Основы космического полета: ракетное топливо
| РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО |
- Жидкости
- Твердые вещества
- Гибриды
- Таблицы свойств
Топливо представляет собой химическую смесь, сжигаемую для создания тяги в ракетах и состоящую из горючего и окислителя. Топливо — это вещество, которое сгорает в сочетании с кислородом, образуя газ для движения. окислитель представляет собой агент, который высвобождает кислород для соединения с топливом. Отношение окислителя к горючему называется соотношением смеси . Топливо классифицируют по состоянию — жидкое, твердое или гибридное.
Калибр для оценки эффективности ракетного топлива: удельный импульс , выраженный в секундах. Удельный импульс показывает, сколько фунтов (или килограммов) тяги получается при расходе одного фунта (или килограмма) топлива за одну секунду.
Жидкие пропелленты
В жидкостной ракете топливо и окислитель хранятся в отдельных баках и подаются через систему труб, клапанов и турбонасосов в камеру сгорания, где они объединяются и сжигаются для создания тяги. Жидкостные двигатели более сложны, чем их твердотопливные аналоги, однако они имеют ряд преимуществ. Управляя потоком топлива в камеру сгорания, двигатель можно дросселировать, останавливать или перезапускать.
Хорошим жидким топливом является топливо с высоким удельным импульсом или, другими словами, с высокой скоростью выброса выхлопных газов. Это подразумевает высокую температуру сгорания и выхлопные газы с малым молекулярным весом. Однако необходимо учитывать еще один важный фактор: плотность топлива. Использование топлива с низкой плотностью означает, что потребуются большие резервуары для хранения, что увеличивает массу ракеты-носителя.
Жидкие топлива, используемые в ракетной технике, можно разделить на три типа: нефть, криогены и гиперголы.
Нефтяное топливо – это топливо, очищенное от сырой нефти и представляющее собой смесь сложных углеводородов, т. е. органических соединений, содержащих только углерод и водород. Нефть, используемая в качестве ракетного топлива, представляет собой разновидность керосина высокой степени очистки, называемого в США RP-1. Нефтяное топливо обычно используется в сочетании с жидким кислородом в качестве окислителя.
Спецификации для RP-1 были впервые выпущены в США в 1957 году, когда была признана необходимость в ракетном топливе из нефтяного топлива с чистым сгоранием. Предыдущие эксперименты с топливом для реактивных двигателей привели к образованию смолистых отложений в каналах охлаждения двигателя и чрезмерному количеству сажи, кокса и других отложений в газогенераторе. Даже с учетом новых спецификаций двигатели, работающие на керосине, по-прежнему производят достаточное количество выхлопных газов, что ограничивает срок их службы.
Жидкий кислород и РП-1 используются в качестве топлива в ускорителях первой ступени ракет-носителей Атлас и Дельта II. Он также приводил в действие первые ступени ракет Saturn 1B и Saturn V.
Криогенные пропелленты представляют собой сжиженные газы, хранящиеся при очень низких температурах, чаще всего жидкий водород (LH 2 ) в качестве топлива и жидкий кислород (LO 2 или LOX) в качестве окислителя. Водород остается жидким при температурах -253 o C (-423 o F), а кислород остается в жидком состоянии при температурах -183 o C (-297 o F).
Из-за низких температур криогенного топлива его трудно хранить в течение длительного времени. По этой причине они менее желательны для использования в военных ракетах, которые должны быть готовы к запуску в течение нескольких месяцев. Кроме того, жидкий водород имеет очень низкую плотность (0,071 г/мл) и поэтому требует хранения во много раз большего объема, чем другие виды топлива. Несмотря на эти недостатки, высокая эффективность жидкого кислорода/жидкого водорода делает эти проблемы достойными решения, когда время реакции и возможность хранения не слишком критичны. Жидкий водород обеспечивает удельный импульс примерно на 30-40% выше, чем у большинства других ракетных топлив.
