образование топливной смеси, сгорающей в камере, добиться, чтобы каждая частица окислителя встретилась с частицей горючего.

Образование подготовленной к сгоранию топливной смеси состоит из трех процессов, переходящих один в другой - распыливания жидких компонентов, их испарения и смешения. При распыливании - дроблении жидкости на капли - значительно увеличивается ее поверхность и ускоряется процесс испарения. Очень важна -тонкость и однородность распыливания. Тонкость этого процесса характеризуется диаметром получаемых капель: чем меньше каждая капелька, тем лучше. Следующий после распыления этап подготовки топлива к сгоранию- его испарение. Необходимо обеспечить наиболее полное испарение окислителя и горючего за кратчайшее время. Процесс испарения образовавшихся при распыливании капель в камере ЖРД занимает всего от двух до восьми тысячных секунды.

В результате распыливания и испарения компонентов топлива образуются пары окислителя и горючего, из которых и получается горящая в камере двигателя смесь. Смешение компонентов начинается, по-существу, сразу же после поступления компонентов в камеру и заканчивается только по мере сгорания топлива. При самовоспламеняющихся топливах процесс горения начинается еще в жидкой фазе, во время распыливания топлива. При несамовоспламеняющихся топливах горение начинается в газовой фазе при подводе тепла от внешнего источника.

Жидкие компоненты топлива в камеру подают через расположенные в головке форсунки. Чаще всего применяются форсунки двух типов: струйные или центробежные. Но вот топливо распылено, перемешано, воспламенилось. При горении его в камере сгорания выделяется большое количество тепловой энергии. Дальнейшее преобразование энергии происходит в сопле. Удачная конструкция смесительной головки в первую очередь определяет совершенство двигателя - обеспечивает полноту сгорания топлива, устойчивость горения и т. д.

Сопло - часть камеры сгорания, в которой тепловая энергия сжатого рабочего тела (смеси газов) преобразуется в кинетическую энергию газового потока, т. е. происходит его разгон до скорости истечения из двигателя. Сопло обычно состоит из сужающейся и расширяющейся частей, которые соединены в критическом (минимальном) сечении.

Весьма сложная задача - обеспечить охлаждение камеры ЖРД. Обычно камера состоит из двух оболочек-внутренней огневой стенки и наружной рубашки. По пространству между оболочками протекает жидкость, охлаждающая внутреннюю стенку камеры ЖРД. Обычно для этого используется один из компонентов топлива. Нагретое горючее или окислитель отводится и поступает в головку камеры для использования, так сказать, по прямому назначению. В этом случае тепловая энергия, отобранная от стенок камеры, не теряется, а возвращается в камеру. Такое охлаждение (регенеративное) впервые было предложено еще К. Э. Циолковским и широко применяется в ракетной технике.

В большинстве современных ЖРД для подачи топлива используются специальные турбонасосные агрегаты. Чтобы привести в действие такой мощный насос, в особом газогенераторе сжигают топливо - обычно то же горючее и тот же окислитель, что и в камере сгорания двигателя. Иногда турбина насоса приводится во вращение паром, который образуется при охлаждении камеры сгорания двигателя. Есть и другие системы привода насоса.

Создание современных жидкостных ракетных двигателей требует высокого уровня развития науки и техники, совершенства конструкторской мысли, передовой технологии. Дело в том, что в ЖРД достигаются очень высокие температуры, развивается огромное давление, продукты сгорания, а порой и само топливо весьма агрессивны, расход топлива необычайно высок (до нескольких тонн в секунду!). При всем этом ЖРД должен иметь, особенно при запусках космических аппаратов с космонавтами на борту, очень высокую степень надежности. Именно высокая надежность и многие другие достоинства отличают жидкостные ракетные двигатели прославленной советской космической ракеты «Восток»-РД-107 (двигатель первой ступени) и РД-108 (двигатель второй ступени), разработанные в 1954- 1957 годах под руководством главного конструктора ракетных двигателей В. П. Глушко. Это первые в мире серийные двигатели, работающие на высококалорийном топливе; жидком кислороде и керосине. Они обладают высокой удельной тягой, что позволило получить огромные мощности при относительно умеренном расходе топлива. В пустоте тяга одного двигателя РД-107 составляет 102 тонны. (На первой ступени ракеты-носителя «Восток» установлено четыре таких двигателя.) Давление в камере сгорания - 60 атмосфер.

