Изобретение относится к ракетной технике. Предложено смесевое твердое ракетное топливо, содержащее перхлорат аммония, порошок алюминия, дивинилнитрильный каучук с концевыми карбоксильными группами, эпоксидную смолу, пластификатор - диоктилсебацинат и диэтилферроцен, отвердитель - окись свинца, лецитин и гексоген или октоген. Изобретение направлено на создание смесевого твердого ракетного топлива, детонирующего в малогабаритных зарядах при сохранении эксплуатационной и производственной взрывобезопасности ракеты. Топливо данного состава позволяет обеспечить детонацию остатков заряда при подлете к цели, осколочно-фугасное действие управляемых ракет диаметром от 60 мм. 1 табл.
Изобретение относится к ракетной технике, а именно к смесевым твердым ракетным топливам (СТРТ).
Наиболее эффективно настоящее изобретение может быть использовано в ракетных топливах к малогабаритным переносным ракетным комплексам РЗРК.
Изобретение может использоваться к ракетным зарядам СТРТ диаметром от 50 до 200 мм различного назначения - управляемым ракетам тактического и оперативно-тактического назначения типа ЗУР.
Постоянно совершенствующиеся средства защиты боевой техники делают актуальным изыскание путей существенного увеличения поражающего осколочно-фугасного действия зенитных, противокорабельных, наземных и др. типов управляемых ракет.
Техническими решениями в этом направлении до последнего времени являются лишь модификации систем поиска, наведения на цель, некоторые конструктивные изменения боевых частей (БЧ), и эффект увеличения поражающего действия связан с оптимизацией доставки к поражаемой цели БЧ. Однако во всех случаях собственно поражающий эффект решается только за счет энергии взрыва ограниченного по массе заряда взрывчатого вещества (ВВ) в БЧ.
Известно, что маршевый заряд топлива, например в ЗУР, полностью сгорает лишь на предельных расстояниях стрельбы. В большинстве случаев к моменту встречи с целью остается неизрасходованной такое количество топлива, которое по массе (в зависимости от встречного или догонного курса) может существенно превышать всю массу заряда БЧ (в два-три и более раз).
Одновременный подрыв БЧ ракеты и несгоревших остатков СТРТ мог бы значительно повысить поражающее действие ЗУР, однако осуществить вышеуказанное, например, в современных ПЗРК типа «Стингер» и «Стрела-2М», невозможно. Это обусловлено тем, что применяемые в них СТРТ на основе перхлората аммония (ПХА) и неактивных связующих в заданных габаритах маршевых двигателей недетонационноспособны, так как критический диаметр детонации (d кр) подобных ракетных топлив на порядок больше диаметров зарядов, используемых в ЗУР и других управляемых ракетах.
Поэтому при подрыве БЧ существующих ЗУР несгоревшая часть ракетного топлива разбрасывается, не внося вклада в поражающее действие.
Осуществить подрыв несгоревшей части топлива возможно, используя известный состав . Основным недостатком этого детонационноспособного топлива, как и других аналогичных, применяемых в крупногабаритных ракетах , является очень высокая возбудимость их к детонации и, следовательно, повышенная взрывоопасность как при промышленном производстве (большое количество одновременно находящихся в промышленных операциях малогабаритных зарядов), так и, что особенно существенно, при эксплуатации малогабаритных незащищенных ПЗРК. Из-за высокого содержания в таких топливах мощных взрывчатых веществ (от 40 до 50 массовых процентов октогена и плюс от 20 до 35 массовых процентов нитроглицерина) прострел пулей или удар осколком по топливному заряду через корпус ракеты приводит к детонации ПЗРК и гибели операторов. В то время как крупногабаритные ракеты запускаются дистанционно в отсутствии людей, а при транспортировке они надежно защищены от поражения многослойной укупоркой, чем выполняются ТЗ по эксплуатационным воздействиям.
Другой недостаток подобных высокосодержащих ВВ составов - высокая зависимость скорости горения от давления в камере сгорания (показатель степени в законе скорости горения от давления более 0,5), что не позволяет получить необходимые тяговые характеристики, например, на маршевом режиме работы ракетного двигателя (ПЗРК).
Прототипом данного технического решения, как наиболее близкого по технической сущности и достигаемому результату, является смесевое твердое ракетное топливо (широко используемое в малогабаритных ракетных системах различного назначения), содержащее, мас.% :
(Патент США 3984265, МПК 4 С 06 D 5/06, опубл. 05.10.76).
Основной недостаток состава-прототипа в том, что он не позволяет осуществить подрыв остатка топлива, не сгоревшего к моменту встречи, с целью, так как критический диаметр детонации его составляет более 1000 мм, что намного больше размеров зарядов, применяемых в малогабаритных ЗУР.
Кроме того, технологические свойства топливной массы состава-прототипа из-за большой вязкости от 15000 до 25000 пуаз и низкой «живучести» (5-6 часов), т.е. времени, в течение которого она сохраняет вязкотекучее состояние при технологических температурах, не позволяют перерабатывать ее на полуавтоматических линиях, применяемых в промышленности для массового производства длинномерных, например малогабаритных зарядов для ЗУР.
В основу настоящего изобретения положена задача создания СТРТ, которое обеспечило бы возможность возбуждения детонации в остатке заряда к моменту встречи ракеты с целью и одновременно взрывобезопасность при эксплуатации снаряженного ракетного комплекса в боевых и походных условиях, при этом технологические свойства топливной массы должны позволять безопасно изготавливать длинномерные, в том числе малогабаритные заряды в промышленных условиях.
Технический результат от использования изобретения заключается в обеспечении детонационных свойств топлив в малогабаритных зарядах при сохранении эксплуатационной и производственной взрывобезопасности ракеты и улучшения технологических свойств топливной массы.
Указанный технический результат достигается тем, что смесевое твердое ракетное топливо, включающее перхлорат аммония, порошок алюминия, эпоксидную смолу, углеводородное связующее, пластификатор и отвердитель, согласно изобретению дополнительно содержит мощное взрывчатое вещество - гексоген или октоген, лецитин и диэтилферроцен, в качестве углеводородного связующего содержит дивинилнитрильный каучук с концевыми карбоксильными группами, в качестве пластификатора - диоктилсебацинат, а в качестве отвердителя - окись свинца при следующем соотношении компонентов, мас.%:
Введение в СТРТ гексогена или октогена в количестве от 15 до 35 мас.% обеспечивает возможность возбуждения детонации в заряде и достаточную взрывобезопасность ракеты при эксплуатации. При содержании в топливе гексогена или октогена менее 15 мас.% не обеспечивается инициирование детонационного процесса; при содержании этих веществ более 35 мас.% существенно увеличивается детонационная способность и, соответственно, взрывоопасность, а также зависимость скорости горения топлива от давления в камере сгорания.
В преимущественном варианте исполнения изобретения в состав топлива вводится гексоген, что более целесообразно для производства зарядов к переносным, в том числе индивидуального пользования ЗУР типа «Стингер», «Стрела».
В других ЗУР, когда требуется большая энергетика состава, возможно использование состава топлива с октогеном.