Жидкий кислород и жидкий водород используются в качестве топлива в высокоэффективных главных двигателях космического корабля «Шаттл». LOX/LH 2 также приводил в действие верхние ступени ракет Saturn V и Saturn 1B, а также верхнюю ступень Centaur, первой американской ракеты LOX/LH 2 (1962 г.).
Другим криогенным топливом с желательными свойствами для космических двигателей является жидкий метан (-162 o C). При сжигании с жидким кислородом метан обладает более высокими эксплуатационными характеристиками, чем современное топливо для хранения, но без увеличения объема, характерного для LOX/LH 9.0059 2 , что приводит к снижению общей массы транспортного средства по сравнению с обычным гиперголическим топливом. LOX/метан также является чистым горением и нетоксичен. Будущие миссии на Марс, скорее всего, будут использовать метановое топливо, потому что его можно частично производить из марсианских ресурсов на месте. LOX/метан не имеет истории полетов и имеет очень ограниченную историю наземных испытаний.
Двигатели, работающие на жидком фторе (-188 o C), также были разработаны и успешно запускались. Фтор не только чрезвычайно токсичен; это суперокислитель, который реагирует, обычно бурно, почти со всем, кроме азота, более легких благородных газов и уже фторированных веществ. Несмотря на эти недостатки, фтор обеспечивает очень впечатляющие характеристики двигателя. Его также можно смешивать с жидким кислородом для улучшения характеристик двигателей, работающих на LOX; полученная смесь называется FLOX. Из-за высокой токсичности фтора большинство космических держав в значительной степени отказались от него.
Некоторые фторсодержащие соединения, такие как пентафторид хлора, также рассматривались для использования в качестве «окислителя» в дальнем космосе.
Гиперголический ракетное топливо — это топливо и окислитель, которые самовозгораются при контакте друг с другом и не требуют источника воспламенения. Возможность легкого запуска и перезапуска гиперголов делает их идеальными для систем маневрирования космических кораблей. Кроме того, поскольку гиперголы остаются жидкими при нормальных температурах, они не создают проблем с хранением криогенных топлив. Гиперголы очень токсичны, и с ними нужно обращаться с особой осторожностью.
Гиперголические топлива обычно включают гидразин, монометилгидразин (MMH) и несимметричный диметилгидразин (UDMH). Гидразин дает наилучшие характеристики в качестве ракетного топлива, но он имеет высокую температуру замерзания и слишком нестабилен для использования в качестве хладагента. MMH более стабилен и обеспечивает наилучшую производительность, когда возникает проблема с точкой замерзания, например, в двигателях космических кораблей. НДМГ имеет самую низкую температуру замерзания и обладает достаточной термической стабильностью для использования в больших двигателях с регенеративным охлаждением. Следовательно, НДМГ часто используется в ракетах-носителях, хотя он наименее эффективен из производных гидразина. Также широко используются смешанные топлива, такие как Aerozine 50 (или «50-50»), который представляет собой смесь 50% НДМГ и 50% гидразина. Aerozine 50 почти так же стабилен, как НДМГ, и обеспечивает лучшую производительность.
Окислителем обычно является четырехокись азота (NTO) или азотная кислота. В Соединенных Штатах чаще всего используется состав азотной кислоты типа III-A, называемый азотной кислотой с ингибированным красным дымом (IRFNA), который состоит из HNO
Военные спецификации США для IRFNA были впервые опубликованы в 1954 году, а в 1955 году последовали спецификации UDMH.
Ракеты-носители семейства Titan и вторая ступень ракеты Delta II используют топливо NTO/Aerozine 50. NTO / MMH используется в системе орбитального маневрирования (OMS) и системе управления реакцией (RCS) орбитального корабля Space Shuttle. IRFNA/UDMH часто используется в тактических ракетах, таких как Lance (1972-91).
Гидразин также часто используется в качестве монотоплива в двигателях каталитического разложения . В этих двигателях жидкое топливо распадается на горячий газ в присутствии катализатора. При разложении гидразина возникают температуры примерно до 1100 o C (2000 o F) и удельный импульс около 230 или 240 секунд. Гидразин разлагается либо на водород и азот, либо на аммиак и азот.