Двигатель РД-107 имеет турбонасосный агрегат с двумя основными центробежными насосами; один подает горючее, другой-окислитель. И горючее, и окислитель через большое количество форсунок подаются в четыре основные и две рулевые камеры сгорания. До попадания в камеры сгорания горючее обтекает их снаружи, т. е. используется для охлаждения. Надежное охлаждение позволяет поддерживать внутри камер сгорания высокую температуру. Качающиеся рулевые камеры сгорания, сходные по конструкции с основными, впервые применены в этом двигателе для управления направлением тяги.

Двигатель второй ступени ракеты «Восток» РД-108 имеет схожую конструкцию. Правда, у него четыре рулевые камеры и некоторые другие отличия. Его тяга в пустоте составляет 96 тонн. Интересно, что он запускается на Земле одновременно с двигателями первой ступени. Двигатели РД-107 и РД-108 различных модификаций уже много лет используются для запусков космических кораблей, искусственных спутников Земли, космических аппаратов к Луне, Венере и Марсу.

На второй ступени двухступенчатой ракеты-носителя «Космос» устанавливается разработанный в 1958-1962 годах (также в ГДЛ-ОКБ) жидкостной ракетный двигатель РД-119, имеющий тягу 11 тонн; Горючее этого двигателя-несимметричный диметилгидразин, окислитель - жидкий кислород. В его конструкции широко использован титан и другие современные конструкционные материалы. Наряду с высокой надежностью отличительная особенность этого двигателя - очень высокая экономичность, В 1965 году в нашей стране были созданы мощные малогабаритные двигатели с очень высокими энергетическими характеристиками для ракетно-космической системы «Протон». Суммарная полезная мощность двигательных установок ракеты «Протон» в три раза больше мощности двигателей ракеты «Восток» и составляет 60 миллионов лошадиных сил. В этих двигателях обеспечена высокая полнота сгорания, значительное давление в системе, равномерное и равновесное истечение продуктов сгорания из сопел.

В настоящее время ЖРД достигли высокой степени совершенства и их развитие продолжается, Созданы ЖРД самых различных классов - от микроракетных двигателей для систем ориентации и стабилизации летательных аппаратов с совсем небольшой тягой (в несколько килограммов и меньше) до огромных мощных ракетных двигателей, имеющих тягу сотни тонн (например, американский ЖРД Г-1 для первой ступени ракеты-носителя «Сатурн-5» имеет тягу 690 тонн. На ракете установлено пять таких двигателей).

Разрабатываются ЖРД на высокоэффективных топливах - смеси жидкого водорода (горючее) и жидкого кислорода или жидкого фтора в качестве окислителей. Созданы двигатели на долгохранимом топливе, которые могут работать при длительных космических полетах.

Существуют проекты комбинированных ракетных двигателей - турборакетных и ракетно-прямоточных, которые должны быть органическим сочетанием жидкостных ракетных двигателей с воздушно-реактивными. Создание таких двигателей позволяет использовать на начальном и завершающем этапах космического полета кислород воздуха в качестве окислителя и тем самым снизить запас топлива на борту ракеты. Ведутся также работы над созданием первых ступеней многократного использования. Такие ступени, оснащенные воздушно-реактивными двигателями и способные взлетать, а после отделения последующих ступеней совершать посадку подобно самолетам, позволят снизить стоимость запуска космических аппаратов.

ЯДЕРНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ

Учеными и конструкторами созданы термохимические двигатели высокой степени совершенства и, нет сомнения, будут созданы еще более совершенные образцы. Однако возможности термохимических ракет ограничены самой природой горючего, окислителя, продуктов реакции. При ограниченной энергопроизводительности ракетных топлив, не позволяющей получить очень большую скорость истечения рабочего тела из сопла, требуется огромный запас топлива, чтобы разогнать ракету до необходимой скорости. Химические ракеты необычайно прожорливы. Это вопрос не только экономии, но порой и самой возможное! и космического полета.

Даже для решения сравнительно более простой задачи из области космических полетов - запуска искусственных спутников Земли стартовая масса химической ракеты из-за огромного количества топлива должна во много десятков раз превышать массу груза, выведенного на орбиту. Для достижения второй космической скорости это соотношение еще больше. А ведь человечество начинает обживать космос, люди собираются строить научные станции на Луне, стремятся на Марс и Венеру, подумывают о полетах к далеким окраинам Солнечной системы. Ракетам завтрашнего дня предстоит перевозить в космосе многие тонны научного снаряжения и грузов.

Для межпланетных полетов нужно еще топливо, чтобы корректировать орбиту полета, тормозить космический корабль перед посадкой на планету-цель, взлетать для возвращения на Землю и т. д. Стартовая масса термохимических ракет для таких перелетов становится невероятно большой-несколько миллионов тонн!

Ученые и инженеры уже давно задумываются над тем, какими же должны быть ракетные двигатели будущего? Взоры ученых, естественно, обратились к ядерной энергии. В крохотном количестве ядерного горючего содержится очень большой запас энергии. При реакции деления ядер на единицу массы выделяется в миллионы раз больше энергии, чем при сжигании лучших химических топлив. Так, например, 1 килограмм урана при реакции деления может выделить столько же энергии, сколько 1700 тонн бензина при сжигании. Реакция ядерного синтеза дает энергии еще в несколько раз больше.

Использование ядерной энергии позволяет резко снизить запас топлива на борту ракеты, но остается потребность в рабочем веществе, которое будет нагреваться в реакторе и выбрасываться из сопла двигателя. При ближайшем рассмотрении оказывается, что разделение топлива и рабочего вещества в ядерной ракете таит в себе определенные преимущества.

Выбор рабочего вещества для химической ракеты весьма ограничен. Ведь оно служит и топливом. Вот тут-то и сказывается преимущество разделения топлива и рабочего вещества. Появляется возможность применить рабочее вещество с наименьшим молекулярным весом-водород.

В химической ракете тоже используется сочетание относительно высокой энергопроизводительности водорода с малым молекулярным весом. Но там рабочим веществом является продукт сгорания водорода с молекулярным весом 18. А молекулярный вес чистого водорода, который может служить рабочим телом ядерного ракетного двигателя, - 2. Уменьшение же молекулярного веса рабочего вещества в 9 раз при неизменной температуре позволяет увеличить скорость истечения в 3 раза. Вот оно, ощутимое преимущество, атомного ракетного двигателя!

Речь идет об атомных ракетных двигателях, использующих энергию деления ядер тяжелых элементов. Реакция ядерного синтеза искусственно пока осуществлена только в водородной бомбе, а управляемая термоядерная реакция синтеза все еще остается мечтой, несмотря на интенсивную работу многих ученых мира.

Итак, в атомном ракетном двигателе можно получить значительное увеличение скорости истечения газов благодаря применению рабочего вещества с минимальным молекулярным весом. Теоретически можно получить и очень большую температуру рабочего вещества. Но на практике она ограничивается температурой плавления тепловыделяющих элементов реактора.