При вводе ВВ в состав топлив для соблюдения требования к детонационной способности зарядов ТРТ с их одновременной взрывобезопасностью в составе ракетного комплекса необходимо выполнение следующих технических критериев: критический диаметр детонации заряда топлива должен отвечать неравенству 15 мм Использование в топливе в качестве пластификатора диоктилсебацината способствует значительному улучшению реологических свойств топливной массы (уменьшается вязкость с 15000-25000 до 6000-7500 пуаз и предельное напряжение сдвига σ сд), что обеспечивает возможность изготовления малогабаритных длинномерных зарядов методом свободного литья, в том числе и изделий, армированных тонкими теплопроводящими нитями (серебра и др.) на действующем в промышленности оборудовании. Использование диэтилферроцена в качестве активатора горения повышает скорость горения СТРТ, улучшает зависимость скорости горения от давления в камере сгорания и, кроме того, способствует снижению вязкости топливной массы, поскольку диэтилферроцен, представляя собой легкоподвижную жидкость, является дополнительным пластификатором полимерного связующего. Использование в качестве углеводородного связующего дивинилнитрильного каучука с концевыми карбоксильными группами улучшает и технологические свойства топливной массы, и физико-химическую стабильность топлива, так как нитрильные группы этого полимера являются химическими стабилизаторами для нитроаминов, включенных в состав. Использование в качестве отвердителя каучука с концевыми карбоксильными группами окиси свинца увеличивает «живучесть» топливной массы до 12 часов, что необходимо для длительного технологического процесса, особенно при изготовлении малогабаритных зарядов, и заданный уровень физико-механических свойств отвержденного топлива. В преимущественном варианте исполнения состав содержит компоненты в следующем соотношении, мас.%: Это топливо целесообразно использовать в зарядах к ПЗРК и др. малогабаритных (d=50-150 мм) ЗУР, когда наиболее высокие требования предъявляют к безопасности. Технические критерии (см. выше) детонационной способности СТРТ с одновременным соблюдением эксплуатационных требований по чувствительности к прострелу пулей, осколками и падению выдвигаются впервые. Выбранный ингредиентный состав и избранное соотношение составляющих компонентов позволяют, с одной стороны, осуществлять безопасное изготовление, в частности, малогабаритных твердотопливных зарядов на действующем оборудовании, так и полностью выполнять требования к реологическим свойствам для топливных масс, перерабатываемых методом свободного литья. С другой стороны, компоновка рецептуры обеспечивает и надежное возбуждение детонации при оптимизации узла подрыва, так как критическое давление возбуждения детонации составляет от 1,9 до 2,1 ГПа, а критический диаметр детонации от 25 до 30 мм. Использование изобретения предназначается для существенного увеличения поражающего осколочно-фугасного действия ПЗРК, ЗУР и других управляемых ракет путем подрыва несгоревшей части заряда топлива. Эффект взрыва остатков топлива с учетом его повышенного тротилового эквивалента может достигать 2,3 и более величин от массы заряда боевой части, при этом в 1,2-2,5 более раза увеличивается радиус поражения, а также степень разрушения при одинаковом расстоянии подлета к цели сравнительно с ЗУР на штатном СТРТ. Пример. Изготовление и переработка топлива осуществляются по известной технологии. Для приготовления опытных образцов использовали серийные компоненты: перхлорат аммония ГОСТ 84-942-82, эпоксидную смолу ГОСТ 10587-93, порошок алюминия марки АСД-4 ТУ 48-5-226-87, окись свинца ГОСТ 9199-78, диэтилферроцен ТУ 6-02-593-75, диоктилсебацинат ГОСТ 8728-88, дивинилнитрильный каучук с концевыми карбоксильными группами (СКН-10КТР) ТУ 003124-80, лецитин ГОСТ 14922-77, гексоген ГОСТ В 20395-76 и октоген ГОСТ В 842151-84. Перхлорат аммония применялся двух фракций: крупная с размером частиц от 160 до 315 мкм (в количестве от 60 до 80%) и мелкая с размером частиц менее 50 мкм (от 20 до 40%). Мелкая фракция может быть с округлой формой кристаллов (марка РА), а также и в виде частиц, получаемых путем дробления крупных кристаллов ПХА. В этом случае для уменьшения слеживаемости измельченного ПХА в него добавляют аэросил ГОСТ 14922-77 (от 0,1 до 0,3 мас.% от массы мелкой фракции ПХА). Окись свинца предварительно измельчают до размера частиц от 10 до 50 мкм. Диэтилферроцен, диоктилсебацинат, гексоген и октоген предварительной подготовки не требуют. Сначала в отдельном реакторе приготовляется связующее, состоящее из каучука, эпоксидной смолы, диоктилсебацината, диэтилферроцена и лецитина. Процесс смешения осуществляется в реакторе с принудительным перемешиванием или в смесителях объемного типа при технологической температуре 55±5°С. Например, для изготовления состава 3 (см. таблицу) берут следующие навески (для получения 1 кг топлива): 100 г каучука, 20 г эпоксидной смолы, 20 диоктилсебацината, 10 г диэтилферроцена, 0,5 г лецитина. Перемешивание ингредиентов производится до получения однородной массы, для реактора с мешалкой время перемешивания составляет от 0,5 до 2 час, для смесителя объемного типа - не менее 3 час. В приготовленное разогретое до 60±5°С связующее последовательно загружают порошок алюминия, смесь фракций перхлората аммония, окись свинца, гексоген или октоген с обязательным перемешиванием в течение 0,5 часа после каждой очередной загрузки компонентов. Полученную топливную массу (без охлаждения) используют для формования зарядов непосредственно из смесителя или с помощью промежуточной емкости на полуавтоматах разливки методом свободного литья. Отверждение топливной массы происходит в течение от 5 до 10 суток (в зависимости от габаритов зарядов) при температуре в камере отверждения 80±5°С. Соотношения компонентов в образцах заявляемого состава и прототипа, а также характеристики образцов состава приведены в таблице 1. Характеристики опытных образцов топлива определялись в соотношении с ОСТ В 84-1627-85, ОСТ В 84-980-80, фракционный состав перхлората аммония применялся по ОСТ В 84-959-83. Данные в таблице свидетельствуют о том, что критический