Также использовались другие пропелленты , некоторые из которых заслуживают упоминания:
Спирты обычно использовались в качестве топлива в первые годы развития ракетной техники.
Перекись водорода когда-то привлекла значительное внимание как окислитель и использовалась в британской ракете Black Arrow. В высоких концентрациях перекись водорода называется высокоактивной перекисью (HTP). Производительность и плотность HTP близки к азотной кислоте, и она гораздо менее токсична и коррозионно-активна; однако он имеет плохую температуру замерзания и нестабилен. Хотя HTP никогда не использовался в качестве окислителя в больших двухкомпонентных топливах, он нашел широкое применение в качестве монотоплива. В присутствии катализатора ПВТ разлагается на кислород и перегретый пар с удельным импульсом около 150 с.
Закись азота использовалась как в качестве окислителя, так и в качестве монотоплива. Это предпочтительный окислитель для многих конструкций гибридных ракет, который часто используется в любительской ракетной технике большой мощности. В присутствии катализатора закись азота экзотермически разлагается на азот и кислород с удельным импульсом около 170 с.
Твердое топливо
Твердотопливные двигатели — самые простые из всех конструкций ракет. Они состоят из корпуса, обычно стального, заполненного смесью твердых соединений (топлива и окислителя), которые сгорают с большой скоростью, выбрасывая горячие газы из сопла для создания тяги. При воспламенении твердое топливо сгорает от центра к краям корпуса. Форма центрального канала определяет скорость и характер горения, обеспечивая тем самым средства управления тягой. В отличие от жидкостных двигателей, твердотопливные двигатели не могут быть остановлены. После воспламенения они будут гореть до тех пор, пока не будет израсходовано все топливо.
Существует два семейства твердых топлив: гомогенные и составные. Оба типа плотны, стабильны при обычных температурах и легко хранятся.
Гомогенные топлива бывают одноосновными или двухосновными. Простое базовое топливо состоит из одного соединения, обычно нитроцеллюлозы, которое обладает как окислительной, так и восстановительной способностью. Двухосновные пропелленты обычно состоят из нитроцеллюлозы и нитроглицерина, к которым добавляется пластификатор. Гомогенные топлива обычно не имеют удельных импульсов более 210 секунд при нормальных условиях. Их главное преимущество в том, что они не выделяют дыма и поэтому широко используются в тактическом оружии. Они также часто используются для выполнения вспомогательных функций, таких как сброс отработанных деталей или отделение одной ступени от другой.
Современные композитные ракетные топлива представляют собой гетерогенные порошки (смеси), в которых в качестве окислителя используется кристаллизованная или тонкоизмельченная минеральная соль, часто перхлорат аммония, составляющий от 60% до 90% массы ракетного топлива. Само топливо, как правило, алюминий. Топливо скрепляется полимерным связующим, обычно полиуретаном или полибутадиеном, которое также используется в качестве топлива. Иногда включают дополнительные соединения, такие как катализатор, помогающий увеличить скорость горения, или другие вещества, облегчающие производство пороха. Конечный продукт представляет собой резиноподобное вещество с консистенцией твердого резинового ластика.
Композитные ракетные топлива часто идентифицируют по типу используемого полимерного связующего. Двумя наиболее распространенными связующими являются акрилонитрил полибутадиен-акриловой кислоты (PBAN) и полибутадиен с концевой гидроксильной группой (HTPB). Составы PBAN дают несколько более высокие удельный импульс, плотность и скорость горения, чем эквивалентные составы с использованием HTPB. Однако пропеллент PBAN сложнее смешивать и обрабатывать, и он требует повышенной температуры отверждения. Связующее HTPB прочнее и гибче, чем связующее PBAN. Составы как PBAN, так и HTPB позволяют получить пороха с превосходными характеристиками, хорошими механическими свойствами и потенциально длительным временем горения.