В большинстве предложенных схем атомных ракетных двигателей рабочее тело нагревается, омывая тепловыделяющие элементы реактора, затем расширяется в сопле и выбрасывается из двигателя. Температура примерно та же, что и в химических ЖРД. Правда, сам двигатель получается гораздо более сложным и тяжелым. Особенно если учесть необходимость экрана для защиты космонавтов от радиации на пилотируемых космических кораблях. И все же атомная ракета сулит немалый выигрыш.

В США по так называемой программе «Ровер» ведутся усиленные работы по созданию атомного ракетного двигателя. Возникли и проекты ядерных ракетных двигателей, в которых активная зона находится в пылеобразной, жидкой или даже газообразной фазе. Это делает возможным получение более высокой температуры рабочего вещества. Использование таких реакторов (их называют полостными), вероятно, позволило бы намного увеличить скорость истечения рабочего тела. Но создание таких реакторов - дело чрезвычайно сложное: ядерное горючее здесь перемешано с рабочим веществом, и надо как-то отделить его перед выбросом рабочего тела из сопла двигателя. Иначе возникнут непрерывные потери ядерного топлива, за ракетой протянется смертельный шлейф высокой радиации. Да и критическая масса ядерного горючего, необходимая для поддержания реакций, при газообразном состоянии будет занимать очень большой объем, не приемлемый для ракеты.
(Л. А. Гильберг: Покорение неба)

«Буран», как и его заокеанский собрат - ракетная система многоразового пользования «Шаттл», по своим характеристикам оставляет желать лучшего.

Они оказались не настолько уж многоразовыми Стартовые ускорители выдерживают всею 3 4 полета, а сам крылатый аппарат обгорает и требует весьма дорогостоящего ремонта. Но главное - КПД их не велик.

А тут такой соблазн - создать пилотируемый крылатый аппарат, способный самостоятельно стартовать с Земли, выходить в космическое пространство и возвращаться обратно. Правда, нерешенной пока остается главная проблема - двигатель. Воздушно-реактивные двигатели (ВРД) известных типов способны работать только до скорости 4-5 М (М – скорость звука), а первая космическая скорость, как известно, 24 М. Но и тут, кажется, уже наметились первые шаги к успеху.

На выставке «Авиадвигателе-строение-92», проходившей в Москве, среди всевозможных экспонатов - от древних паровых машин для дирижаблей до гигантских турбин суперсовременных транспортных самолетов - на стенде скромно стоял небольшой бочонок - первая и единственная в мире модель гиперзвукового (Гиперзвук – от 6М и выше) воздушно-реактивного двигателя (ГПВРД). Создали его в Центральном институте авиационного моторостроения (ЦИАМ). Разумеется, это результат работы большого коллектива. Прежде всего главного конструктора Д. А. Огородникова, его соратников А. С. Рудакова, В. А. Виноградова... Право, не следует забывать и тех, кого уже нет в живых - это доктор технических наук Р. И. Курзинер и профессор Е. С. Щетинков. Последний еще несколько десятилетий назад предложил основной принцип, лежащий в основе всех современных ГПВРД Разработанный им двигатель уже в то время был способен работать на гиперзвуковых (выше 5-6 М) скоростях. Эти люди и создали чудо техники, которое, быть может, в ближайшем будущем совершит революцию в космическом двигателестроении.

Но давайте не спешить «прилаживать» новый двигатель к космическому самолету, будь то «Буран» или «Спираль», обратимся к теории. Дело в том, что каждый двигатель может работать лишь в определенном, слишком узком для космических задач диапазоне скорое гей, и заставить его освоить гиперзвук далеко не просто. Разберемся почему.

В любом ВРД для успешной работы должны быть соблюдены три важнейших условия. Прежде всего необходимо сжать воздух как можно сильнее. Затем в камере сгорания сжечь без потерь топливо. И, наконец, с помощью сопла продукты сгорания должны расшириться до атмосферного давления. Только тогда КПД будет достаточно высок.