диаметр детонации заявленного состава топлива может изменяться от 15 до 60 мм, а вязкость при 60°С уменьшена до 6700-7700 пуаз при сохранении живучести в течение 10-12 часов, что в 2-3 раза превышает живучесть прототипа. При снижении критического диаметра детонации топлива до 15 мм чувствительность к ударно-волновому воздействию детонации (Р к) уменьшается с 4,4 до 2,0 ГПа. Разработанное топливо позволило достигнуть технического результата - обеспечение детонационной способности в малогабаритных зарядах в диаметре до 15 мм при сохранении чувствительности к механическим воздействиям на уровне прототипа и улучшении реологии (технологичности) массы. Указанные свойства разработанного топлива решают проблему существенного увеличения поражающего действия ракет за одновременный подрыв боевой части и несгоревшего, к моменту встречи с целью, остатка топлива, масса которого тем больше, чем меньше дальность полета ракеты до цели. Работоспособность топлива на гексогене проверена в стендовых условиях в модельных, а также при полигонных испытаниях натурных РД с подтверждением указанного эффекта. Натурные испытания в большом, необходимом для госприемки, объеме проведены на ПЗРК «Игла», прототипе «Стрелы» с недетонационноспособным топливом. В полном объеме топливо проверено только с гексогеном, но притязания авторов распространяются также на составы с октогеном в соответствии с формулой изобретения. Источники информации 1. Зенитные ракетные и ракетно-пушечные комплексы кап.стран (обзор иностранной печати) под ред. С.Н.Федосеева. Научно-информ. Центр, 1986, стр.72-78. 2. Переносной ЗРК 9К38, ТО и инструкции по эксплуатации, КБМ. М.: Воениздат. 3. Патент RU 2111445 С1, МПК 6 F 42 B 15/00, опубл. 20.05.98. 4. Патент США 3764418, МПК С 06 D 5/06, опубл. 09.10.73. 5. Патент США 3957549, МПК С 06 В 45/10, опубл. 18.05.76. 6. 7-й Симпозиум по детонации, США, 1980 г. 7. Патент США 3984265, МПК С 06 D 5/06, опубл. 05.10.76 (прототип). Смесевое твердое ракетное топливо, включающее перхлорат аммония, порошок алюминия, эпоксидную смолу, углеводородное связующее, пластификатор и отвердитель, отличающееся тем, что оно дополнительно содержит гексоген или октоген, лецитин и диэтилферроцен, в качестве углеводородного связующего оно содержит дивинилнитрильный каучук с концевыми карбоксильными группами, в качестве пластификатора - диоктилсебацинат, а в качестве отвердителя - окись свинца при следующем соотношении компонентов, мас.%: Изобретение относится к области высокоэнергетических материалов, а именно к компонентам газогенерирующих составов, и может быть использовано в системах пожаротушения, автономных системах подъема затонувших объектов, в подушках безопасности автомобилей, в системах интенсификации добычи нефти, а также в качестве компонента твердых ракетных топлив
Изобретение относится к ракетной технике
Для меня тема показалась интересной, связанной с моей бывшей специальностью и учёбой в ВУЗе, тем паче "приволок" её мой младший отпрыск: "Шеф давай замесим, что нить такое и запустим, а если лень, то мы сами
"сообразим". Видимо, не дают покоя. Так хочется правильно взорвать свой ракетный двигатель. Важный параметр - коэффициент избытка окислителя (обозн. греческой "α" с индексом "ок.") и массовое соотношение компонентов Kм. Kм=(dmок./dt)/(dmг../dt), т.е. отношение массового расхода окислителя к массовому расходу горючего. Он специфичен для каждого топлива. В идеальном случае представляет собой стехиометрическое соотношение окислителя и горючего, т.е. показывает сколько кг окислителя нужно для окисления 1 кг горючего. Однако реальные значения отличаются от идеальных. Соотношение реального Kм к идеальному и есть коэффициент избытка окислителя. Как правило, αок.<=1. И вот почему. Зависимости Tk(αок.) и Iуд.(αок.) нелинейны и для многих топлив последняя имеет максимум при αок. не при стехиометрическом соотношении компонентов, т.е макс. значения Iуд. получаются при некотором снижении количества окислителя по отношению к стехиометрическому.
Ещё немного терпения, т.к. не могу обойти понятие: . Это пригодится и в статье, и в повседневной жизни. Кратко энтальпия – это энергия. Для статьи важны две её "ипостаси": "Сумму термодинамической энтальпии и энтальпии сгорания называют полной энтальпией вещества. Собственно, этой величиной и оперируют при тепловом расчёте камер ЖРД."
Требования к ЖРТ: Такая градация относительна условна, но в принципе отражает суть. Назову эти требования так: №1, №2, №3. Кто-то может дополнить список в комментариях. Т.е. необходимо получить макс. Iуд. Не буду дальше забивать головы всем, в общем случае: При прочих важных параметрах для №1 нас интересует R и Т (со всеми индексами). ТК должны иметь максимальную плотность, особенно на первых ступенях ракет, т.к. они самые объёмные и имеют мощнейшие РД, с большим секундным расходом. Очевидно, что это не согласуется с требованием под №1. Химическая стабильность ТК; Подробнее смотри "Сага о ракетных топливах-обратная сторона медали". Надеюсь, ещё никто не уснул? У меня ощущение, что разговариваю сам с собой. Скоро будет про спирт, не отключайтесь!
Конечно, это лишь вершина айсберга. Ещё влезают сюда дополнительные требования, из-за которых следует искать КОНСЕНСУСЫ и КОМПРОМИСЫ. Один из компонентов обязательно должен иметь удовлетворительные (лучше отличные) свойства охладителя, т.к. на данном уровне технологий приходится охлаждать КС и сопло, а также защитить критическое сечение РД: На фотографии сопло ЖРД XLR-99: отчётливо видна характерная особенность конструкции американских ЖРД 50-60 годов – трубчатая камера: Также требуется (как правило) один из компонентов использовать как рабочее тело для турбины ТНА: Для топливных компонентов "большое значение имеет давление насыщенных паров (это грубо говоря давление, при котором жидкость начинает кипеть при данной температуре). Этот параметр сильно влияет на разработку насосов и вес баков."/ С.С. Факас/ Важный фактор-агрессивность ТК к материалам (КМ) ЖРД и баков для их хранения. Классификация ЖРТ - чаще всего по давлению насыщенных паров или , а проще говоря - температуре кипения при нормальном давлении. Высококипящие компоненты ЖРТ.
