Ракетные топлива. Метан как перспективное ракетное горючее
16 марта исполнилось 90 лет с момента запуска первой в истории ракеты на жидком топливе. Подчеркнем, что имеется в виду именно первый «в истории» запуск. Вполне логично предположить, что со времен изобретения пороха китайцами, попыток запустить некие предметы в небо с помощью пороха или еще чего-либо было несть числа, однако о них сегодня мало что известно. Например, есть записи о том, что еще в 13-ом веке китайские инженеры использовали порох для отражения вражеских атак. Поэтому, отмечаем то, о чем знаем достоверно.
Сегодня запуском ракеты, будь она жидко- или твердотопливная, не удивить даже первоклассника, но 90 лет назад это было новшеством сродни открытию гравитационных волн сегодня. 16 марта 1926 года ракета на жидком топливе, представлявшем собой смесь бензина и кислорода, была запущена пионером ракетостроения американцем Робертом Годдардом.
На просторах Интернета мы нашли анимацию (ниже), на которой сотрудники Центра космических полетов Годдарда NASA отмечают 50-летие исторического испытательного полета маленькой ракеты в 1976 году.
Сотрудники центра, названного в честь Годдарда, собрались перед школьным автобусом в НАСА, наблюдая за запуском точной копии первой в мире ракеты на жидком топливе. Сегодня жидкотопливные ракеты используются в большинстве крупных космических запусков, от пилотируемых полетов до межпланетных миссий.
Однако первая ракета была совсем небольшой и летала невысоко. Но, несмотря на это, она ознаменовала собой большой прыжок в развитии ракетной техники.
Анимация запуска копии ракеты Роберта Годдарда по случаю 50-летия со дня первого запуска (16 марта 1976 года).
Фото: НАСА/Центр космических полетов Годдарда
Годдард верил в то, что будущее за жидким топливом. Такое топливо, например, обеспечивает больше тяги на единицу топлива и позволяет инженерам применять менее мощные насосы для подачи, благодаря большей плотности жидкости по сравнению с газами или тем же порохом. Однако Годдарду понадобилось целых 17 лет непрерывной работы, чтобы довести дело до первого запуска.
Годдард мечтал стать свидетелем первого межпланетного путешествия. Этого не произошло, он умер в 1945 году, но дело его жизни продолжается, потомки его детища покоряют космические тропы хотя и с переменным, но все-таки успехом.
Первый спутник был запущен Советским Союзом в 1957 году с помощью именно жидкотопливной ракеты. Жидкое топливо также использовалось для огромных ракет Сатурн V, которые доставляли астронавтов на Луну в 60-70-х годах. Жидкое топливо и сегодня предпочтительнее для пилотируемых миссий, так как его горением можно управлять, что безопаснее, чем использование твердого ракетного топлива.
Среди других на жидком топливе работают такие ракеты как европейская ракета-носитель «Ариан 5» (именно она выведет в космос телескоп Джеймс Вебб), российские «Союзы», Атлас V и Дельта от United Launch Alliance, а также Falcon 9 и SpaceX.
Годдарду принадлежат более 200 патентов на различные изобретения. Одна из его основных работ — многоступенчатые ракеты, которые в настоящее время являются основными «рабочими лошадками» космических программ всех стран.
При всех своих заслугах, как говорится в одном из сообщений НАСА, «США не признали в полной мере его (Годдарда) потенциал при жизни, некоторые из его идей о покорении космического пространства подвергались насмешкам. Но полет первой жидкотопливной ракеты является столь же значимым для космоса событием как первый полет братьев Райт для авиации, и даже 90 лет спустя его изобретения по-прежнему являются неотъемлемой частью космических технологий».
Топливо для жидкостно-реактивного двигателя
Важнейшие свойства и характеристики жидкостно-реактивного двигателя, да и сама конструкция его, прежде всего зависят от топлива, которое применяется в двигателе.
Основным требованием, которое предъявляется к топливу для ЖРД, является высокая теплотворная способность, т. е. большое количество тепла, выделяющееся при сгорании 1 кг топлива. Чем больше теплотворная способность, тем, при прочих равных условиях, больше скорость истечения и тяга двигателя. Более правильным является сравнение различных теплив не по их калорийности, а непосредственно по скорости истечения, которую они обеспечивают в равных условиях, или, что то же самое, по удельной тяге.
Помимо этого главного свойства топлив для ЖРД к ним обычно предъявляются и некоторые другие требования. Так например, большое значение имеет удельный вес топлива, так как запас топлива на самолете или ракете обычно ограничивается не его весом, а объемом топливных баков. Поэтому чем плотнее топливо, т. е. чем больше его удельный вес, тем больше по весу войдет топлива в те же топливные баки и, следовательно, будет больше продолжительность полета. Важно также, чтобы топливо не вызывало коррозии, т. е. разъедания ржавчиной, деталей двигателя, было просто и безопасно в хранении и перевозке, не было дефицитным по источникам сырья.
Наиболее часто в настоящее время в ЖРД применяются так называемые двухкомпонентные топлива, т. е. топлива раздельной подачи. Эти топлива состоят из двух жидкостей, хранящихся в отдельных баках; одна из этих жидкостей, обычно называемая горючим, чаще всего представляет собой вещество, принадлежащее к классу углеводородов, т. е. состоит из атомов углерода и водорода, а иногда содержит и атомы иных химических элементов - кислорода, азота и других. Горючим этот компонент (составную часть) топлива называют потому, что при его сгорании, т. е. соединении с кислородом, выделяется значительное количество тепла.
Другой компонент топлива, так называемый окислитель, содержит кислород, необходимый для сгорания, т. е. окисления горючего, почему этот компонент и получил название окислителя. Окислителем может служить чистый кислород в жидком состоянии, а также озон или какой-либо кислородоноситель, т. е. вещество, содержащее кислород в химически связанном виде: например, перекись водорода, азотная кислота и другие кислородные соединения. Как известно, в воздушно-реактивных двигателях, как и в обычных двигателях внутреннего сгорания, окислителем служит кислород атмосферы.
В случае двухкомпонентного топлива обе жидкости по отдельным трубопроводам подаются в камеру сгорания, где и происходит процесс горения, т. е. окисления горючего кислородом окислителя. При этом выделяется большое количество тепла, вследствие чего газообразные продукты сгорания приобретают высокую температуру.
Наряду с двухкомпонентными топливами существуют и так называемые однокомпонентные, или унитарные, топлива, т. е. топлива, представляющие собой одну жидкость. Однокомпонентным топливом может служить либо смесь двух веществ, реагирующих лишь в определенных условиях, которые создаются в камере, либо какое-нибудь химическое вещество, при некоторых условиях, обычно в присутствии соответствующего катализатора, разлагающееся с выделением тепла. Таким однокомпонентным топливом является, например, высоко-концентрированная (крепкая) перекись водорода.
Перекись водорода в качестве однокомпонентного топлива имеет лишь ограниченное применение. Это объясняется тем, что при реакции разложения перекиси водорода с образованием паров воды и газообразного кислорода выделяется лишь сравнительно небольшое количество тепла. Вследствие этого скорость истечения оказывается относительно невысокой, практически она не превышает 1200 м/сек . Так как температура реакции разложения невелика (около 500 °C), то такую реакцию обычно называют «холодной», в отличие от реакций со сгоранием, хотя бы с той же перекисью водорода в качестве окислителя, когда температура бывает в несколько раз больше («горячие» реакции). Мы потом познакомимся со случаями использования «холодной» реакции разложения перекиси водорода.
Практически все существующие жидкостно-реактивные двигатели работают на двухкомпонентном топливе. Однокомпонентные топлива не применяются, так как при значительной теплотворной способности, большей чем 800 кал/кг , они взрывоопасны. Состав топлива, т. е. выбор определенной пары «горючее-окислитель», может быть при этом самым различным, хотя в настоящее время предпочтение отдается нескольким определенным комбинациям, получившим наиболее широкое применение. Вместе с тем производятся энергичные поиски лучших топлив для ЖРД, и в этом отношении действительно имеются огромные возможности.
Применяемые в настоящее время двухкомпонентные топлива обычно делятся на самореагирующие, или самовоспламеняющиеся, и несамореагирующие, или топлива принудительного зажигания. Самовоспламеняющееся топливо, как показывает само название, состоит из таких компонентов «горючее - окислитель», которые при смешении их в камере сгорания двигателя самовоспламеняются. Реакция горения начинается сразу же после соприкосновения обоих компонентов и идет до полного израсходования одного из них. Несамовоспламеняющееся топливо требует специальных приспособлений для воспламенения смеси, т. е. для начала реакции горения. Эти запальные приспособления - впрыск каких-нибудь самовоспламеняющихся жидкостей, различные пиротехнические запалы, для сравнительно маломощных двигателей - электрическое зажигание и другие, - необходимы, однако, только при запуске двигателя, так как затем новые порции топлива, поступающего в камеру сгорания, воспламеняются от уже существующего в камере постоянного очага горения или, как говорят, факела пламени.
В настоящее время применяются как самовоспламеняющиеся, так и несамовоспламеняющиеся топлива и отдать предпочтение какому-либо одному из этих двух видов затруднительно, так как обоим типам топлива свойственны серьезные недостатки.