Твердотопливные двигатели имеют множество применений. Небольшие твердые частицы часто приводят в действие последнюю ступень ракеты-носителя или прикрепляются к полезной нагрузке, чтобы вывести ее на более высокие орбиты. Средние твердые тела, такие как вспомогательный модуль полезной нагрузки (PAM) и инерционная верхняя ступень (IUS), обеспечивают дополнительный импульс для вывода спутников на геостационарную орбиту или планетарные траектории.
Ракеты-носители «Титан», «Дельта» и «Спейс шаттл» используют накладные твердотопливные ракеты для обеспечения дополнительной тяги при старте. В Space Shuttle используются самые большие твердотопливные ракетные двигатели, когда-либо построенные и запущенные в космос. Каждый ускоритель содержит 500 000 кг (1 100 000 фунтов) топлива и может производить до 14 680 000 ньютонов (3 300 000 фунтов) тяги.
Гибридные ракетные топлива
Гибридные ракетные двигатели представляют собой промежуточную группу между твердотопливными и жидкостными двигателями. Одно из веществ твердое, обычно горючее, а другое, обычно окислитель, жидкое. Жидкость впрыскивается в твердое тело, топливный резервуар которого также служит камерой сгорания. Основным преимуществом таких двигателей является то, что они имеют высокие характеристики, аналогичные твердотопливным, но сгорание можно замедлить, остановить или даже возобновить. Эту концепцию трудно использовать для различных больших тяг, и поэтому гибридные ракетные двигатели строятся редко.
Гибридный двигатель, работающий на закиси азота в качестве жидкого окислителя и каучуке HTPB в качестве твердого топлива, приводил в движение корабль SpaceShipOne , выигравший приз Ansari X-Prize.
| PROPERTIES OF ROCKET PROPELLANTS | |||||
|---|---|---|---|---|---|
| Compound | Chemical Formula | Molecular Weight | Density | Melting Point | Boiling Point |
| Liquid Oxygen | O 2 | 32. 00 | 1.14 g/ml | -218.8 o C | -183.0 o C |
| Liquid Fluorine | F 2 | 38.00 | 1.50 g /ml | -219.6 o C | -188.1 o C |
| Nitrogen Tetroxide | N 2 O 4 | 92.01 | 1.45 g/ml | -9.3 o С | 21.15 o C |
| Nitric Acid | HNO 3 | 63.01 | 1.55 g/ml | -41.6 o C | 83 o C |
| Hydrogen Peroxide | H 2 O 2 | 34.02 | 1.44 g/ml | -0.4 o C | 150.2 o C |
| Nitrous Oxide | N 2 O | 44. 01 | 1.22 g/ml | -90.8 o C | -88.5 o C |
| Chlorine Pentafluoride | ClF 5 | 130.45 | 1.9 g/ml | -103 o C | -13.1 o C |
| Ammonium Perchlorate | NH 4 ClO 4 | 117.49 | 1.95 g/ml | 240 o C | N/A |
| Жидкий водород | H 2 | 2.016 | 0.071 g/ml | -259.3 o C | -252.9 o C |
| Liquid Methane | CH 4 | 16.04 | 0.423 g /ml | -182.5 o C | -161.6 o C |
| Ethyl Alcohol | C 2 H 5 OH | 46. 07 | 0.789 g/ml | -114.1 o С | 78,2 O C |
| N -Dodecane (Kerosene) | C 12 H 26 | 170,34 | 0,749 G/мл | 9.666966966966966966966966.340,749 G/мл | 9.666966966966966966.340,749 G/ML | 9000 -66.34. C
| RP-1 | C n H 1.953n | ≈175 | 0.820 g/ml | N/A | 177-274 o C |
| Hydrazine | Н 2 Н 4 | 32.05 | 1.004 g/ml | 1.4 o C | 113.5 o C |
| Methyl Hydrazine | CH 3 NHNH 2 | 46.07 | 0.866 g/ml | -52.4 o C | 87.5 o C |