Такие ЖРД можно классифицировать как многотопливные. Двухкомпонентные топлива состоят из окислителя и горючего. Кислород
Химическая формула-О 2 (дикислород, американское обозначение Oxygen-OX). С точки зрения химии, идеальный окислитель. Он использовался в первых баллистических ракетах ФАУ, ее американских и советских копиях. Но его температура кипения не устраивала военных. Требуемый диапазон рабочих температур от –55°C до +55°C (большое время подготовки к старту, малое время нахождения на боевом дежурстве). Очень низкая коррозионная активность. Производство давно освоено, стоимость небольшая: менее $0,1 (по-моему, дешевле литра молока в разы). Криогенный - необходимо захолаживание и постоянная дозаправка для компенсации потерь перед стартом. Еще и может нагадить другим ТК (керосину): Затруднено использование в качестве охладителя КС и сопла ЖРД. "АНАЛИЗ ЭФФЕКТИВНОСТИ ПРИМЕНЕНИЯ КИСЛОРОДА В КАЧЕСТВЕ ОХЛАДИТЕЛЯ КАМЕРЫ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ" САМОШКИН В.М., ВАСЯНИНА П.Ю., Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М.Ф. Решетнева Сейчас всеми изучается возможность использования переохлажденного кислорода либо кислорода в шугообразном состоянии, в виде смеси твердой и жидкой фаз этого компонента. Вид будет примерно такой же, как эта красивая ледяная шуга в бухточке правее Шаморы: Шугирование позволит увеличить общую плотность окислителя. Пример захолаживания (переохлаждения) БР Р-9А: в качестве окислителя в ракете впервые было решено использовать переохлажденный жидкий кислород, что позволило уменьшить общее время подготовки ракеты к пуску и повысить степень ее боеготовности. Примечание:
почему-то за эту же самую процедуру нагибал (почти "чморил") Илона Маска известный писатель Дмитрий Конаныхин. Озон
-O 3 Молекулярная масса=48 а.е.м., молярная масса=47,998 г/моль Давно инженеры мучились с ним, пытаясь использовать в качестве высокоэнергетического и вместе с тем экологически чистого окислителя в ракетной технике. Общая химическая энергия, освобождающаяся при реакции сгорания с участием озона, больше, чем для простого кислорода, примерно на одну четверть (719 ккал/кг). Больше будет, соответственно, и Iуд. У жидкого озона большая плотность, чем у жидкого кислорода (1,35 против 1,14 г/см³ соответственно), а его Т кипения выше (−112 °C и −183 °C соответственно). Пока непреодолимым препятствием является химическая неустойчивость и взрывоопасность жидкого озона с разложением его на O и O2, при котором возникает движущаяся со скоростью около 2 км/с детонационная волна и развивается разрушающее детонационное давление более 3·107 дин/см2 (3 МПа), что делает применение жидкого озона невозможным при нынешнем уровне техники, за исключением использования устойчивых кислород-озоновых смесей (до 24 % озона). Преимуществом подобной смеси также является больший удельный импульс для водородных двигателей, по сравнению с озон-водородными. На сегодняшний день такие высокоэффективные двигатели, как РД-170, РД-180, РД-191, а также разгонные вакуумные двигатели вышли по Iуд на близкие к предельным значениям параметры и для повышения УИ осталось лишь одна возможность, связанная с переходом на новые виды топлива. Азотная кислота
-HNO 3 Состояние - жидкость при н.у. HNO3 имеет высокую плотность, невысокую стоимость, производится в больших количествах, достаточно стабильна, в том числе при высоких температурах, пожаро- и взрывобезопасная. Главное ее преимущество перед жидким кислородом в высокой температуре кипения, а, следовательно, в возможности неограниченно долго храниться без всякой теплоизоляции. Молекула азотной кислоты HNO 3 – почти идеальный окислитель. Она содержит в качестве “балласта” атом азота и “половинку” молекулы воды, а два с половиной атома кислорода можно использовать для окисления топлива. Но не тут-то было! Азотная кислота настолько агрессивное вещество, что непрерывно реагирует само с собой–атомы водорода отщепляются от одной молекулы кислоты и присоединяются к соседним, образуя непрочные, но чрезвычайно химически активные агрегаты. Даже самые стойкие сорта нержавеющей стали медленно разрушаются концентрированной азотной кислотой (в результате на дне бака образовывался густой зеленоватый «кисель», смесь солей металлов). Для уменьшения коррозионной активности в азотную кислоту стали добавлять различные вещества, всего 0,5% плавиковой (фтористоводородной) кислоты уменьшают скорость коррозии нержавеющей стали в десять раз. Для повышения уд.импульса в кислоту добавляют двуокись азота (NO 2). Добавка диоксида азота в кислоту связывает попадающую в окислитель воду, что уменьшает коррозионную активность кислоты, увеличивается плотность раствора, достигая максимума при 14% растворенного NO 2 . Эту концентрацию использовали американцы для своих боевых ракет. Мы почти 20 лет искали подходящую тару для азотной кислоты. Очень трудно при этом подобрать конструкционные материалы для баков, труб, камер сгорания ЖРД. Вариант окислителя, что выбрали в США, с 14 % двуокиси азота. А наши ракетчики поступили иначе. Надо было догонять США любой ценой, поэтому окислители советских марок – АК-20 и АК-27 – содержали 20 и 27 % тетраоксида. Интересный факт:
в первом советском ракетном истребителе БИ-1 были использованы для полетов азотная кислота и керосин. Баки и трубы пришлось изготовлять из монель-металла: сплава никеля и меди, он стал очень популярным конструкционным материалом у ракетчиков. Советские рубли были почти на 95 % сделаны из этого сплава.
Недостатки: терпимая "гадость". Коррозионною активна. Удельный импульс недостаточно высок. В настоящее время в чистом виде почти не используется. Азотный тетраоксид
-АТ (N 2 O 4) Молярная масса=92,011 г/моль Недостатки: такая же гадость, как и HNO 3 , но со своими причудами. Может разлагаться на окись азота. Токсичен. Низкий удельный импульс. Часто использовали и используют окислитель АК-NN. Это смесь азотной кислоты и азотного тетраоксида, иногда её называют "красной дымящейся азотной кислотой". Цифры обозначают процентное кол-во N 2 O 4 . В основном эти окислители используются в ЖРД военного назначения и ЖРД КА благодаря своим свойствам: долгохранимость и самовоспламеняемость. Характерные горючие для АТ это НДМГ и гидразин. Фтор
-F 2 Атомная масса=18,998403163 а. е. м. (г/моль) Химия фтора начала развиваться с 1930-х годов, особенно быстро - в годы 2-й мировой войны 1939-45 годов и после нее в связи с потребностями атомной промышленности и ракетной техники. Название "Фтор" (от греч. phthoros - разрушение, гибель), предложенное А. Ампером в 1810 году, употребляется только в русском языке; во многих странах принято название "флюор"
. Это прекрасный окислитель с точки зрения химии. Окисляет и кислород, и воду, и вообще практически всё. Расчеты показывают, что максимальный теоретический Iуд можно получить на паре F2-Be (бериллий)-порядка 6000 м/с! Техника безопасности. Фтор токсичен, предельно допустимая концентрация его в воздухе примерно 2·10-4 мг/л, а предельно допустимая концентрация при экспозиции не более 1 ч составляет 1,5·10-3мг/л. ЖРД 8Д21 применение пары фтор + аммиак давало удельный импульс на уровне 4000 м/с. Стартовая позиция после запуска такого "энергичного движка"?
Смешивается с водой в любом отношении с образованием фтороводородной (плавиковой) кислоты. А использованию его в ЖРД КА не реально из-за убийственной сложности хранения и разрушительного действия продуктов сгорания. Всё то же самое относится и к остальным жидким галогенам, например, к хлору. Фтороводородный ЖРД тягой 25 т для оснащения обеих ступеней ракетного ускорителя предполагалось разработать в В.П. Глушко на базе отработанного ЖРД тягой 10 т на фтороаммиачном (F 2 +NH 3) топливе.