Несамовоспламеняющиеся топлива представляют большую опасность в эксплоатации, так как из-за неполадок в зажигании при запуске двигателя или возможных перебоев в горении при его работе, в камере сгорания даже за доли секунды накапливаются большие количества топлива. Это топливо, представляющее собой сильно взрывчатую смесь, затем воспламеняется, что чаще всего ведет к взрыву и катастрофе.
С другой стороны, известные самовоспламеняющиеся топлива обычно менее калорийны, чем несамовоспламеняющиеся. Кроме того, они должны применяться совместно с добавочными веществами, обеспечивающими энергичное начало и дальнейшее протекание реакции горения. Эти добавочные вещества, так называемые инициирующие вещества и катализаторы, добавляемые либо к окислителю, либо к горючему, усложняют эксплоатацию топлива, так как оно становится при этом неоднородным (приходится считаться с расслаиванием и другими свойствами неоднородных жидкостей). Пожалуй, наибольшим недостатком этих топлив является пожарная опасность при их эксплоатации. При малейшей течи компонентов топлива на самолете или ракете может возникнуть пожар, так как компоненты при смешении воспламеняются.
Мы упомянем лишь о наиболее распространенных топливах. В качестве окислителя в настоящее время наиболее часто применяются жидкий кислород и азотная кислота; применялась также перекись водорода. Каждый из этих окислителей имеет свои достоинства и недостатки. Жидкий кислород обладает тем преимуществом, что является 100 %-ным окислителем, т. е. не содержит в себе балластного вещества, не принимающего участия в горении (что имеет место для других двух окислителей), вследствие чего для сгорания того же количества горючего жидкого кислорода требуется по весу меньше, чем других окислителей. Одним из недостатков кислорода является то, что он при обычной температуре, как известно, находится в газообразном состоянии, вследствие чего для сжижения его приходится охлаждать до температуры минус 183 °C и хранить в специальных сосудах, типа дьюаровских, таких, например, какие применяются в термосах. Даже в таких сосудах кислород быстро испаряется, до 5 % в день. Перекись водорода, применявшаяся в качестве окислителя, имела очень высокую концентрацию, до 90 %; производство перекиси такой концентрации сложно и было освоено только в связи с ее применением в качестве окислителя для ЖРД. Концентрированная перекись весьма неустойчива, т. е. разлагается при хранении, которое поэтому становится серьезной задачей - для этой цели применялись различные стабилизирующие присадки. Азотная кислота неудобна тем, что в водных растворах вызывает коррозию многих металлов (обычно она хранится в алюминиевых баках).
В качестве горючих в настоящее время чаще всего применяются погоны нефти - керосин и бензин, а также спирт. Теоретически идеальным горючим является жидкий водород, в особенности с жидким кислородом в качестве окислителя, но его не применяют, так как такое топливо представляет большую опасность и его трудно хранить, а также потому, что жидкий водород имеет очень небольшой удельный вес (он почти в 15 раз легче воды), вследствие чего требует очень больших топливных баков.
В настоящее время наиболее часто применяют в качестве топлива для ЖРД либо керосин или бензин с азотной кислотой, либо спирт с жидким кислородом. Скорость истечения, которую обеспечивают эти топлива в современных двигателях, колеблется в пределах 2000–2500 м/сек , причем топлива с азотной кислотой дают значения, приближающиеся к нижнему из указанных пределов.
Сгорание жидкого водорода в жидком кислороде теоретически дало бы наибольшее значение скорости истечения, равное 3500 м/сек. Однако действительное значение скорости истечения при таком сгорании значительно меньше из-за различных потерь, в частности, из-за так называемой термической диссоциации, т. е. распада продуктов сгорания, который происходит при высокой температуре в камере сгорания и связан с затратой тепла.
В связи с большей калорийностью (теплотворной способностью) жидких топлив по сравнению с порохом скорость истечения газов в ЖРД получается большей, чем в пороховых двигателях, именно 2000–2500 м/сек вместо 1500–2000 м/сек . Для сравнения укажем, что при сгорании бензина в воздухе в современных воздушно-реактивных двигателях скорость истечения продуктов горения не превышает 700–800 м/сек .
Следует отметить, что применяющиеся в настоящее время топлива для ЖРД обладают серьезными недостатками, в первую очередь недостаточной калорийностью, и потому не могут считаться удовлетворительными. Подбор новых, улучшенных топлив - одна из важнейших задач совершенствования ЖРД. Однако более неотложной задачей является разработка таких конструкций ЖРД, которые позволили бы полностью использовать как лучшие из существующих, так и новые, более совершенные, топлива. Важнейшее требование, которое при этом предъявляется двигателю, это надежная работа при очень высоких температурах, развивающихся при сгорании высококалорийных топлив.
Из книги Правила технической эксплуатации тепловых энергоустановок в вопросах и ответах. Пособие для изучения и подготовки к проверке знаний автора Красник Валентин Викторович4. ТОПЛИВНОЕ ХОЗЯЙСТВО. ТВЕРДОЕ, ЖИДКОЕ И ГАЗООБРАЗНОЕ ТОПЛИВО 4.1. Общие положения Вопрос 122. Что обеспечивает учет всего топлива по количеству и качеству при его поступлении в организацию, расходовании на производство и хранении на складах и в резервуарах?Ответ. При
Из книги Определение и устранение неисправностей своими силами в автомобиле автора Золотницкий Владимир4.2. Хранение и подготовка топлива Твердое топливо Вопрос 125. Каким оборудованием оснащаются склады твердого топлива?Ответ. Оснащаются оборудованной для разгрузки топлива, укладки его в штабеля, погрузки, взвешивания, обеспечения условий хранения топлива (послойные
Из книги Ремонт японского автомобиля автора Корниенко СергейЖидкое топливо Вопрос 131. Какие параметры пара при сливе мазута необходимо обеспечить в паропроводах приемосливного устройства?Ответ. Необходимо обеспечить следующие параметры пара: давление 0,8–1,3 МПа (8-13 кгс/см2) с температурой не выше 250 °C.На мазутосливе (в цистернах,
Из книги Над картой Родины автора Михайлов Николай НиколаевичВыхлоп двигателя дымный. В картер двигателя поступает повышенный объем газов Диагностирование двигателя по цвету дыма из выхлопной трубы Сине-белый дым – неустойчивая работа двигателя. Рабочая фаска клапана подгорела. Оценить состояние газораспределительного
Из книги Что нас ждет, когда закончится нефть, изменится климат, и разразятся другие катастрофы автора Кунстлер Джеймс ГовардИз книги Правила технической эксплуатации тепловых энергоустановок автора Коллектив авторов
Как устроен и работает жидкостно-реактивный двигатель Жидкостно-реактивные двигатели применяются в настоящее время в качестве двигателей для тяжелых ракетных снарядов противовоздушной обороны, дальних и стратосферных ракет, ракетных самолетов, ракетных авиабомб,
Из книги Справочник по строительству и реконструкции линий электропередачи напряжением 0,4–750 кВ автора Узелков Борис Из книги автора Из книги автора Из книги автора4. ТОПЛИВНОЕ ХОЗЯЙСТВО. ТВЕРДОЕ, ЖИДКОЕ И ГАЗООБРАЗНОЕ ТОПЛИВО 4.1. Общие положения4.1.1. Эксплуатация оборудования топливного хозяйства должна обеспечивать своевременную, бесперебойную подготовку и подачу топлива в котельную. Должен обеспечиваться запас основного и
Из книги автора6.1.1. Топливо Бензин. Для обеспечения надежной работы карбюраторных двигателей на всех режимах бензины должны обладать: высокой детонационной стойкостью; оптимальным фракционным составом; малым содержанием смоло– и нагарообразующих соединений и
Была создана МБР Р-7 , оснащённая ЖРД РД-107 и РД-108 , на тот момент самими мощными и совершенными в мире, разработанными под руководством В. П. Глушко . Эта ракета была использована, как носитель первых в мире Искусственных спутников земли , первых пилотируемых космических аппаратов и межпланетных зондов.
В 1969 г. в США был запущен первый космический корабль серии Аполлон , выведенный на траекторию полёта к Луне ракетой-носителем Сатурн-5 , первая ступень которой была оснащена 5-ю двигателями F-1 . F-1 по настоящее время является самым мощным среди однокамерных ЖРД, уступая по тяге четырёхкамерному двигателю РД-170 , разработанному КБ «Энергомаш » в Советском Союзе в 1976 г.
В настоящее время космические программы всех стран базируются на использовании ЖРД.
Сфера использования, преимущества и недостатки
Каторгин, Борис Иванович, академик РАН, бывший руководитель НПО "Энергомаш"
Устройство и принцип действия двукомпонентного ЖРД
Рис. 1 Схема двукомпонентного ЖРД
1 - магистраль окислителя
2 - магистраль горючего
3 - насос окислителя
4 - насос горючего
5 - турбина
6 - газогенератор
7 - клапан газогенератора (окислитель)
8 - клапан газогенератора (горючее)
9 - главный клапан окислителя
10 - главный клапан горючего
11 - выхлоп турбины
12 - смесительная головка
13 - камера сгорания
14 - сопло
Существует довольно большое разнообразие схем устройства ЖРД, при единстве главного принципа их действия. Рассмотрим устройство и принцип действия ЖРД на примере двукомпонентного двигателя с насосной подачей топлива, как наиболее распространённого, схема которого стала классической. Другие типы ЖРД (за исключением трёхкомпонентного) являются упрощенными вариантами рассматриваемого, и при их описании достаточно будет указать упрощения.