Посмотрите на рисунок. Перед вами схема первого в мире гиперзвукового прямоточного реактивного двигателя (ГПВРД). Свою первую задачу - сжатие воздуха - он решает весьма оригинально - по принципу... колуна. Представьте себе: колун врезается в мягкое плотное полено, слои дерева впереди него остаются без изменений, а по бокам уплотняются. Границу между нормальными и более плотными слоями ученые называют «скачком уплотнения». Так происходит и в двигателе. Вдоль его оси расположено заостренно центральное тело. Врезаясь в воздух, оно и создает такой «скачок» - зону повышенного давления. Происходит «отражение» воздуха от центрального тела к стенкам корпуса. При этом он многократно дополнительно сжимается. Скорость воздуха снижается, а температура растет, кинетическая энергия превращается во внутреннюю, тепловую.

Теперь, чтобы впрыснутое в поток топливо полностью сгорело, желательно получить скорость как можно меньше. Но тогда температура воздуха может достичь 3-5 тыс. градусов. Казалось бы, хорошо - топливо вспыхнет как порох. Но окажись тут даже настоящий порох, вспышки не получится. Все дело в том, что при столь высоких температурах наряду с процессом окисления происходит и распад молекул на отдельные атомы. Если в первом энергия выделяется, то во втором - поглощается. И парадокс - с ростом температуры может наступить такой момент, когда поглощаться станет больше, чем выделяться. Иными словами - топка превратится в... холодильник.

Оригинальный выход из положения еще в 1956 году подсказал профессор Щетинков. Он предложил сжимать воздух лишь до тех пор, пока его сверхзвуковая скорость не станет примерно такой, как у... пули. Как теперь признано во всем мире, только при этих условиях возможна работа ГПВРД.

Но и тут свои трудности: даже смесь водорода с воздухом, известная нам по курсу химии под названием «гремучий газ», в таких условиях едва успеет загореться. И хоть топливом для двигателя выбрали жидкий водород, пришлось прибегнуть к хитростям. Вначале водород охлаждает стенки. Сам нагреваясь от -256° С до +700° С, он спасает металл от расплавления. Часть топлива впрыскивается через форсунки прямо в поток воздуха. А другая часть попадает на форсунки, расположенные в специальных прямоугольных нишах. Здесь горят мощные водородные факелы, способные мгновенно прожечь лист стали. Они-то и поджигают водородо-воздушную смесь. Ту самую, которая в обычных условиях взрывается от искры, оброненной с нейлоновой рубашки.

А вот, пожалуй, главная задача, на которую мы и американцы потратили около 30 лет. Как получить полное сгорание, имея камеру приемлемой длины - в 3-5 м? Известно, что теория без проверочного эксперимента стоит немного. А чтобы проверить работу такого двигателя, его надо поместить в гиперзвуковой поток. Самолетов таких нет, правда, имеются аэродинамические трубы, но стоят они очень и очень дорого. Для окончательной проверки ГПВРД конструкторы установили свое устройство в носовой части ракеты и разогнали до нужной скорости.

Уточним, что речь здесь шла не о создании ракеты нового типа, а лишь о проверке качества сгорания водорода в двигателе. Она увенчалась полным успехом. Теперь, как признают американцы, наши ученые владеют секретом создания надежных камер сгорания.

Ну а теперь давайте подумаем, что получится, если мы захотим эту маленькую выставочную модель увеличить, сделав пригодной для подъема в воздух самолета. По всей видимости, она обретет черты тяжеленной тридцатиметровой трубы с громадным диффузором и соплом и весьма скромной камерой сгорания. А кому такой двигатель нужен? Тупик? Нет, выход есть и давно известен. Многие функции в его работе можно возложить на... фюзеляж и крыло самолета!