Перекись водорода
-H 2 O 2 . Она упомянута мною выше в однокомпонентных топливах. Alles: список более-менее реальных окислителей закончен. Акцентирую внимание на HClО 4
. Как самостоятельные окислители на основе хлорной кислоты представляют интерес только: моногидрат (Н 2 О+ClО 4)-твёрдое кристаллическое вещество и дигидрат (2НО+НСlО 4)-плотная вязкая жидкость. Хлорная кислота (которая из-за Iуд сама по себе бесперспективна), при этом представляет интерес в качестве добавки к окислителям, гарантирующей надёжность самовоспламенения топлива. Окислители можно классифицировать и так: Итоговый (чаще используемый) список окислителей в связке с реальными же горючими: По физико-химическому составу их можно разбить на несколько групп: Углеводородные горючие. Для этой темы пока практический интерес представляет лишь водород (Hydrogenium). Просыпайтесь сони - мы добрались уже до спирта(С2Н5ОН).
Поиски оптимального горючего начались с освоения энтузиастами ЖРД. Первым широко использовавшимся горючим стал спирт (этиловый)
, применявшийся на первых Вернее раствор 75% этилового спирта (этанол, этиловый спирт, метилкарбинол, винный спирт или алкоголь, часто в просторечии просто «спирт») - одноатомный спирт с формулой C 2 H 5 OH (эмпирическая формула C 2 H 6 O), другой вариант: CH 3 -CH 2 -OH Сторонники здорового образа жизни (спиртофобы) пытались решить вторую проблему с помощью фурфурилового спирта. Это ядовитая, подвижная, прозрачная, иногда желтоватая (до темно-коричневого), со временем краснеющая на воздухе жидкость. ВАРВАРЫ! Хим. формула:C 4 H 3 OCH 2 OH, Рац. формула:C 5 H 6 O 2 . Отвратительная жижа.К питью не годна. Группа углеводородов.
Керосин
Условная формула C 7,2107 H 13,2936 Моё мнение: о точной молярной массе писать бессмысленно
Керосин является смесью из различных углеводородов, поэтому появляются страшные дроби (в хим. формуле) и "размазанная" температура кипения. Удобное высококипящее горючее. Используется давно и успешно во всём мире в двигателях и в авиации. Именно на нем до сих пор летают "Союзы". Малотоксичен (пить настоятельно не рекомендую), стабилен. Всё же керосин опасен и вреден для здоровья (употребление внутрь). Однако и он требует осторожности в обращении при эксплуатации: Существенные плюсы: сравнительно недорог, освоен в производстве. Пара керосин-кислород идеальна для первой ступени. Ее удельный импульс на земле 3283 м/с, пустотный 3475 м/с. Недостатки. Относительно малая плотность. Американские ракетные керосины Rocket Propellant-1 или Refined Petroleum-1 Керосин имеет склонность к отложению смолистых осадков в магистралях и тракте охлаждения, что отрицательно сказывается на охлаждении. На это его нехорошее свойство педалируют . Шедевр человеческого разума и инженерии наша "жемчужина" РД-170/171: Теперь более корректным названием для горючих на основе керосина стал термин -"углеводородное горючее", т.к. от керосина, который жгли в безопасных керосиновых лампах И. Лукасевича и Я. Зеха, применяемое УВГ "ушло" очень .
На самом деле "Роскосмос" дезу выдаёт: После того, как в ее баки закачают компоненты топлива - нафтил (ракетный керосин
), сжиженный кислород и пероксид водорода, космическая транспортная система будет весить более 300 тонн (в зависимости от модификации РН. Низкомолекулярные углеводороды
Метан
-CH4 Молярная масса: 16,04 г/моль Всеми сейчас рассматривается как перспективное и дешёвое топливо, как альтернатива керосину и водороду. Удельный импульс у двигателя на СПГ высокий, но это преимущество нивелируется тем, что у метанового топлива меньшая плотность, поэтому в сумме получается незначительное энергетическое преимущество. С конструкционной точки зрения метан привлекателен. Чтобы освободить полости двигателя, нужно только пройти цикл испарения - то есть двигатель легче освобождается от остатков продуктов. За счет этого метановое топливо более приемлемо с точки зрения создания двигателя многоразового использования и летательного аппарата многоразового применения. Недорог, распространен, устойчив, малотоксичен. По сравнению с водородом имеет более высокую температуру кипения, а удельный импульс в паре с кислородом выше, чем у керосина: около 3250-3300 м/с на земле. Неплохой охладитель. Недостатки. Низкая плотность (вдвое ниже чем у керосина). При некоторых режимах горения может разлагаться с выделением углерода в твердой фазе, что может привести к падению импульса из-за двухфазности течения и резкому ухудшению режима охлаждения в камере из-за отложения сажи на стенках КС. В последнее время идут активные НОР и НИОКР в области его применения (наряду с пропаном и природным газом) даже в направлении модификации уже сущ. ЖРД (в частности такие работы были проведены над ). «Роскосмос» уже в 2016 году приступил к разработке силовой установки на сжиженном природном газе.
Или "Kinder Surpeis", как пример: американский Raptor engine от Space X: К этим топливам можно отнести пропан и природный газ. Основные их характеристики, как горючих, близки (за исключением большей плотности и более высокой температуры кипения) к УВГ. И имеются такие же проблемы при их использовании. Особняком среди горючих позиционируется -H 2 (Жидкий: LH 2). Молярная масса водорода равна 2 016 г / моль или приближенно 2 г / моль. С точки зрения термодинамики Н 2 идеальное рабочее тело как для самого ЖРД, так и для турбины ТНА. Отличный охладитель, при чем как в жидком, так и в газообразном состоянии. Последний факт позволяет не особо бояться кипения водорода в тракте охлаждения и использовать газифицированный таким образом водород для привода ТНА. Такая схема реализована в Aerojet Rocketdyne RL-10-просто шикарный (с инженерной точки зрения) движок: Наш аналог (даже лучше
, т.к. моложе): РД-0146 (Д, ДМ) - безгазогенераторный жидкостный ракетный двигатель, разработанный Конструкторским бюро химавтоматики в Воронеже. Этот ТК обеспечивает высокий удельный импульс-в паре с кислородом 3835 м/с. Из реально используемых это самый высокий показатель. Эти факторы обуславливают пристальный интерес к этому горючему. Экологически чист, на "выходе" в контакте с О 2: вода (водяной пар). Распространен, практически неограниченные запасы. Освоен в производстве. Нетоксичен. Однако есть очень много ложек дегтя в этой бочке мёда. 1. Чрезвычайно низкая плотность. Все видели огромные водородные баки РН "Энергия" и МТКК "Шаттл". Из-за низкой плотности применим (как правило) на верхних ступенях РН. Кроме того, низкая плотность ставит непростую задачу для насосов: насосы водорода многоступенчатые для того что бы обеспечить нужный массовый расход и при этом не кавитировать. По этой же причине приходится ставить т.н. бустерные насосные агрегаты горючего (БНАГ) сразу за заборным устройством в баках, дабы облегчить жизнь основному ТНА. Ещё насосы водорода для оптимальных режимов требуют значительно большей частоты вращения ТНА. 2. Низкая температура. Криогенное топливо. Перед заправкой необходимо проводить многочасовое захолаживание (и/или переохлаждение) баков и всего тракта. Баки РН "Falocn 9FT" - взгляд изнутри:
Подробнее о "сюрпризах": В работе дана характеристика основных математических моделей тепломассообменных процессов в баке и магистралях водорода кислородно-водородного разгонного блока 12КРБ. Выявлены аномалии в подаче водорода в ЖРД и предложено их математическое описание. Модели отработаны в ходе стендовых и летных испытаний, что дало возможность на их базе прогнозировать параметры серийных разгонных блоков различных модификаций и принимать необходимые технические решения по совершенствованию пневмогидравлических систем. 3. Жидкий водород обладает некоторыми свойствами газа:
Коэффициент сжимаемости (pv/RT) при 273,15 К: 1,0006 (0,1013 МПа), 1,0124 (2,0266 МПа), 1,0644 (10,133 МПа), 1,134 (20,266 МПа), 1,277 (40,532 МПа)
; При обычных и высоких температурах Н 2 (нормальный водород, н-Н2) представляет собой смесь 75% орто- и 25% пара-модификаций, которые могут взаимно превращаться друг в друга (орто-пара-превращение). При превращении о-Н 2 в п-Н 2 выделяется тепло (1418 Дж/моль)
. 4. Газообразный водород быстрее других газов распространяется в пространстве, проходит через мелкие поры, при высоких температурах сравнительно легко проникает сквозь сталь и другие материалы. Н 2г обладает высокой теплопроводностью, равной при 273,15 К и 1013 гПа 0,1717 Вт/(м*К) (7,3 по отношению к воздуху). Водород в обычном состоянии при низких температурах малоактивен, без нагревания реагирует лишь с F 2 и на свету с Сl 2 . С неметаллами водород взаимодействует активнее, чем с металлами. С кислородом реагирует практически необратимо, образуя воду с выделением 285,75 МДж/моль тепла;
5. Со щелочными и щелочно-земельными металлами, элементами III, IV, V и VI группы периодической системы, а также с интерметаллическими соединениями водород образует гидриды. Водород восстанавливает оксиды и галогениды многих металлов до металлов, ненасыщенные углеводороды – до насыщенных (см. ).