На рис. 1 схематически представлено устройство ЖРД.
Топливная система
Топливная система ЖРД включает в себя все элементы, служащие для подачи топлива в камеру сгорания - топливные баки, трубопроводы, турбонасосный агрегат (ТНА) - узел, состоящий из насосов и турбины, смонтированных на едином валу, форсуночная головка, и клапаны, регулирующие подачу топлива.
Насосная подача топлива позволяет создать в камере двигателя высокое давление, от десятков атмосфер до 250 ат (ЖРД 11Д520 РН «Зенит»). Высокое давление обеспечивает большую степень расширения рабочего тела, что является предпосылкой для достижения высокого значения удельного импульса . Кроме того, при большом давлении в камере сгорания достигается лучшее значение тяговооружённости двигателя - отношения величины тяги к весу двигателя. Чем больше значение этого показателя, тем меньше размеры и масса двигателя (при той же величине тяги), и тем выше степень его совершенства. Преимущества насосной системы особенно сказываются в ЖРД с большой тягой - например, в двигательных установках ракет-носителей.
На рис.1 отработанные газы из турбины ТНА поступают через форсуночную головку в камеру сгорания вместе с компонентами топлива (11). Такой двигатель называется двигателем с замкнутым циклом (иначе - с закрытым циклом), при котором весь расход топлива, включая используемое в приводе ТНА, проходит через камеру сгорания ЖРД. Давление на выходе турбины в таком двигателе, очевидно, должно быть выше, чем в камере сгорания ЖРД, а на входе в газогенератор (6), питающий турбину, - ещё выше. Чтобы удовлетворить этим требованиям, для привода турбины используются те же компоненты топлива (под высоким давлением), на которых работает сам ЖРД (с иным соотношением компонентов, как правило, - с избытком горючего , чтобы снизить тепловую нагрузку на турбину).
Альтернативой замкнутому циклу является открытый цикл , при котором выхлоп турбины производится прямо в окружающую среду через отводной патрубок. Реализация открытого цикла технически проще, поскольку работа турбины не связана с работой камеры ЖРД, и в этом случае ТНА вообще может иметь свою независимую топливную систему, что упрощает процедуру запуска всей двигательной установки. Но системы с замкнутым циклом имеют несколько лучшие значения удельного импульса , и это заставляет конструкторов преодолевать технические трудности их реализации, особенно для больших двигателей ракет-носителей, к которым предъявляются особо высокие требования по этому показателю.
В схеме на рис. 1 один ТНА нагнетает оба компонента, что допустимо в случаях, когда компоненты имеют соизмеримые плотности. Для большинства жидкостей, используемых в качестве компонентов ракетного топлива, плотность колеблется в диапазоне 1 ± 0,5 г/см³, что позволяет использовать один турбопривод для обоих насосов. Исключение составляет жидкий водород, который при температуре 20°К имеет плотность 0,071 г/см³. Для такой лёгкой жидкости требуется насос с совершенно другими характеристиками, в том числе, с гораздо большей скоростью вращения. Поэтому, в случае использования водорода в качестве горючего , для каждого компонента предусматривается независимый ТНА.
При небольшой тяге двигателя (и, следовательно, небольшом расходе топлива) турбонасосный агрегат становится слишком «тяжеловесным» элементом, ухудшающим весовые характеристики двигательной установки. Альтернативой насосной топливной системе служит вытеснительная , при которой поступление топлива в камеру сгорания обеспечивается давленнием наддува в топливных баках, создаваемое сжатым газом, чаще всего азотом, который негорюч, неядовит, не является окислителем и сравнительно дёшев в производстве. Для наддува баков с жидким водородом употребляется гелий, так как другие газы при температуре жидкого водорода конденсируются и превращаются в жидкости.
При рассмотрении функционирования двигателя с вытеснительной системой подачи топлива из схемы на рис. 1 исключается ТНА, а компоненты топлива поступают из баков прямо на главные клапаны ЖРД (9) и (10). Давление в топливных баках при вытеснительной подаче должно быть выше, чем в камере сгорания, баки - прочнее (и тяжелее), чем в случае насосной топливной системы. На практике давление в камере сгорания двигателя с вытеснительной подачей топлива ограничивается величинами 10 - 15 ат. Обычно такие двигатели имеют сравнительно небольшую тягу (в пределах 10 т). Преимуществами вытеснительной системы является простота конструкции и скорость реакции двигателя на команду пуска, особенно, в случае использования самовоспламеняющихся компонентов топлива. Такие двигатели служат для выполнения маневров космических аппаратов в космическом пространстве. Вытеснительная система была применена во всех трёх двигательных установках лунного корабля Аполлон - служебной (тяга 9 760 кГс), посадочной (тяга 4 760 кГс), и взлётной (тяга 1 950 кГс).
Форсуночная головка
- узел, в котором смонтированы форсунки
, предназначенные для впрыска компонентов топлива в камеру сгорания. Главное требование, предъявляемое к форсункам - максимально быстрое и тщательное перемешивание компонентов при поступлении в камеру, потому что от этого зависит скорость их воспламенения и сгорания.
Через Форсуночную головку двигателя F-1 (англ.)
, например, в камеру сгорания ежесекундно поступает 1,8 т жидкого кислорода и 0,9 т керосина. И время нахождения каждой порции этого топлива и продуктов его сгорания в камере исчисляется миллисекундами . За это время топливо должно сгореть насколько возможно полнее, так как несгоревшее топливо - это потеря тяги и удельного импульса . Решение этой проблемы достигается рядом мер:
- Максимальное увеличение числа форсунок в головке, с пропорциональной минимизацией расхода через одну форсунку. (В форсуночной головке двигателя устанавливается 2600 форсунок для кислорода и 3700 форсунок для керосина).
- Специальная геометрия расположения форсунок в головке и порядок чередования форсунок горючего и окислителя .
- Специальная форма канала форсунки, благодаря которой при движении по каналу жидкости сообщается вращение, и при поступлении в камеру она разбрасывается в стороны центробежной силой .
Система охлаждения
Ввиду стремительности процессов, происходящих в камере сгорания ЖРД, лишь ничтожная часть (доли процента) всей теплоты, вырабатываемой в камере, передаётся конструкции двигателя, однако, ввиду высокой температуры горения (иногда - свыше 3000°К), и значительного количества выделяемого тепла, даже малой его части достаточно для термического разрушения двигателя, поэтому проблема охлаждения ЖРД весьма актуальна.
Для ЖРД с насосной подачей топлива в основном применяются два метода охлаждения стенок камеры ЖРД: регенеративное охлаждение и пристенный слой , которые часто используются совместно. Для небольших двигателей с вытеснительной топливной системой часто применяется абляционный метод охлаждения.
Регенеративное охлаждение состоит в том, что в стенке камеры сгорания и верхней, наиболее нагреваемой, части сопла тем или иным способом создается полость (иногда называемая «рубашкой охлаждения»), через которую перед поступлением в смесительную головку проходит один из компонентов топлива (обычно - горючее), охлаждая, таким образом, стенку камеры. Тепло, поглощённое охлаждающим компонентом, возвращается в камеру вместе с самим теплоносителем, что и оправдывает название системы - «регенеративная».
Разработаны разные технологические приёмы для создания рубашки охлаждения. Камера ЖРД ракеты Фау-2 , например, состояла из двух стальных оболочек, внутренней и внешней, повторявших форму друг друга. По зазору между этими оболочками проходил охлаждающий компонент (этанол). Из-за технологических отклонений толщины зазора возникали неравномерности течения жидкости, в результате создавались локальные зоны перегрева внутренней оболочки, которая часто «прогорала» в этих зонах, с катастрофическими последствиями.
В современных двигателях внутренняя часть стенки камеры изготовляется из высокотеплопроводных бронзовых сплавов. В ней создаются узкие тонкостенные каналы методом фрезерования (15Д520 РН 11К77 Зенит , РН 11К25 Энергия), или травления кислотой (SSME Space Shuttle). Снаружи эта конструкция плотно обхватывается несущей листовой оболочкой из стали или титана , которая воспринимает силовую нагрузку внутреннего давления камеры. По каналам циркулирует охлаждающий компонент. Иногда рубашка охлаждения собирается из тонких теплопроводных трубок, для герметичности пропаянных бронзовым сплавом, но такие камеры рассчитаны на более низкое давление.
Пристенный слой (пограничный слой, американцы используют также термин «curtain» - занавеска) - это газовый слой в камере сгорания, находящийся в непосредственной близости от стенки камеры, и состоящий, преимущественно, из паров горючего . Для организации такого слоя по периферии смесительной головки устанавливаются только форсунки горючего . Ввиду избытка горючего и недостатка окислителя химическая реакция горения в пристенном слое происходит гораздо менее интенсивно, чем в центральной зоне камеры. В результате температура пристенного слоя оказывается значительно ниже, чем температура в центральной зоне камеры, и он изолирует стенку камеры от непосредственного контакта с наиболее горячими продуктами горения. Иногда, в дополнение к этому, на боковых стенках камеры устанавливаются форсунки, выводящие часть горючего в камеру прямо из рубашки охлаждения, также с целью создания пристенного слоя.