Прототип такого воздушно-космического самолета (ВКС) показан на рисунке. «Вклиниваясь» своею носовой частью в воздух, он создает серию скачков уплотнения, и все они прямехонько попадают на вход камеры сгорания. Выходящие из нее раскаленные газы, расширяясь до атмосферного давления, скользят по поверхности кормовой части самолета, создавая тягу, как в хорошем сопле. На гиперзвуковых скоростях и такое возможно! Удивительно, но теоретически можно обойтись даже без камеры, а «просто» впрыскивать топливо вблизи выступа на брюхе ВКС! Получится двигатель, которого вроде бы и нет. Он называется ГПВРД «внешнего горения». Правда, его «простота» в исследовательской работе стоит настолько дорого, что пока никто им серьезно не занимался.

А потому вернемся к воздушно-космическому самолету с ГПВРД классического типа. Его старт и разгон до б М должен происходить при помощи обычных турбореактивных двигателей. На рисунке вы видите агрегат, состоящий из традиционного турбореактивного двигателя и расположенного рядом ГПВРД. На «малых» скоростях ГПВРД отделяется обтекаемой перегородкой и не мешает полету.

А на больших - перегородка перекрывает поток воздуха, идущий в ТРД, и включается ГПВРД.

Вначале все пойдет хорошо, но затем, по мере роста скорости, тяга двигателя начнет падать, а аппетиты - расход топлива - расти. В этот момент его ненасытное чрево надо подкармливать жидким кислородом. Хочешь, не хочешь, а брать его с собой все же придется. Правда, в количествах много меньших, чем на обычной ракете. Где-то километрах в 60 от Земли ГПВРД заглохнет от недостатка воздуха. И тут вступит в действие небольшой жидкостный ракетный двигатель. Скорость уже высок, и топлива с окислителем о «съест» до выхода на орбит совсем немного. При равном ракетой стартовом весе воздушно-космический самолет выведен на орбиту в 5-10 раз больший полезный груз. А стоимость вывода каждого килограмма окажется в десятки раз ниже, чем ракет. Это как раз то, чего добиваются ученые и конструкторы сегодня.

Твердое ракетное топливо представляет собой твёрдое вещество (смесь веществ), которое способно гореть без воздуха и при этом выделять много газообразных соединений, разогретых до высокой температуры. Такие составы используют для создания в двигателях ракет.

Ракетное топливо используется как источник энергии для Кроме твердого горючего, существуют ещё гелеобразные, жидкие и гибридные аналоги. У каждой разновидности горючего имеются свои преимущества и недостатки. Жидкие топлива бывают однокомпонентными и двухкомпонентными (горючее + окислитель). Гелеобразные топлива представляют собой составы, загущенные до состояния геля с помощью Гибридные топлива - это системы, которые включают в себя твердое горючее и жидкий окислитель.

Первые разновидности ракетного горючего были именно твердыми. В качестве рабочего вещества применялся порох и его аналоги, которые использовались в военном деле и для создания фейерверков. Сейчас эти соединения применяются лишь для изготовления небольших модельных ракет, как ракетное топливо. Состав позволяет запускать небольшие (до 0,5 м) ракеты на несколько сотен метров в высоту. Двигателем в них выступает маленький цилиндр. Он начинен твердой горючей смесью, которая поджигается раскаленной проволокой и горит всего несколько секунд.

Ракетное топливо твердого типа чаще всего состоит из окислителя, горючего и катализатора, позволяющего поддерживать стойкое горение после воспламенения состава. В исходном состоянии данные материалы порошкообразные. Чтобы сделать из них ракетное топливо, необходимо создать плотную и которая будет гореть долго, ровно и непрерывно. В твердотопливных двигателях ракет используются: в качестве окислителя, (углерод), как горючее, и сера, как катализатор. Это состав черного пороха. Второй комбинацией материалов, которые применяются, как ракетное топливо являются: бертолетова соль, алюминиевая или магниевая пудра и хлорат натрия. Данный состав называют ещё белым порохом. Твердые горючие наполнители для военных ракет подразделяются на баллиститные (нитроглицериновые спрессованные пороха) и смесевые, которые применяют в форме канальных шашек.