6. Пожароопастность и взрывоопасность. Можно не рассусоливать: гремучую смесь все знают.
Впечатляет Space Shuttle Main Engine (SSME)? Теперь прикиньте его стоимость! Самый лучший ракетный двигатель - это такой двигатель, который вы можете произвести/купить, при этом он будет обладать тягой в требуемом вам диапазоне (не слишком большой или маленькой) и будет эффективным настолько (удельный импульс, давление в камере сгорания), что его цена не станет неподъемной для вас. /Филипп Терехов@lozga Наиболее освоены водородные двигатели в США.
Твёрдый водород-твёрдое агрегатное состояние водорода. Беда с ним. Он постоянно теряется: . Оно и понятно: получен кубик из молекул: 6х6х6. Просто "гигантские" объёмы - прям хоть сейчас "заправляй" ракету. Почему-то мне это напомнило . Это нано-чудо не могут найти уже лет 7 или больше. Кого смутил Iуд в размерности Н*с/кг отвечаю: это обозначение "любят" военные. Недостатки: токсичен, вонючий. Для человека степень токсичности гидразина не определена. По расчётам S. Krop опасной концентрацией следует считать 0,4 мг/л. Ch. Comstock с сотрудниками полагает, что предельно допустимая концентрация не должна превышать 0,006 мг/л. Согласно более поздним американским данным, эта концентрация при 8-часовой экспозиции снижена до 0,0013 мг/л. Важно отметить при этом, что порог обонятельного ощущения гидразина человеком значительно превышает указанные числа и равен 0,014-0,030 мг/л. Существенным в этой связи является и тот факт, что характерный запах ряда гидразинопроизводных ощущается лишь в первые минуты контакта с ними. В дальнейшем вследствие адаптации органов обоняния, это ощущение исчезает, и человек, не замечая того, может длительное время находиться в зараженной атмосфере, содержащей токсические концентрации названного вещества. Пары гидразина при адиабатном сжатии взрываются. Склонен к разложению, что однако позволяет его использовать как монотопливо для ЖРД малой тяги (ЖРДМТ). В силу освоенности производства более распространен в США. Несимметричный диметилгидразин (НДМГ)-H 2 N-N(CH 3) 2
Хим. формула:C2H8N2,Рац. формула:(CH3)2NNH2 Имеет более высокий импульс по сравнению с гидразином. Плотность и удельный импульс с основными окислителями ниже керосина с теми же окислителями. Самовоспламенятся с азотными окислителями. Освоен в производстве в СССР. По поводу гидразиновых топлив.
За кадром остались:
Они не так распространены. Главное достоинство горючих группы гидразина - долгохранимость при использовании высококипящих окислителей. Работать с ними очень неприятно-токсичны горючие, агрессивные окислители, токсичны продукты сгорания.
Можно с высокой степенью уверенности сказать, что если на РН стоят "вонючие" двигатели, то "до замужества" она была боевой ракетой (МБР, БРПЛ или ЗУР - что уже редкость)
. Химия на службе и армии и гражданки. Исключение, пожалуй, лишь РН Ariane - творение кооператива: Aérospatiale, Matra Marconi Space, Alenia, Spazio, DASA и др. Её миновала в "девичестве" подобная боевая участь. Военные практически все перешли на РДТТ, как более удобные в эксплуатации. Ниша для "вонючих" топлив в космонавтике сузилась до использования в ДУ КА, где требуется долгое хранение без особых материальных или энергетических затрат. Активно работают ракетчики и с метаном. Особых эксплуатационных трудностей нет: позволяет неплохо поднять давление в камере (до 40 М
Па) и получить хорошие характеристики. О прочих направления по повышению характеристик ЖРД (металлизация горючих, использование Не 2 , ацетама и прочем) я напишу позже. Если будет интерес. Использование эффекта свободных радикалов-хорошая перспектива. Все домашние (гаражные) манипуляции с такими химическими компонентами чрезвычайно опасны, а порой и противозаконны. К местам их разлива без ОЗК и противогаза ЛУЧШЕ не подходить: Как и с разлитой ртутью: звонить в МЧС, быстро приедут и всё профессионально подберут. Всем спасибо, кто смог вытерпеть всё это до конца. Первоисточники:
Твердое ракетное топливо представляет собой твёрдое вещество (смесь веществ), которое способно гореть без воздуха и при этом выделять много газообразных соединений, разогретых до высокой температуры. Такие составы используют для создания в двигателях ракет. Ракетное топливо используется как источник энергии для Кроме твердого горючего, существуют ещё гелеобразные, жидкие и гибридные аналоги. У каждой разновидности горючего имеются свои преимущества и недостатки. Жидкие топлива бывают однокомпонентными и двухкомпонентными (горючее + окислитель). Гелеобразные топлива представляют собой составы, загущенные до состояния геля с помощью Гибридные топлива - это системы, которые включают в себя твердое горючее и жидкий окислитель. Первые разновидности ракетного горючего были именно твердыми. В качестве рабочего вещества применялся порох и его аналоги, которые использовались в военном деле и для создания фейерверков. Сейчас эти соединения применяются лишь для изготовления небольших модельных ракет, как ракетное топливо. Состав позволяет запускать небольшие (до 0,5 м) ракеты на несколько сотен метров в высоту. Двигателем в них выступает маленький цилиндр. Он начинен твердой горючей смесью, которая поджигается раскаленной проволокой и горит всего несколько секунд. Ракетное топливо твердого типа чаще всего состоит из окислителя, горючего и катализатора, позволяющего поддерживать стойкое горение после воспламенения состава. В исходном состоянии данные материалы порошкообразные. Чтобы сделать из них ракетное топливо, необходимо создать плотную и которая будет гореть долго, ровно и непрерывно. В твердотопливных двигателях ракет используются: в качестве окислителя, (углерод), как горючее, и сера, как катализатор. Это состав черного пороха. Второй комбинацией материалов, которые применяются, как ракетное топливо являются: бертолетова соль, алюминиевая или магниевая пудра и хлорат натрия. Данный состав называют ещё белым порохом. Твердые горючие наполнители для военных ракет подразделяются на баллиститные (нитроглицериновые спрессованные пороха) и смесевые, которые применяют в форме канальных шашек. Твердотопливный ракетный двигатель работает следующим образом. После воспламенения топливо начинает гореть с заданной скоростью, выбрасывая через сопло горячее газообразное вещество, что обеспечивает тягу. Горючее в двигателе горит, пока не кончится. Поэтому остановить процесс и выключить двигатель невозможно, пока наполнитель не сгорит до конца. Это один из серьезных минусов твердотопливных двигателей, по сравнению с другими аналогами. Однако в настоящих космических баллистических носителях твердотопливные материалы применяются только на начальном этапе полета. На следующих этапах используются другие типы ракетного горючего, поэтому недостатки твердотопливных составов существенной проблемы не представляют. В
общем случае нагрев рабочего тела
присутствует как составляющая рабочего
процесса теплового ракетного двигателя.