Запуск ЖРД
Запуск ЖРД - ответственная операция, чреватая тяжёлыми последствиями в случае возникновения нештатных ситуаций в ходе её выполнения.
Если компоненты топлива являются самовоспламеняющимися , то есть вступающими в химическую реакцию горения при физическом контакте друг с другом (например, гептил /азотная кислота), инициация процесса горения не вызывает проблем. Но в случае, когда компоненты не являются таковыми, необходим внешний инициатор воспламенения, действие которого должно быть точно согласовано с подачей компонентов топлива в камеру сгорания. Несгоревшая топливная смесь - это взрывчатка большой разрушительной силы, и накопление её в камере грозит тяжёлой аварией.
После воспламенения топлива поддержание непрерывного процесса его горения происходит само собой: топливо, вновь поступающее в камеру сгорания воспламеняется за счёт высокой температуры, созданной при сгорании ранее введённых порций.
Для первоначального воспламенения топлива в камере сгорания при запуске ЖРД используются разные методы:
- Использование самовоспламеняющихся компонентов (как правило, на основе фосфоросодержащих пусковых горючих, самовоспламеняющихся при взаимодействии с кислородом), которые в самом начале процесса запуска двигателя вводятся в камеру через специальные, дополнительные форсунки из вспомогательной топливной системы, а после начала горения подаются основные компоненты. Наличие дополнительной топливной системы усложняет устройство двигателя, зато позволяет его неоднократный повторный запуск.
- Электрический воспламенитель, размещаемый в камере сгорания вблизи смесительной головки, который при включении создаёт электрическую дугу или серию искровых разрядов высокого напряжения. Такой воспламенитель - одноразовый. После воспламенения топлива он сгорает.
- Пиротехнический воспламенитель. Вблизи смесительной головки в камере размещается небольшая пиротехническая шашка зажигательного действия, которая поджигается электрическим запалом .
Автоматика запуска двигателя согласовывает по времени действие воспламенителя и подачу топлива.
Запуск больших ЖРД с насосной топливной системой состоит из нескольких стадий: сначала запускается и набирает обороты ТНА (этот процесс также может состоять из нескольких фаз), затем включаются главные клапаны ЖРД, как правило, в две или больше ступеней с постепенным набором тяги от ступени к ступени до нормальной.
Для относительно небольших двигателей практикуется запуск с выходом ЖРД сразу на 100 % тяги, называемый «пушечным».
Система автоматического управления ЖРД
Современный ЖРД снабжается довольно сложной автоматикой, которая должна выполнять следующие задачи:
- Безопасный пуск двигателя и вывод его на основной режим.
- Поддержание стабильного режима работы.
- Изменение тяги в соответствии с программой полёта или по команде внешних систем управления.
- Отключение двигателя по достижении ракетой заданной орбиты (траектории).
- Регулирование соотношения расхода компонентов.
Система автоматического управления двигательной установкой включает в себя датчики давления и расхода в разных точках топливной системы, а исполнительными органами её являются главные клапаны ЖРД и клапаны управления турбиной (на рис.1 - позиции 7, 8, 9 и 10).
Компоненты топлива
Выбор компонентов топлива является одним из важнейших решений при проектировании ЖРД, предопределяющий многие детали конструкции двигателя и последующие технические решения. Поэтому выбор топлива для ЖРД выполняется при всестороннем рассмотрении назначения двигателя и ракеты, на которой он устанавливается, условий их функционирования, технологии производства, хранения, транспортировки к месту старта и т. п.
Одним из важнейших показателей, характеризующих сочетание компонентов является удельный импульс , который имеет особенно важное значение при проектировании ракет-носителей космических аппаратов, так как от него в сильнейшей степени зависит соотношение массы топлива и полезного груза, а следовательно, размеры и масса всей ракеты (см. Формула Циолковского), которые при недостаточно высоком значении удельного импульса могут оказаться нереальными. В таблице 1 приведены основные характеристики некоторых сочетаний компонентов жидкого топлива.
Таблица 1.| Окислитель | Горючее | Усреднённая плотность топлива , г /см³ |
Температура в камере сгорания, °К |
Пустотный удельный импульс, с |
|---|---|---|---|---|
| Кислород | Водород | 0,3155 | 3250 | 428 |
| Керосин | 1,036 | 3755 | 335 | |
| 0,9915 | 3670 | 344 | ||
| Гидразин | 1,0715 | 3446 | 346 | |
| Аммиак | 0,8393 | 3070 | 323 | |
| Тетраоксид диазота | Керосин | 1,269 | 3516 | 309 |
| Несимметричный диметилгидразин | 1,185 | 3469 | 318 | |
| Гидразин | 1,228 | 3287 | 322 | |
| Фтор | Водород | 0,621 | 4707 | 449 |
| Гидразин | 1,314 | 4775 | 402 | |
| Пентаборан | 1,199 | 4807 | 361 |
Однокомпонентнымми являются и реактивные двигатели, работающие на сжатом холодном газе (например, воздухе или азоте). Такие двигатели называются газореактивными и состоят из клапана и сопла. Газореактивные двигатели применяются там, где недопустимо тепловое и химическое воздействие выхлопной струи, и где основным требованием является простота конструкции. Этим требованиям должны удовлетворять, например, индивидуальные устройства перемещения и маневрирования космонавтов (УПМК), расположенные в ранце за спиной и предназначенные для перемещения при работах вне космического корабля. УПМК работают от двух баллонов со сжатым азотом, который подается через соленоидные клапаны в двигательную установку, состоящую из 16 двигателей.
Трёхкомпонентные ЖРД
С начала 1970-х годов в СССР и США изучалась концепция трехкомпонентных двигателей, которые сочетали бы в себе высокое значение удельного импульса при использовании в качестве горючего водорода, и более высокую усреднённую плотность топлива (а, следовательно, меньший объём и вес топливных баков), характерную для углеводородного горючего. При запуске такой двигатель работал бы на кислороде и керосине, а на больших высотах переключался на использование жидких кислорода и водорода. Такой подход, возможно, позволит создать одноступенчатый космический носитель. Российским примером трехкомпонентного двигателя является ЖРД РД-701 , который был разработан для многоразовой транспортно-космической системы МАКС .
Возможно также использование двух топлив одновременно - например водород-бериллий-кислород и водород-литий-фтор (бериллий и литий горят, а водород по большей части используется как рабочее тело), что позволяет достичь значений удельного импульса в районе 550-560 секунд, однако технически очень сложно и никогда не использовалось на практике.
Управление ракетой
В жидкостных ракетах двигатели часто помимо основной функции - создания тяги, выполняют также роль органов управления полётом. Уже первая управляемая баллистическая ракета Фау-2 управлялась с помощью 4 графитных газодинамических рулей, помещённых в реактивную струю двигателя по периферии сопла. Отклоняясь, эти рули отклоняли часть реактивной струи, что изменяло направление вектора тяги двигателя, и создавало момент силы относительно центра масс ракеты, что и являлось управляющим воздействием. Этот способ заметно снижает тягу двигателя, к тому же графитные рули в реактивной струе подвержены сильной эрозии и имеют очень малый временной ресурс.
В современных системах управления ракетами используются поворотные камеры
ЖРД, которые крепятся к несущим элементам корпуса ракеты с помощью шарниров, позволяющих поворачивать камеру в одной или в двух плоскостях. Компоненты топлива подводятся к камере с помощью гибких трубопроводов - сильфонов . При отклонении камеры от оси, параллельной оси ракеты, тяга камеры создаёт требуемый управляющий момент силы. Поворачиваются камеры гидравлическими или пневматическими рулевыми машинками, которые исполняют команды, вырабатываемые системой управления ракетой.
В отечественном космическом носителе Союз (см.фото в заголовке статьи) помимо 20 основных, неподвижных камер двигательной установки имеются 12 поворотных (каждая - в своей плоскости), управляющих камер меньшего размера. Рулевые камеры имеют общую топливную систему с основными двигателями.
Из 11 маршевых двигателей (всех ступеней) ракеты-носителя Сатурн-5 девять (кроме центральных 1-й и 2-й ступеней) являются поворотными, каждый - в двух плоскостях. При использовании основных двигателей в качестве управляющих рабочий диапазон поворота камеры составляет не более ±5°: ввиду большой тяги основной камеры и расположения её в кормовом отсеке, то есть на значительном расстоянии от центра масс ракеты, даже небольшое отклонение камеры создаёт значительный управляющий
Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования
(ФГБОУ ВПО)
«Астраханский государственный технический университет»(АГТУ)
«Институт морских технологий, энергетики и транспорта» (ИМТЭиТ)
Кафедра «Теплоэнергетика»(ТЭН)
по дисциплине «Топливо»
на тему «Ракетные топлива»
Выполнил
студент группы ТЕТ-21
Приказчиков А.А.
Рецензенты:
студенты группы ТЕТ-21
Путятин С.С., Жидков С.М.
Преподаватель:
д.х.н., профессор Рябухин Ю.И.