| Dimethyl Hydrazine | (CH 3 ) 2 NNH 2 | 60. 10 | 0.791 g/ml | -58 o С | 63.9 o C |
| Aluminum | Al | 26.98 | 2.70 g/ml | 660.4 o C | 2467 o C |
| Polybutadiene | (C 4 H 6 ) n | ≈3000 | ≈0,93 г/мл | н/д | н/д | 5
| Ракетные пропелленты. | Гиперголический | Соотношение смеси | Удельный импульс (с, уровень моря) | Импульс плотности (кг-с/л, с.л.) | |||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Жидкий кислород | Жидкий водород | No | 5.00 | 381 | 124 | ||||
| Liquid Methane | No | 2.77 | 299 | 235 | |||||
| Ethanol + 25% water | No | 1.29 | 269 | 264 | |||||
| Kerosene | no | 2,29 | 289 | 294 | |||||
| Гидразин | 0,74 | 303 | 3219 9000 | 303 | 3219 9000 9000 | 303 | 3219 9000 0,74 | 303 | 9000 3219 9000 0,74303 | 90000009
| MMH | No | 1. 15 | 300 | 298 | |||||
| UDMH | No | 1.38 | 297 | 286 | |||||
| 50-50 | No | 1.06 | 300 | 300 | |||||
| Жидкий фтор | Жидкий водород | Да | 6,00 | 400 | 155 | ||||
| Гидразин | Да | 1.82 | 338 | 432 | |||||
| ФЛОКС-70 | Керосин | Да | 3,80 | 320 | 385 | ||||
| Тетроксид азота | Kerosene | NO | 3,53 | 267 | 330 | ||||
| Гидразин | Да | 1,08 | 9 286342 | 280 | 325 | ||||
| UDMH | Yes | 2. 10 | 277 | 316 | |||||
| 50-50 | Yes | 1.59 | 280 | 326 | |||||
| Red-Fuming Nitric Кислота (14% N 2 O 4 ) | Керосин | Нет | 4.42 | 256 | 335 | ||||
| Гидразин | Да | 276 | 341 | ||||||
| MMH | Yes | 2.13 | 269 | 328 | |||||
| UDMH | Yes | 2.60 | 266 | 321 | |||||
| 50-50 | Yes | 1,94 | 270 | 329 | |||||
| Перекись водорода (концентрация 85%) | Керосин | Нет | 7,84 | 258 | 324 | ||||
| Гидразин | Да | 2. 15 | 269 | 328 | |||||
| Закись азота | HTPB (твердый) | № | 6.48 | 248 | 290 | ||||
| Хлор пятифтористый | Гидразин | Да | 2.12 | 297 | 439 | ||||
| Перхлорат аммония (твердый) | Алюминий + HTPB (а) | NO | 2.12 | 277 | 474 | ||||
| Алюминий + PBAN (B) | NO | 2,33 | 277 | 476 | 67 | 476 | 10269476 | 029565 277476 | 02277 | 476 | 2277 | 476 | 2277 | 476 | 695 277476 | 95 277 НОТЫ:
| SELECTED ROCKETS AND THEIR PROPELLANTS | ||||
|---|---|---|---|---|
| Rocket | Stage | Engines | Propellant | Specific Impulse |
| Atlas/Centaur (1962) | 0 1 2 | Rocketdyne YLR89- NA7 (x2) Rocketdyne YLR105-NA7 P&W RL-10A-3-3 (x2) | LOX/RP-1 LOX/RP-1 LOX/Lh3 | 259s sl / 292s vac 220s sl / 309s vac 444s vacuum |
| Titan II (1964) | 1 2 | Aerojet LR-87-AJ-5 (x2) Aerojet LR-91-AJ-5 | NTO /Аэрозин 50 NTO /Aerozine 50 | 259S SL /285S VAC 312S Vacuum |
| Saturn V (1967) | 1 2 3 | Rocketdyn ) Rocketdyne J-2 | LOX/RP-1 LOX/Lh3 LOX/Lh3 | 265s sl / 304s vac 424s вакуум 424s вакуум |
| Space Shuttle (1981) | 0 1 OMS RCS | Тиокол SRB (x2) RocketDyne SSME (x3) Aerojet OMS (x2) Kaiser Marquardt R-40 & R-1E | Sold LOX/LH3 NTO/MMH NTO/MMH | 242S SHR/MMH NTO/MMH | 9
| Delta II (1989) | 0 1 2 | Колесико 4A (x9) Rocketdyne RS-27 Aerojet AJ10-118K | HTPB Solid LOX/RP-1 NTO/Aerozine 50 | 238s sl / 266s vac 264s sl / 295s vac 320s vacuum |
Составлено, отредактировано и частично написано Робертом А. Бреунигом, 1996, 2005, 2006, 2008.