Твердотопливный ракетный двигатель работает следующим образом. После воспламенения топливо начинает гореть с заданной скоростью, выбрасывая через сопло горячее газообразное вещество, что обеспечивает тягу. Горючее в двигателе горит, пока не кончится. Поэтому остановить процесс и выключить двигатель невозможно, пока наполнитель не сгорит до конца. Это один из серьезных минусов твердотопливных двигателей, по сравнению с другими аналогами. Однако в настоящих космических баллистических носителях твердотопливные материалы применяются только на начальном этапе полета. На следующих этапах используются другие типы ракетного горючего, поэтому недостатки твердотопливных составов существенной проблемы не представляют.

• тягу невозможно контролировать
• после зажигания двигатель нельзя отключить или запустить повторно

Недостатки означают, что твердотопливные ракеты полезны для непродолжительных задач (ракеты) или систем ускорения. Если вам понадобится управлять двигателем, вам придется обратиться к системе жидкого топлива.

Жидкотопливные ракеты

В 1926 году Роберт Годдард испытал первый двигатель на основе жидкого топлива. Его двигатель использовал бензин и жидкий кислород. Также он пытался решить и решил ряд фундаментальных проблем в конструкции ракетного двигателя, включая механизмы накачки, стратегии охлаждения и рулевые механизмы. Именно эти проблемы делают ракеты с жидким топливом такими сложными.

Основная идея проста. В большинстве жидкотопливных ракетных двигателях топливо и окислитель (например, бензин и жидкий кислород) закачиваются в камеру сгорания. Там они сгорают, чтобы создать поток горячих газов с высокой скоростью и давлением. Эти газы проходят через сопло, которое еще больше их ускоряет (от 8000 до 16 000 км/ч, как правило), а после выходят. Ниже вы найдете простую схему.

Эта схема не показывает фактические сложности обычного двигателя. К примеру, норальное топливо - это холодный жидкий газ вроде жидкого водорода или жидкого кислорода. Одной из крупных проблем такого двигателя является охлаждение камеры сгорания и сопла, поэтому холодная жидкость сначала циркулирует вокруг перегретых частей, чтобы охладить их. Насосы должны генерировать чрезвычайно высокое давление, чтобы преодолеть давление, которое создает в камере сгорания сжигаемое топливо. Вся эта подкачка и охлаждение делает ракетный двигатель больше похожим на неудачную попытку сантехнической самореализации. Давайте посмотрим на все виды комбинаций топлива, используемого в жидкотопливных ракетных двигателях:

• Жидкий водород и жидкий кислород (основные двигатели космических шаттлов).
• Бензин и жидкий кислород (первые ракеты Годдарда).
• Керосин и жидкий кислород (использовались на первой ступени «Сатурна-5» в программе «Аполлон»).
• Спирт и жидкий кислород (использовались в немецких ракетах V2).
• Четырехокись азота/монометилгидразин (использовались в двигателях «Кассини»).

Будущее ракетных двигателей

Мы привыкли видеть химические ракетные двигатели, которые сжигают топливо для производства тяги. Но есть масса других способов для получения тяги. Любая система, которая способна толкать массу. Если вы хотите ускорить бейсбольный мячик до невероятной скорости, вам нужен жизнеспособный ракетный двигатель. Единственная проблема при таком подходе - это выхлоп, который будет тянуться через пространство. Именно эта небольшая проблема приводит к тому, что ракетные инженеры предпочитают газы горящим продуктам.

Многие ракетные двигатели крайне малы. К примеру, двигатели ориентации на спутниках вообще не создают большую тягу. Иногда на спутниках практически не используется топливо - газообразный азот под давлением выбрасывается из резервуара через сопло.

Новые конструкции должны найти способ ускорить ионы или атомные частицы до высокой скорости, чтобы сделать тягу более эффективной. А пока будем пытаться делать и ждать, что там еще выкинет Элон Маск со своим SpaceX.