Астрахань- 2012
Основные виды ракетного топлива
1 Жидкие ракетные топлива
1.1 Окислители
1.2 Горючее
1.3 Сравнение наиболее распространённых жидких ракетных топлив
2 Твёрдые ракетные топлива
2.1 Ракетные пороха
2.2 Смесевые ракетные топлива
Список литературы
. Историческая справка
Ракеты на твёрдом топливе появились гораздо раньше, чем ракеты с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД). Последние настолько стали привычными для нас, что мы забываем о том, когда они стали использоваться для покорения космоса и в боевых действиях воюющих сторон. А это случилось всего каких-то 50 лет назад. До этого твёрдотопливные ракеты, или ракеты с пороховыми двигателями, на протяжении нескольких веков успешно эксплуатировались и применялись в войсках. На возможность использования жидкостей, в том числе жидких водорода H2 и кислорода O2, в качестве топлива для ракет указывал К. Э. Циолковский <#"justify">2. 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.
2.1 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-тельГорючееТепло-творность топлива*, ккал / кгПлот-ность*, г / см2Темпера-тура в камере сгорания, КУдельный импульс в пустоте, секАзотная кислота (98 %)Керосин14601,362980313ТГ-0214901,323000310Анилин (80 %) + фурфуриловый спирт (20 %)14201,393050313Жидкий кислородСпирт (94 %)20200,393300255Водород20200,323250391Керосин22001,043755335НДМГ 22001,023670344Гидразин22301,073446346Аммиак22000,843070323АТКеросин15501,273516309НДМГ22001,203469318Гидразин22301,233287322Жидкий фторВодород23000,624707412Гидразин22301,314775370
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 .
2.1.1 Окислители
В жидкостных ракетах количество окислителя по массе превышает количество горючего в среднем в 3-6 раз, а масса топлива в 9 раз больше массы конструкции двигателя.
Свойства топлива во многом зависят от характера окислителя . Например, по важнейшей характеристике - удельной тяге - топливо «жидкий кислород и керосин», отличаются от топлива «азотная кислота и керосин» примерно на 15 %.
Из низкокипящих окислителей наибольшее применение в распространённых двигателях имеет жидкий кислород . Изучается возможность использования жидкого фтора , его соединений с кислородом и озона .
Из высококипящих широко применяются азотная кислота и её смеси с четырёхокисью азота . Может применяться четырёхоксид азота , пероксид водорода . Исследуются соединения фтора с хлором и тетранитрометаном .
Рассмотрим некоторые виды окислителей.
1. ЖИДКИЙ КИСЛОРОД (O 2 ). Представляет собой подвижную жидкость голубоватого цвета несколько тяжелее воды.
Особенности : кислород является одним из наиболее мощных окислителей , так как его молекула не содержит атомов, не участвующих в процессе окисления, как это имеет место, например в азотной кислоте. Топлива более эффективные чем с кислородом могут быть получены только с озоном , фтором или фторидом кислорода .
Основное свойство , определяющее особенности работы с жидким кислородом , заключается в его низкой температуре кипения . Из-за этого он очень быстро испаряется, что вызывает его большие потери при хранении и заправке ракеты. Бак ракеты заправляется жидким кислородом непосредственно перед запуском ракеты. Потери на испарении при заправке составляют до 50 %, а при содержании в ракете до 3 % в час. Жидкий кислород хранится и транспортируется в специальных ёмкостях - танках из металла с обеспечением хорошей тепловой изоляции.
Жидкий кислород не ядовит . Кратковременно соприкосновение его в небольших количествах с открытыми участками тела человека неопасно: образующийся газообразный слой не допускает обмораживания кожи.
Жидкий кислород - один из наиболее дешёвых окислителей , что объясняется простотой производства и обилием сырья. В составе воды он составляет 89 % по массе, а в воздухе - 23 %. Обычно получают кислород из воздуха, путём сжижения и отделения в жидком виде от азота и других газов земной атмосферы.
2. АЗОТНАЯ КИСЛОТА (HNO 3 ) . Химически чистая 100 % азотная кислота является бесцветной легкоподвижной тяжёлой жидкостью, сильно дымящей в воздухе.
Особенности : 100 % азотная кислота неустойчива и легко разлагается на воду, кислород и оксиды азота .
HNO 3 - Мощный окислитель , поскольку в её молекуле содержится
% кислорода . При окислении различных горючих она разлагается на воду, кислород и азот . От всех широко используемых окислителей она выгодно отличается большим удельным весом . Вследствие высокой теплоёмкости она может быть использована в качестве охлаждающего компонента камеры ЖРД.
При обычных условиях эксплуатации азотная кислота - жидкость, что является одним из её преимуществ. Ракеты, в которых она используется в качестве окислителя, могут длительное время храниться заправленными , в постоянной готовности к пуску. К недостаткам в эксплуатации относится значительное повышение давления в герметически закрытых ёмкостях с азотной кислотой, вследствие процесса её разложения. Главный недостаток азотной кислоты - высокая коррозийная активность по отношению к большинству материалов. Агрессивность азотной кислоты значительно усложняет обращение с ней. Хранение и транспортировка её производится с использованием специальных ёмкостей.
Недостатки : азотная кислота обладает ядовитыми свойствами. Попадание её на кожу человека вызывает появление болезненных, долго незаживающих язв. Вредны для здоровья также пары азотной кислоты . Они превосходят по ядовитости угарный газ в 10 раз.
Стоимость азотной кислоты невелика. Основной метод получения азотной кислоты заключался в окислении аммиака кислородом воздуха в присутствии платины и растворении получившихся оксидов азота в воде.
N2 + 2 O2 => 2 NO2
. ТЕТРАОКСИД ДИАЗОТА (N 2 O 4 ) . Представляет собой при обычной температуре жёлтую жидкость.
Особенности : с увеличением температуры распадается на диоксид азота , окрашенный в красно-бурый цвет, так называемый «бурый газ».
Является несколько более эффективным окислителем , чем азотная кислота . Топлива на её основе имеют удельную тягу примерно на 5 % больше, чем азотнокислотные.
Недостатки : по отношению к материалам тетраоксид диазота значительно менее агрессивен , чем азотная кислота , но не менее ядовит .
Главный недостаток - низкая температура кипения и высокая температура затвердевания , что резко уменьшает возможность её использования в ракетных топливах в чистом виде. Условия её применения улучшаются в смесях с другими оксидами азота .
4. ПЕРОКСИД ВОДОРОДА (H 2 O 2 ). Бесцветная прозрачная тяжёлая жидкость.
Особенности: пероксид водорода является нестойким химическим соединением, легко разлагающимся на воду и кислород . Склонность к разложению возрастает с ростом концентрации. При разложении выделяется значительное количество тепла.
Наибольшее распространение получили водные растворы 80 % и 90 % концентрации пероксида водорода. Химической стойкости растворов и безопасности работы с ними можно добиться введением веществ-стабилизаторов . К ним относятся фосфорная , уксусная и щавелевая кислоты . Обязательное условие стабилизации пероксида водорода - чистота . Незначительные примеси и загрязнения резко ускоряют её разложение и даже могут привести к взрыву.
По сравнению с азотной кислотой пероксид водорода обладает малой коррозийной активностью , но некоторые металлы он окисляет.
Недостатки : пероксид водорода пожаро- и взрывоопасен. Органические вещества при соприкосновении с ним легко загораются. При температуре +175 0C он взрывается. Попадание его на кожу вызывает тяжёлые ожоги .
В настоящее время пероксид водорода мало применяется, т. к. топлива на его основе дают сравнительно невысокую тягу.
5. ЖИДКИЙ ФТОР (F 2 ). Представляет собой тяжёлую жидкость ярко-жёлтого цвета.
Особенности: фтор обладает лучшими окислительными свойствами , чем кислород . Из всех химических элементов он наиболее активен , вступая в соединения почти со всеми окисляющимися веществами при обычной комнатной температуре. При этом часто происходит воспламенение. Даже кислород окисляется фтором , сгорая в его атмосфере.
Из-за своей исключительно высокой химической активности фтор со всеми горючими образует самовоспламеняющиеся топлива . Однако фторные топлива дают более высокую удельную тягу, чем кислородные , только при условии, если горючее богато водородом . Горючие содержащие много углерода , образуют со фтором значительно менее эффективные топлива.
Недостатки : фтор очень ядовит . Он сильно разъедает кожу, глаза, дыхательные пути. В ракетной технике он пока используется только в опытных двигателях.
2.1.2 Горючее
В качестве горючего в жидких топливах применяются в основном вещества, в которых окисляемыми атомами химических элементов являются атомы углерода и водорода . В природе существует чрезвычайно большое количество химических соединений этих элементов. Большинство из них относятся к органическим веществам.
В настоящее время в ракетной технике используется много разнообразного горючего. Несмотря на то, что горючее составляет только 15-25 % от массы топлива, его правильный выбор имеет большое значение . Только при удачном сочетании окислителя и горючего могут быть удовлетворены если не все, то хотя бы важнейшие требования к топливу. Большинство видов ракетного горючего являются высококипящими. Их общий недостаток - невысокий удельный вес , в полтора-два раза меньший, чем у окислителей.