Библиография
Назад | Дом | Следующий |
ПРОПЕЛЛАНТЫ
ПРОПЕЛЛАНТЫ ТОПЛИВЫ Обычно используемые химические ракетные топлива обеспечивают удельные значения импульса. в диапазоне от примерно 175 до примерно 300 секунд. Самый энергичный химические ракетные топлива теоретически способны к удельным импульсам до примерно до 400 секунд.
Высокие значения удельного импульса достигаются за счет высокого расхода отработавших газов. температуре и от выхлопных газов, имеющих очень низкий (молекулярный) вес. Следовательно, чтобы быть эффективным, топливо должно иметь большую теплоту сгорание с получением высоких температур, и должно производить сгорание продукты, содержащие простые легкие молекулы, содержащие такие элементы, как водород (самый легкий), углерод, кислород, фтор и более легкий металлы (алюминий, бериллий, литий).
Еще одним важным фактором является плотность топлива. заданный вес плотного топлива можно перевозить в меньшем и более легком баке, чем такой же вес топлива низкой плотности. Жидкий водород, например, является энергичным, а его дымовые газы легкие. Однако это очень громоздкое вещество, требующее больших резервуаров. Собственный вес этих танков частично компенсирует высокий удельный импульс водородного топлива.
Другие критерии также должны учитываться при выборе топлива. Некоторые химические вещества, которые дают отличный удельный импульс, создают проблемы в работа двигателя. Некоторые из них не подходят в качестве хладагентов для горячего стенки упорной камеры. Другие проявляют особенности горения, которые сделать их использование затруднительным или невозможным. Некоторые из них неустойчивы к изменению градусов, и его нельзя безопасно хранить или обрабатывать. Такие особенности препятствуют их использование для ракетных двигателей.
К сожалению, почти любое топливо с хорошими характеристиками подходит для быть очень активным химическим веществом; следовательно, большинство топлив являются коррозионными, легковоспламеняющиеся или токсичные, и часто все три. Один из самых послушных жидкое топливо — бензин. Но хотя сравнительно просто использования, бензин, конечно же, легко воспламеняется, и с ним следует обращаться осторожно. уход. Многие ракетные топлива высокотоксичны, даже в большей степени, чем большинство боевых газов; некоторые из них настолько агрессивны, что только несколько специальных вещества могут быть использованы для их сдерживания; некоторые могут сгореть самопроизвольно при контакте с воздухом, или при контакте с любым органическим веществом, или в некоторых случаях при контакте с наиболее распространенными металлами.
Также важным фактором при выборе ракетного топлива является его доступность. В некоторых случаях для получения достаточного количества топлива, необходимо построить целый новый химический завод. И потому что некоторые пропелленты используются в очень больших количествах, наличие необходимо учитывать сырье.
ТВЕРДОЕ ХИМИЧЕСКОЕ ТОПЛИВОИспользуются два основных типа твердого топлива. Первое, так называемое двухосновное топливо, состоит из нитроцеллюлозы и нитроглицерина, а также добавок в небольшом количестве. Нет раздельного горючего и окислителя. Молекулы нестабильны и при воспламенении распадаются и перестраиваются, выделяя большое количество тепла. Это топливо хорошо подходит для небольших ракетных двигателей. Они часто обрабатываются и формируются методами экструзии, хотя также применяется литье.