Причем наличие источника теплоты -
нагревателя формально обязательно (в
частном случае его тепловая мощность
может равняться нулю). Тип его можно
характеризовать видом энергии, переходящей
в теплоту. Таким образом получаем признак
классификации, по которому тепловые
ракетные двигатели по виду энергии,
преобразуемой в тепловую энергию
рабочего тела, делятся на электрические,
ядерные (рис.10.1.) и химические (рис 13.1,
уровень 2). Схема,
конструкция и достижимые параметры
ракетного двигателя на химическом
топливе во многом определяются агрегатным
состоянием ракетного топлива. Ракетные
двигатели на химическом топливе (в
зарубежной литературе иногда называемые
химическими ракетными двигателями) по
этому признаку делятся на: жидкостные
ракетные двигатели - ЖРД, компоненты
топлива которых в состоянии хранения
на борту - жидкость (рис. 13.1, уровень 3;
фото, фото), ракетные
двигатели твердого топлива - РДТТ (рис.
1.7, 9.4, фото, фото), гибридные
ракетные двигатели - ГРД, компоненты
топлива которых находятся на борту в
разных агрегатных состояниях (рис.
11.2). Очевидным
признаком классификации двигателей на
химическом топливе является число
компонентов ракетного топлива. Например,
ЖРД на однокомпонентном или на
двухкомпонентном топливе, ГРД на
трехкомпонентном топливе (по зарубежной
терминологии - на трибридном топливе)
(рис. 13.1, уровень 4). По
конструктивным признакам возможна
классификация ракетных двигателей с
выделением десятков рубрик, но основные
отличия в выполнении целевой функции
определяются схемой подачи компонентов
в камеру сгорания. Наиболее характерна
классификация по этому признаку ЖРД. Классификация
ракетных топлив. РТ
подразделяются на твердые и жидкие.
Твердые ракетные топлива имеют ряд
преимуществ перед жидкими, они длительно
хранятся, не воздействуют на оболочку
ракеты, не представляют опасности для
работающего с ним персонала в связи с
низкой токсичности. Однако
взрывной характер их горения создает
трудности в их применении. К
твердым ракетным топливам относятся
баллистные и кордитные пороха на основе
нитроцеллюлозы. Жидкостный
реактивный двигатель, идея создания
которого принадлежит К.Э.Циолковскому,
наиболее распространен в космонавтике. Жидкие
РТ могут быть однокомпонентными и
двухкомпонентными (окислитель и горючие). К
окислителям относятся: азотная кислота
и окислы азота (двуокись, четырехокись),
перекись водорода, жидкий кислород,
фтор и его соединения. В
качестве горючего используется керосины,
жидкий водород, гидразины. Наиболее
широко используется гидразин и
несимметричный диметилгидразин (НДМГ). Вещества,
входящие в состав жидких РТ обладают
высокой агрессивностью и токсичностью
к человеку. Поэтому перед медицинской
службой стоит проблема проведения
профилактических мероприятий по защите
личного состава от острых и хронических
отравлений КРТ, организации оказания
неотложной помощи при поражениях. В
связи с этим и изучаются патогенез,
клиника поражений, разрабатываются
средства оказания неотложной помощи и
лечения пораженных, создаются средства
защиты кожи и органов дыхания,
устанавливаются ПДК различных КРТ и
необходимые гигиенические нормы. Ракеты-носители
и двигательные установки различных
космических аппаратов являются
преимущественной областью применения
ЖРД. К
преимуществам ЖРД можно отнести
следующие: Самый
высокий удельный импульс в классе
химических ракетных двигателей (свыше
4 500 м/с для пары кислород-водород, для
керосин-кислород - 3 500 м/с). Управляемость
по тяге: регулируя расход топлива, можно
изменять величину тяги в большом
диапазоне и полностью прекращать работу
двигателя с последующим повторным
запуском. Это необходимо при маневрировании
аппарата в космическом пространстве. При
создании больших ракет, например,
носителей, выводящих на околоземную
орбиту многотонные грузы, использование
ЖРД позволяет добиться весового
преимущества по сравнению с твёрдотопливными
двигателями (РДТТ). Во-первых, за счёт
более высокого удельного импульса, а
во-вторых за счёт того, что жидкое топливо
на ракете содержится в отдельных баках,
из которых оно подается в камеру сгорания
с помощью насосов. За счет этого давление
в баках существенно (в десятки раз) ниже,
чем в камере сгорания, а сами баки
выполняются тонкостенными и относительно
лёгкими. В РДТТ контейнер топлива
является одновременно и камерой сгорания,
и должен выдерживать высокое давление
(десятки атмосфер), а это влечёт за собой
увеличение его веса. Чем больше объём
топлива на ракете, тем больше размер
контейнеров для его хранения, и тем
больше сказывается весовое преимущество
ЖРД по сравнению с РДТТ, и наоборот: для
малых ракет наличие турбонасосного
агрегата сводит на нет это преимущество. Недостатки
ЖРД: ЖРД
и ракета на его основе значительно более
сложно устроены, и более дорогостоящи,
чем эквивалентные по возможностям
твёрдотопливные (несмотря на то, что 1
кг жидкого топлива в несколько раз
дешевле твёрдого). Транспортировать
жидкостную ракету необходимо с бо́льшими
предосторожностями, а технология
подготовки её к пуску более сложна,
трудоемка и требует больше времени
(особенно при использовании сжиженных
газов в качестве компонентов топлива),
поэтому для ракет военного назначения
предпочтение в настоящее время оказывается
твёрдотопливным двигателям, ввиду их
более высокой надёжности, мобильности
и боеготовности. Компоненты
жидкого топлива в невесомости неуправляемо
перемещаются в пространстве баков. Для
их осаждения необходимо применять
специальные меры, например, включать
вспомогательные двигатели, работающие
на твёрдом топливе или на газе. В
настоящее время для химических ракетных
двигателей (в том числе и для ЖРД)
достигнут предел энергетических
возможностей топлива, и поэтому
теоретически не предвидится возможность
существенного увеличения их удельного
импульса, а это ограничивает возможности
ракетной техники, базирующейся на
использовании химических двигателей,
уже освоенными двумя направлениями: Космические
полёты в околоземном пространстве (как
пилотируемые, так и беспилотные). Исследование
космоса в пределах Солнечной системы
с помощью автоматических аппаратов
(Вояджер, Галилео). омпоненты
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. Помимо
удельного импульса при выборе компонентов
топлива, решающую роль могут сыграть и
другие показатели свойств топлива, в
том числе: Плотность,
влияющая на размеры баков компонентов.