На практике в качестве ракетного горючего чаще всего применяется углеводород , являющийся продуктом переработки нефти (керосины), амины , аммиак, гидразин и его производные.
Рассмотрим некоторые виды горючего.
1. УГЛЕВОДОРОДЫ (нефтепродукты) представляют собой смеси химических соединений углерода с водородом . Их энергетические показатели ниже, чем у водорода , но выше, чем у углерода . Наибольшее применение имеет керосин .
Особенности керосина: он представляет собой лёгкую жидкость с высокой температурой кипения, обладающую большой стойкостью против разложения при нагревании. Керосин не является веществом строго определённого состава с однозначной химической формулой, из-за чего невозможно точно определить его свойства. В зависимости от месторождения нефти состав и свойства керосина могут меняться. Ракетный керосин имеет в своём составе повышенное содержание таких углеводородов , которые дают меньше отложений при охлаждении двигателя.
Недостатки керосина: он не воспламеняется при соприкосновении с обычными окислителями, поэтому необходим специальный источник зажигания .
Керосин широко применяется в ракетных топливах с жидким кислородом , азотнокислотными окислителями и пероксидом водорода .
2. АМИНЫ - соединения, которые получаются, если в молекуле аммиака один, два или три атома водорода заменить углеводородными группами . В ракетной технике нашли применение: триэтиламин , анилин , ксилидин и др.
Особенность : амины бурно взаимодействуют с азотной кислотой и тетраоксидом диазота , приводящие к самовоспламенению. По эффективности горючее на основе аминов близко к керосину. Способность аминов вызывать коррозию металлов невелика . Они хранятся и транспортируются в ёмкостях из обычных чёрных металлов.
Недостатки: у аминов значительно большая стоимость по сравнению с керосином, а так же ядовитость , которая проявляется как при вдыхании паров, так и при попадании на кожу.
Для улучшения физико-химических свойств, амины используются в качестве горючего в смеси с другими веществами, в том числе и с другими аминами .
Горючее на основе аминов нашло применение в самовоспламеняющихся топливах с азотной кислотой, четырёхоксидом азота и их смесями.
3. ГИДРАЗИН . При горении гидразина в реакции окисления участвуют только атомы водорода , а азот выделяется в свободном виде, увеличивая количество газа.
Гидразин представляет собой бесцветную прозрачную жидкость (примерно в том же диапазоне температур, что и вода) и имеет аммиачный запах. Обычно применяется в смесях с другими веществами .
Особенности: гидразин является эффективным горючим . Этому способствует то, что его молекула образуется с поглощением теплоты, которая в процессе горения выделяется дополнительно к теплоте окисления. Другое его положительное свойство - большой удельный вес .
Недостатки: гидразин имеет высокую температуру затвердевания , что представляет большое неудобство в эксплуатации. Его пары при нагревании и ударах взрываются. При воздействии кислорода воздуха он окисляется. Гидразин коррозийно активен . Стойкими по отношению к нему являются алюминий и его сплавы, нержавеющие стали, полиэтилен, полифторэтилен, фторопласт . Гидразин ядовит , раздражающе действует на слизистую оболочку глаз и может вызывать временную слепоту.
4. НЕСИММЕТРИЧНЫЙ ДИМЕТИЛГИДРАЗИН представляет собой бесцветную прозрачную жидкость с резким запахом.
Особенности : по сравнению с гидразином он существенно удобнее в эксплуатации, так как остаётся жидкостью в большем интервале температур. Обладает хорошей стойкостью при нагревании. В отличие от гидразина его пары не взрываются от внешнего воздействия. Главная особенность - высокая химическая активность. Он легко окисляется кислородом воздуха, а с углекислой кислотой образует соли, выпадающие в осадок.
Недостатки : диметилгидразин (по сравнению с гидразином) обладает худшей эффективностью как горючее, поскольку в его молекуле кроме атомов водорода содержатся менее эффективные атомы углерода. Самовоспламеняется на воздухе при температуре 250 0С, смеси паров диметилгидразина с воздухом легко взрываются, и он ядовит .
2.1.3 Сравнение наиболее распространённых жидких ракетных топлив
. Топлива на основе жидкого кислорода обеспечивают наибольшую удельную тягу из всех применяемых в настоящее время ракетных топлив. Их основной недостаток - низкая температура кипения окислителя. Это затрудняет использование их в боевых ракетах, которые должны длительное время находиться в готовности к пуску.
С жидким кислородом могут применяться такие горючие как керосин, несимметричный диметилгидразин , аммиак . Особое место занимает топливо кислород + водород , которое обеспечивает удельную тягу на 30-40 % большую, чем другие распространённые топлива. Это топливо более всего подходит для использования в больших ракетах.
2. Топлива на основе азотной кислоты в смеси 20-30 % оксидов азота значительно уступают кислородным топливам по удельной тяге , но обладают преимуществом по удельному весу . Кроме того, эти топлива являются высококипящими длительнохранимыми веществами, что позволяет держать боевые ракеты в полностью снаряженном и заправленном виде длительное время.
Азотнокислотные окислители обладают хорошими охлаждающими свойствами . Но вследствие сравнительно невысоких температур в камере сгорания охлаждение двигателей средних и больших тяг может быть обеспечено горючим, хотя в составе топлива его содержится меньше, чем окислителя.
Такие горючие как смесь аминов , несимметричный диметилгидразин и некоторые другие вещества образуют с азотнокислотными окислителями самовоспламеняющиеся топлива . Керосин и другие углеводороды требуют принудительного зажигания .
3. Топлива на основе четырёхоксида азота дают несколько большую удельную тягу , чем азотнокислотные, но имеют пониженный удельный вес . Несмотря на такой эксплуатационный недостаток, как высокая температура затвердевания окислителя , они находят применение в ракетах дальнего действия. Такие топлива заменили кислородное топливо, т. к. дают возможность хранить ракету в заправленном состоянии, готовой к запуску.
Преимуществом топлива на основе четырёхоксида азота является также самовоспламеняемость .
2.2 Твёрдые ракетные топлива
По внешнему виду все заряды твёрдого топлива представляют собой плотные твёрдые тела главным образом тёмных цветов. Ракетные пороха обычно имеют тёмно-коричневый цвет и внешне похожи на роговидное вещество. Если они содержат добавки (в виде сажи, например), то цвет их бывает чёрным. Смесевые топлива бывают чёрного и чёрно-серого цвета в зависимости от цвета горючего и добавок, и обычно подобны сильно завулканизированной резине, но менее эластичны и более хрупки.
Твёрдые топлива практически безопасны как по воздействию на организм человека, так и по отношению к различным конструкционным материалам. При хранении в обычных условиях они не выделяют агрессивных веществ . Ракетные пороха из-за летучих свойств растворителя - нитроглицерина (рис.1) - способны вызывать кратковременные не очень сильные головные боли.
Рис.1. Структурная формула нитроглицерина
2.2.1 Ракетные пороха
Ракетные пороха представляют собой сложные многокомпонентные системы, в которых каждому веществу отведена своя роль с целью получения заданных свойств того или иного вида пороха. Основным компонентом порохов являются нитраты целлюлозы, которые при сгорании выделяют наибольшее количество тепловой энергии. Они же определяют и физико-химические свойства пороха. Рассмотрим некоторые составные части порохов.
1. НИТРАТЫ ЦЕЛЛЮЛОЗЫ , или нитроклетчатка, получаются обработкой целлюлозы смесью азотной и серной кислот. Такая обработка называется нитрацией . Исходный материал - целлюлоза (клетчатка) - широко распространённое в природе вещество, из которого почти целиком состоят лён, пенька, хлопок и др.
Нитраты целлюлозы представляют собой рыхлую массу. Они легко воспламеняются даже от слабой искры. Горение происходит за счёт кислорода, содержащегося в нитрогруппах, и подвода кислорода извне не требуется . Однако непосредственно использование нитроцеллюлозы в качестве ракетного топлива исключается, так как из неё невозможно изготовить заряд, горящий по строго определённому закону. Даже после сильного прессования она имеет множество пор. Горение её происходит не только снаружи но и внутри, т. к. горючий газ проникает по порам внутрь. Вследствие этого может произойти взрыв , способный разрушить двигатель. Для предотвращения этого производят пластификацию нитроцеллюлозы , т. е. приготавливают из неё твёрдый раствор однородного состава, без пор.
2. РАСТВОРИТЕЛИ-ПЛАСТИФИКАТОРЫ нитроцеллюлозы - нитроглицерин , нитрогликоль и некоторые другие вещества. Они являются вторым основным компонентом порохов как по массе, так и по запасу энергии. Их часто называют труднолетучими растворителями , так как они не удаляются из раствора в процессе производства, а полностью остаются в составе пороха.
НИТРОГЛИЦЕРИН - вещество, образующееся при нитрации трёхатомного спирта глицерина - смесью азотной и серной кислот . Представляет собой бесцветную маслообразную жидкость.
Нитроглицерин - мощное взрывчатое вещество . Он легко взрывается при ударе или трении. Горение его происходит за счёт кислорода, содержащегося в нитрогруппах. Поскольку кислорода в его молекуле имеется в избытке, то часть кислорода идёт на дополнительное окисление нитроцеллюлозы, что приводит к общему увеличению запаса энергии твёрдого топлива. С увеличением содержания нитроглицерина в порохах растут не только их энергетические показатели , но и взрывоопасность и чувствительность к удару . Ракетные пороха с большим содержанием нитроглицерина обеспечивают высокую удельную тягу.