Другой тип твердого топлива — композитный. Здесь используются отдельные топливо и окисляемые химикаты, тщательно смешанные с твердым зерном. Окислителем обычно является нитрат аммония, хлорат калия или хлорат аммония, и он часто составляет до четырех пятых или более всей топливной смеси. В качестве топлива используются углеводороды, такие как соединения асфальтового типа или пластмассы. Поскольку окислитель не обладает значительной структурной прочностью, топливо должно не только хорошо работать, но и придавать зерну необходимую форму и жесткость. Большая часть исследований в области твердого топлива посвящена улучшению как физических, так и химических свойств топлива.
Обычно при переработке твердого топлива компоненты горючего и окислителя готовят к смешиванию отдельно, при этом окислитель представляет собой порошок, а горючее — жидкость различной консистенции. Затем их смешивают в тщательно контролируемых условиях и заливают в подготовленный корпус ракеты в виде вязкого полутвердого вещества. Затем их заставляют затвердевать в камерах для отверждения при контролируемой температуре и давлении.
Преимущество твердотопливных двигателей состоит в минимальном техническом обслуживании и мгновенной готовности. Однако для более энергичных твердых веществ могут потребоваться тщательно контролируемые условия хранения, и могут возникнуть проблемы с обращением с очень большими размерами, поскольку ракету всегда нужно перевозить полностью загруженной. Необходима защита от механических ударов или резких перепадов температуры, которые могут привести к растрескиванию зерна.
В большинстве жидкостных химических ракет используется два отдельных топлива: горючее и окислитель. Типичные виды топлива включают керосин, спирт, гидразин и его производные, а также жидкий водород. Многие другие были испытаны и использованы. Окислители включают азотную кислоту, четырехокись азота, жидкий кислород и жидкий фтор. Одними из лучших окислителей являются сжиженные газы, такие как кислород и фтор, которые существуют в жидком состоянии только при очень низких температурах; это значительно усложняет их использование в ракетах. Большинство видов топлива, за исключением водорода, при обычных температурах представляют собой жидкости.
Определенные комбинации пропеллентов являются гиперголическими ; то есть они самовозгораются при контакте горючего и окислителя. Другим требуется воспламенитель, чтобы начать их горение, хотя они будут продолжать гореть при попадании в пламя камеры сгорания.
В целом, обычно используемые жидкие ракетные топлива дают удельный импульс выше, чем у доступных твердых веществ. С другой стороны, они требуют более сложных систем двигателя для перекачки жидкого топлива 9.0035
87162 °-59-4
к камере сгорания. Список, показывающий характеристики твердого и жидкого топлива, приведен в таблице 1.
- Комбинации пороха: Isp Range
- Monopropellants ( liquid ): (sec)
- Low-energy monopropellants________________________ 160 to 190.
- Hydrazine
Ethylene oxide
Hydrogen peroxide
- Nitromethane_______________________________ 190 to 230
- Низкоэнергетические двухкомпонентные топлива___________________________ от 200 до 230.
- Перхлорилфторид – доступное топливо
Аналин-кислота
JP-4-кислота
Перекись водорода-JP-4
Жидкий кислород-спирт
Гидразин-трифторид хлора
- Жидкий кислород и фтор-JP-4
Жидкий кислород и озон-JP-4
Liquid oxygen-Hydrazine
- Fluorine-Hydrogen
Fluorine-Ammonia
Ozone-Hydrogen
Fluorine-Diborane
- Potassium perchlorate:
- Thiokol или асфальт_____________________________ от 170 до 210.
- Тиокол__________________________________________ от 170 до 210.
Каучук__________________________________________ от 170 до 210.
Полиуретан_________________________________ от 210 до 250.
Нитрополимер________________________________ от 210 до 250.
- Полиэфир_________________________________ от 170 до 210.
Каучук__________________________________________ от 170 до 210.