Для пластификации нитроцеллюлозы с целью облегчения технологии производства, увеличения сроков и допустимой температуры хранения зарядов применяют и другие растворители.
НИТРОГЛИКОЛЬ как взрывчатое вещество, менее чувствительно к механическим воздействиям . Его получают нитрацией этиленгликоля . Запас кислорода в его молекуле меньше, чем в молекуле нитроглицерина , поэтому применение в качестве растворителя ухудшает энергетические показатели порохов.
Кроме нитроглицерина и нитрогликоля иногда применяется такой растворитель нитроцеллюлозы , как нитрогуанидин .
3. ДОПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ПЛАСТИФИКАТОРЫ и вещества, регулирующие энергетические свойства топлива, хорошо совмещаются с основными растворителями. Они не содержат совсем, или содержат очень мало активного кислорода и потому вводятся в состав порохов в небольших количествах, чтобы не снижать их энергетические характеристики. К ним относятся такие вещества, как динитролуол ,дибутилфталат , диэтилфталат .
4. СТАБИЛИЗАТОРЫ вводятся в состав порохов для повышения их химической стойкости. При хранении порохов происходит разложение нитроцеллюлозы с образованием оксидов азота , которые ускоряют её дальнейшее разложение, делая её взрывоопасной. Стабилизаторы замедляют разложение нитроцеллюлозы , соединяясь с выделяющимися оксидами азота , они связывают их, превращая в химически малоактивные вещества.
5. ВЕЩЕСТВА, УЛУЧШАЮЩИЕ ГОРЕНИЕ ПОРОХОВ , обеспечивают ускорение , замедление или стабилизацию процесса сгорания в камере твёрдотопливных ракетных двигателей. К ним относится большое число солей или оксидов различных металлов (олова Sn , марганца Mn , цинка Zn , хрома Cr , свинца Pb , титана Ti , калия K , бария Ba и т. д.).
6. ТЕХНОЛОГИЧЕСКИЕ ДОБАВКИ ? вещества, облегчающие процесс изготовления пороха, вводятся в наиболее ответственных операциях для снижения трения и нагрузок на машины . Они играют роль смазок как внутри топливной массы, так и между массой и инструментом. Для этого применяются мел, уменьшающий внутреннее трение, вазелин и трансформаторное масло, графит , стеарат свинца и другие вещества,снижающие давление при прессовании. Вводятся они в малом количестве.
Производство ракетных порохов ведётся по сложной технологической схеме с применением высоких температур и давления . В задачу производства входит изготовление твёрдых однородных пороховых зарядов, отвечающих ряду жёстких требований, из большого числа веществ, разнородных по химическим и физическим свойствам, а также агрегатному состоянию.
2.2.2 Смесевые ракетные топлива
Смесевые топлива по сравнению с порохами, по составу значительно проще. Они включают в себя два-три, редко четыре компонента. Рассмотрим некоторые из них.
1. В КАЧЕСТВЕ ОКИСЛИТЕЛЕЙ СМЕСЕВЫХ ТОПЛИВ используются, как правило, соли неорганических кислот - азотной и хлорной . Их особенность - большой процент кислорода в молекуле . Все они по массе примерно наполовину состоят из кислорода. В обычных условиях они обладают химической стойкостью, но при сильном нагревании способны распадаться с выделением свободного кислорода. Все твёрдые окислители имеют в своём составе, помимо кислорода , атомы химических элементов, способные к окислению. Поэтому при разложении этих окислителей часть кислорода оказывается связанной с этими элементами и свободного кислорода выделяется значительно меньше, чем имеется в молекуле.
Самым распространённым окислителем твёрдых топлив является ПЕРХЛОРАТ АММОНИЯ . Эта соль представляет собой белый (бесцветный) кристаллический порошок, и разлагается она при нагревании выше 150 0С. На воздухе незначительно увлажняется. Чувствителен к удару и трению, особенно при наличии органических примесей. Может гореть без горючего и взрываться. При горении не выделяет твёрдых веществ, но в его продуктах сгорания содержится агрессивный и довольно ядовитый газ - хлористый водород (HCl), который при наличии влаги образует с ней соляную кислоту. Преимущества перхлората аммония состоят в том, что он обладает невысокой температурой разложения и разлагается только на газообразные продукты с небольшой молекулярной массой, обладает малой гигроскопичностью, доступен, дёшев.
Другим окислителем является ПЕРХЛОРАТ КАЛИЯ . Эта соль разлагается при температуре выше 440 0С, на воздухе не увлажняется (негигроскопична), не горит и не взрывается. Весь кислород, содержащийся в её составе, является активным. При сгорании она выделяет твёрдое вещество - хлорид калия, который создаёт плотное дымовое облако. Наличие хлорида калия в продуктах сгорания резко ухудшает свойства ракетных топлив, т. е. условия перехода тепловой энергии в кинетическую в сопле ракетного двигателя.
Ещё один широко используемый окислитель - НИТРАТ АММОНИЯ (аммиачная селитра), используется также как азотное удобрение. Представляет собой бесцветный (белый) кристаллический порошок. Разлагается при температуре 243 0С. Способен гореть и взрываться. При сгорании выделяется большое количество только газообразных продуктов. Смеси с органическими веществами способны самовозгораться, поэтому хранение ракетных топлив на его основе представляет серьёзную проблему. Имеет ядовитые свойства.
Приведёнными примерами не исчерпывается перечень возможных окислителей твёрдотопливных ракетных двигателей, в качестве которых могут использоваться, например, перхлораты лития , нитрозила и нитрония , динитрат гидразина и др.
2. ГОРЮЧЕ-СВЯЗУЮЩИЕ ВЕЩЕСТВА смесевых топлив - это высокомолекулярные органические соединения, или полимеры . Полимерами называются такие соединения, молекулы которых состоят из очень большого числа элементарных звеньев одинаковой структуры. Элементарные звенья соединяются между собой в длинные цепи линейного или разветвлённого строения. Свойства полимера зависят от химического строения элементарных звеньев, их количества и взаимного расположения.
Многие твёрдые полимеры получают из жидких веществ - мономеров , молекулы которых состоят из сравнительно небольшого числа атомов. Мономеры способны самопроизвольно соединяться в длинные цепи - полимеры? этот процесс называется полимеризацией .
Для ускорения полимеризации, или отверждения, применяются некоторые специальные вещества, называемые инициаторами , или отвердителями .
Многие высокомолекулярные соединения способны хорошо смешиваться и склеиваться с порошками (с кристаллическим окислителем и металлическим порошком), а затем превращаться в твёрдую монолитную массу после полимеризации. При нагревании некоторые полимеры размягчаются, становятся вязкотекущими, и в таком виде могут смешиваться с наполнителями , прочно удерживая их . При этом их можно заливать в формы и получать топливные заряды заданных размеров и форм .
Для применения в качестве горюче-связующих веществ удовлетворительными свойствами обладают синтетические соединения типа каучуков , смол и пластмасс , а также тяжёлые нефтепродукты - асфальт и битум . Состав и свойства нефтепродуктов колеблются в очень широких пределах, а нужные механические свойства сохраняются только в небольшом интервале температур. Поэтому чаще употребляются синтетические вещества , имеющие более постоянный состав и лучшие механические свойства. На практике применяют каучуки - ПОЛИУРЕТАНОВЫЙ , БУТАДИЕНОВЫЙ и ПОЛИСУЛЬФИДНЫЙ , смолы - ПОЛИЭФИРНУЮ , ЭПОКСИДНУЮ И КАРБАМИДНУЮ , а также некоторые пластмассы, в состав которых входят атомы азота , кислорода , серы или хлора .
Основные недостатки полимерных смол и пластмасс как горюче-связующих веществ - малая эластичность и повышенная хрупкость при низких температурах . От этих недостатков в основном свободны синтетические каучуки.
3. ПОРОШКООБРАЗНЫЕ МЕТАЛЛЫ могут вводиться в состав смесевых топлив в качестве дополнительного горючего компонента. Для этого пригодны металлические бериллий , литий , алюминий , магний , а так же некоторые их соединения. В результате введения указанных металлов происходит повышение запаса энергии топлива, т. е. увеличивается удельная тяга двигателей. Кроме того, металлические добавки повышают удельный вес топлива , что улучшает характеристики двигателя и ракеты в целом. При этом следует учитывать, что чем больше содержание металлсодержащего горючего, тем выше температура продуктов их сгорания. Почти все современные смесевые топлива содержат в качестве компонентов металлы.
Наиболее эффективным металлическим горючим является БЕРИЛЛИЙ , однако перспективы применения бериллия очень ограничены, потому что его запасы незначительны , а продукты сгорания весьма ядовиты . Следующий по эффективности металл - ЛИТИЙ . Его применение тормозится очень низкой температурой плавления (+186 0С) и самовоспламенением на воздухе в расплавленном состоянии. Самым распространённым и наиболее дешёвым металлическим горючим является АЛЮМИНИЙ . Применение тонко измельчённого порошка алюминия в смесевых топливах не только повышает удельную тягу двигателей, но и улучшает надёжность их запуска и увеличивает стабильность горения топлива. МАГНИЙ применяется редко, так как он в топливах даёт малую удельную тягу.
Кроме чистых металлов изучается применение в качестве дополнительных горючих веществ их соединений с водородом (гидридов).
4. КАТАЛИЗАТОРЫ И ДРУГИЕ ДОБАВКИ вводятся в смесевые топлива в небольших количествах для улучшения процесса горения (сажа, соли некоторых металлов), придания топливу пластичных свойств (растительные, минеральные и синтетические масла), улучшения стойкости при хранении и стабильности состава (диэтилфталат , этилцентралит ), облегчения технологии производства.
Технология изготовления зарядов из смесевых топлив включает смешение компонентов топлива, отливку и отверждение. В общем процесс изготовления смесевых топлив проще, чем порохов, однако при изготовлении крупногабаритных зарядов приходится преодолевать большие технологические трудности.
Список литературы
ракетное топливо горючее окислитель
Использованные электронные ресурсы:
1.
.
.
Репетиторство
Нужна помощь по изучению какой-либы темы?
Наши специалисты проконсультируют или окажут репетиторские услуги по интересующей вас тематике.
Отправь заявку
с указанием темы прямо сейчас, чтобы узнать о возможности получения консультации.
Жидкостный ракетный двигатель – это двигатель, топливом для которого служат сжиженные газы и химические жидкости. В зависимости от количества компонентов ЖРД делятся на одно-, двух- и трехкомпонентные.
Краткая история развития
Впервые использование сжиженного водорода и кислорода как топлива для ракет предложил К.Э. Циолковский в 1903 году. Первый прототип ЖРД создал американец Роберт Говард в 1926 году. Впоследствии подобные разработки проводились в СССР, США, Германии. Самых больших успехов добились немецкие ученые: Тиль, Вальтер, фон Браун. Во время Второй мировой войны они создали целую линейку ЖРД для военных целей. Есть мнение, что создай Рейх «Фау-2» раньше, они бы выиграли войну. Впоследствии холодная война и гонка вооружений стали катализатором для ускорения разработок ЖРД с целью применения их в космической программе. При помощи РД-108 были выведены на орбиту первые искусственные спутники Земли.
Сегодня ЖРД используется в космических программах и тяжелом ракетном вооружении.
Сфера применения
Как уже было сказано выше, ЖРД используется в основном как двигатель космических аппаратов и ракет-носителей. Основными преимуществами ЖРД есть:
- наивысший удельный импульс в классе;
- возможность выполнения полной остановки и повторного запуска в паре с управляемостью по тяге дает повышенную маневренность;
- значительно меньший вес топливного отсека в сравнении со твердотопливными двигателями.
Среди недостатков ЖРД:
- более сложное устройство и дороговизна;
- повышенные требования к безопасной транспортировке;
- в состоянии невесомости необходимо задействовать дополнительные двигатели для осаждения топлива.
Однако основным недостатком ЖРД является предел энергетических возможностей топлива, что ограничивает космическое освоение с их помощью до расстояния Венеры и Марса.
Устройство и принцип действия
Принцип действия ЖРД один, но он достигается при помощи разных схем устройств. Горючее и окислитель при помощи насосов поступают из разных баков на форсуночную головку, нагнетаются в камеру сгорания и смешиваются. После возгорания под давлением внутренняя энергия топлива превращается в кинетическую и через сопло вытекает, создавая реактивную тягу.
Топливная система состоит из топливных баков, трубопроводов и насосов с турбиной для нагнетания топлива из бака в трубопровод и клапана-регулятора.
Насосная подача топлива создает высокое давление в камере и, как следствие, большее расширение рабочего тела, за счет которого достигается максимальное значение удельного импульса.
Форсуночная головка – блок форсунок для осуществления впрыска топливных компонентов в камеру сгорания. Основное требование к форсунке – качественное смешивание и скорость подачи топлива в камеру сгорания.
Система охлаждения
Хотя доля теплоотдачи конструкции в процессе сгорания незначительна, проблема охлаждения актуальна ввиду высокой температуры горения (>3000 К) и грозит термическим разрушением двигателя. Выделяют несколько типов охлаждения стенок камеры:
Регенеративное охлаждение базируется на создании полости в стенках камеры, через которую проходит горючее без окислителя, охлаждая стенку камеры, а тепло вместе с охладителем (горючим) возвращается обратно в камеру.
Пристенный слой – это созданный из паров горючего слой газа у стенок камеры. Достигается этот эффект путем установки по периферии головки форсунок подающих только горючее. Таким образом горючая смесь испытывает недостаток окислителя, и горение у стенки происходит не так интенсивно, как в центре камеры. Температура пристенного слоя изолирует высокие температуры в центре камеры от стенок камеры сгорания.
Абляционный метод охлаждения жидкостного ракетного двигателя осуществляется нанесением на стенки камеры и сопел специального теплозащитного покрытия. Покрытие при высоких температурах переходит из твердого состояния в газообразное, поглощая большую долю тепла. Данный метод охлаждения жидкостного ракетного двигателя использовался в лунной программе «Аполлон».
Запуск ЖРД очень ответственная операция в плане взрывоопасности при сбоях в ее осуществлении. Есть самовоспламеняющиеся компоненты, с которыми не возникает трудностей, однако при использовании для воспламенения внешнего инициатора необходима идеальная согласованность подачи его с компонентами топлива. Скопление несгоревшего топлива в камере имеет разрушительную взрывную силу и сулит тяжелые последствия.
Запуск больших жидкостных ракетных двигателей проходит в несколько ступеней с последующим выходом на максимальную мощность, в то время как малые двигатели запускаются с моментальным выходом на стопроцентную мощность.
Система автоматического управления жидкостных ракетных двигателей характеризируется выполнением безопасного запуска двигателя и выхода на основной режим, контролем стабильной работы, регулировкой тяги согласно плану полета, регулировкой расходников, отключением при выходе на заданную траекторию. Вследствие не поддающихся расчетам моментов ЖРД оснащается гарантийным запасом топлива, чтобы ракета могла выйти на заданную орбиту при отклонениях в программе.
Компоненты топлива и их выбор в процессе проектирования являются решающими в схеме построения жидкостного ракетного двигателя. Исходя из этого, определяются условия хранения, транспортировки и технологии производства. Важнейшим показателем сочетания компонентов является удельный импульс, от которого зависит распределение процента массы топлива и груза. Размеры и масса ракеты рассчитываются при помощи формулы Циолковского. Кроме удельного импульса, плотность влияет на размер баков с компонентами горючего, температура кипения может ограничивать условия эксплуатации ракет, химическая агрессивность свойственна всем окислителям и при несоблюдении правил эксплуатации баков может стать причиной возгорания бака, токсичность некоторых соединений топлива может нанести серьезный вред атмосфере и окружающей среде. Поэтому фтор хотя и является лучшим окислителем, чем кислород, не используется ввиду своей токсичности.
Однокомпонентные жидкостные ракетные двигатели как топливо используют жидкость, которая, взаимодействуя с катализатором, распадается с выходом горячего газа. Основное преимущество однокомпонентных ЖРД в простоте их конструкции, и хотя удельный импульс таких двигателей небольшой, они идеально подходят как двигатели с малой тягой для ориентации и стабилизации космических аппаратов. Данные двигатели используют вытеснительную систему подачи горючего и ввиду небольшой температуры процесса не нуждаются в системе охлаждения. К однокомпонентным двигателям относятся также газореактивные двигатели, которые используются в условиях недопустимости тепловых и химических выхлопов.
В начале 70-х годов США и СССР разрабатывали трехкомпонентные жидкостные ракетные двигатели, которые использовали бы в качестве горючего водород и углеводородное горючее. Таким образом двигатель работал бы на керосине и кислороде при запуске и переключался на жидкий водород и кислород на большой высоте. Примером трехкомпонентного ЖРД в России есть РД-701.
Управление ракетой впервые было применено в ракетах «Фау-2» при использовании графитных газодинамических рулей, однако это снижало тягу двигателя, и в современных ракетах используются поворотные камеры, прикрепленные к корпусу шарнирами, создающими маневренность в одной или двух плоскостях. Кроме поворотных камер, используются также двигатели управления, которые закреплены соплами в противоположном направлении и включаются при необходимости управления аппаратом в пространстве.
ЖРД закрытого цикла – это двигатель, один из компонентов которого газифицируется при сжигании при небольшой температуре с малой частью другого компонента, полученный газ выступает как рабочее тело турбины, а после подается в камеру сгорания, где сгорает с остатками топливных компонентов и создает реактивную тягу. Основным недостатком данной схемы есть сложность конструкции, но при этом удельный импульс увеличивается.
Перспектива увеличения мощности жидкостных ракетных двигателей
В российской школе создателей ЖРД, руководителем которой долгое время был академик Глушко, стремятся к максимальному использованию энергии топлива и, как следствие, предельно возможному удельному импульсу. Так как максимальный удельный импульс можно получить лишь при повышении расширения продуктов сгорания в сопле, все разработки ведутся на поиски идеальной топливной смеси.