Нитрополимер_________________________________ От 210 до 250.
Компоненты бора и окислитель____________________ От 200 до 250.
Компоненты металлического лития и окислитель ________________ от 200 до 250.
Компоненты металлического алюминия и окислитель ________________ от 200 до 250.
Компоненты металлического магния и окислитель ________________ 200 до 250.
Пропелленты перфторированного типа____________________________ 250 и выше.
Жидкий кислород является стандартным окислителем, используемым в крупнейших ракетных двигателях США. Он химически стабилен и не вызывает коррозии, но его чрезвычайно низкая температура затрудняет перекачку, вентилирование и хранение. Контакт с органическими материалами может привести к возгоранию или взрыву.
Азотная кислота и четырехокись азота являются обычными промышленными химическими веществами. Хотя они вызывают коррозию некоторых веществ, существуют материалы, которые безопасно удерживают эти жидкости. Четырехокись азота, поскольку она кипит при довольно низких температурах, должна быть в некоторой степени защищена.
Жидкий фтор представляет собой вещество с очень низкой температурой, сравнимое с жидким кислородом, а также очень токсичное и вызывающее коррозию вещество. Кроме того, продукты его сгорания чрезвычайно агрессивны и опасны; следовательно, использование фтора создает проблемы при испытаниях и эксплуатации ракетных двигателей.
Большинство жидких топлив, за исключением водорода, очень похожи по характеристикам и удобству использования. Обычно это вполне послушные вещества. Водород, однако, существует в виде жидкости только при очень низких температурах — даже ниже, чем жидкий кислород; следовательно, с ним очень трудно обращаться и хранить. Кроме того, при попадании в воздух он может образовать взрывоопасную смесь. Это очень объемное вещество, примерно в 14 раз менее плотное, чем вода. Тем не менее, он предлагает наилучшие характеристики среди всех видов жидкого топлива.
Некоторые нестабильные жидкие химические вещества, которые при надлежащих условиях разлагаются и выделяют энергию, пробовали использовать в качестве ракетного топлива. Однако их характеристики уступают характеристикам двухкомпонентных или современных твердотопливных двигателей, и они представляют наибольший интерес для довольно специализированных приложений, таких как небольшие управляемые ракеты. Выдающимися примерами этого типа пропеллента являются перекись водорода и окись этилена. 1
Использование более чем двух химикатов в качестве топлива в ракетах никогда не привлекало большого внимания и в настоящее время не считается выгодным. Иногда отдельное топливо используется для работы газогенератора, который подает газ для привода турбонасосов жидкостных ракет. В Фау-2, например, перекись водорода разлагалась для подачи горячего газа для основных турбонасосов, хотя основными ракетными топливами были спирт и жидкий кислород.
Если определенные молекулы разорвать на части, они отдадут большое количество энергии при рекомбинации. Было предложено использовать такие нестабильные фрагменты, называемые свободными радикалами, в качестве ракетного топлива. Трудность, однако, состоит в том, что эти виды имеют тенденцию к рекомбинации, как только они формируются; следовательно, центральной проблемой при их использовании является разработка метода стабилизации. Наиболее перспективным из этих веществ является атомарный водород. Использование атомарного водорода может дать удельный импульс от 1200 до 1400 секунд. 2
Такие устройства, как ядерная ракета, должны использовать какое-либо химическое вещество в качестве рабочей жидкости или топлива, хотя никакая химическая реакция не передает энергию ракете. Все тепло идет от реактора. Поскольку основное внимание уделяется минимизации молекулярной массы выхлопных газов, жидкий водород является лучшим веществом, которое до сих пор рассматривалось
1 North American Aviation, Inc., пресс-релиз NL-45, 15 октября 19 г.58.
2 Космические двигатели с использованием ядерной энергии, слушания перед подкомитетами Объединенного комитета по атомной энергии, Конгресс США, 85-й конгресс, 2-я сессия, 22, 23 января и 6 февраля 1958 г., подполковник П.