Как следует из табл. 1, водород является
горючим, с самым большим удельным
импульсом (при любом окислителе), однако
он обладает крайне низкой плотностью.
Поэтому первые (самые большие) ступени
ракет-носителей обычно используют
другие (менее эффективные, но более
плотные) виды горючего, например, керосин,
что позволяет уменьшить размеры первой
ступени до приемлемых. Примерами такой
«тактики» служат ракета Сатурн-5, первая
ступень которой использует компоненты
кислород/керосин, а 2-я и 3-я ступени -
кислород/водород, и система Спейс Шаттл,
в которой в качестве первой ступени
использованы твёрдотопливные ускорители. Температура
кипения, которая может накладывать
серьёзные ограничения на условия
эксплуатации ракеты. По этому показателю
компоненты жидкого топлива подразделяют
на криогенные - охлаждённые до крайне
низких температур сжиженные газы, и
высококипящие - жидкости имеющие
температуру кипения выше 0 °C. Криогенные
компоненты не могут долго храниться, и
транспортироваться на большие расстояния,
поэтому они должны изготовляться (по
крайней мере сжижаться) на специальных
энергоёмких производствах, находящихся
в непосредственной близости от места
старта, что делает пусковую установку
совершенно немобильной. Помимо этого,
криогенные компоненты обладают и другими
физическими свойствами, предъявляющими
дополнительные требования к их
использованию. Например, наличие даже
незначительного количества воды или
водяного пара в ёмкостях со сжиженными
газами приводит к образованию очень
твёрдых кристаллов льда, которые при
попадании в топливную систему ракеты
воздействуют на её части как абразивный
материал и могут стать причиной тяжёлой
аварии. За время многочасовой подготовки
ракеты к старту на ней намерзает большое
количество инея, превращающегося в лёд,
и падение его кусков с большой высоты
представляет опасность для персонала,
занятого в подготовке, а также для самой
ракеты и стартового оборудования.
Сжиженные газы после заправки ими ракеты
начинают испаряться, и до момента старта
их нужно непрерывно пополнять через
специальную систему подпитки. Избыток
газа, образующегося при испарении
компонентов, необходимо отводить таким
образом, чтобы окислитель не смешивался
с горючим, образуя взрывчатую смесь. Высококипящие
компоненты гораздо более удобны при
транспортировке, хранении и оперировании
с ними, поэтому в 50е годы ХХ в они вытеснили
криогенные компоненты из области
военного ракетостроения. В дальнейшем
эта область всё в большей степени стала
заниматься твёрдым топливом. Но при
создании космических носителей криогенные
топлива пока сохраняют своё положение
за счёт высокой энергетической
эффективности, а для выполнения маневров
в космическом пространстве, когда
топливо должно сохраняться в баках
месяцами, а то и годами, наиболее
приемлемыми являются высококипящие
компоненты. Иллюстрацией такого
«разделения труда» могут служить ЖРД,
задействованные в проекте Аполлон: все
три ступени ракеты-носителя Сатурн-5
используют криогенные компоненты, а
двигатели лунного корабля, предназначенные
для коррекции траектории и для маневров
на окололунной орбите, - высококипящие
несимметричный диметилгидразин и
тетраоксид диазота. Химическая
агрессивность. Этим качеством обладают
все окислители. Поэтому наличие в баках,
предназначенных для окислителя, даже
незначительных количеств органических
веществ (например, жировых пятен,
оставленных человеческими пальцами)
может вызвать возгорание, вследствие
которого может загореться материал
самого бака (алюминий, магний, титан и
железо очень энергично горят в среде
ракетного окислителя). Из-за агрессивности
окислители, как правило, не используются
в качестве теплоносителей в системах
охлаждения ЖРД, а в газогенераторах
ТНА, для снижения тепловой нагрузки на
турбину рабочее тело перенасыщается
горючим, а не окислителем. При низких
температурах жидкий кислород является,
пожалуй, самым безопасным окислителем,
потому, что альтернативные окислители,
такие как тетраоксид диазота или
концентрированная азотная кислота
вступают в реакцию с металлами, и хотя
они являются высококипящими окислителями,
которые могут подолгу храниться при
нормальной температуре, время службы
баков, в которых они находятся, ограничено. Токсичность
компонентов топлива и продуктов их
горения является серьёзным ограничителем
их использования. Например, фтор, как
следует из табл.1., как окислитель, более
эффективен, чем кислород, однако в паре
с водородом он образует фтороводород
- вещество крайне токсичное и агрессивное,
и выброс нескольких сотен, тем более,
тысяч тонн такого продукта сгорания в
атмосферу при запуске большой ракеты,
сам по себе является крупной техногенной
катастрофой, даже при удачном запуске.
А в случае аварии, и разлива такого
количества этого вещества, ущерб не
поддаётся учёту. Поэтому фтор не
используется в качестве компонента
топлива. Токсичными являются и тетраоксид
азота, азотная кислота и несимметричный
диметилгидразин. В настоящее время
предпочитаемым (с экологической точки
зрения) окислителем является кислород,
а горючим - водород, за которым следует
керосин. Эти топлива представляют собой твёрдые растворы (обычно - нитроцеллюлозы) в нелетучем растворителе (обычно в нитроглицерине). Формально можно рассматривать нитроцеллюлозу как горючее, а нитроглицерин как окислитель, но оба вещества содержат как горючие компоненты (углерод и водород), так и окислительные (кислород, связанный с азотом). Однако, в нитроцеллюлозе имеется недостаток кислорода, а в нитроглицерине - его небольшой избыток. Достоинства таких топлив - хорошие механические, температурные и другие конструкционные свойства, высокая стабильность при хранении, отработанность и дешевизна, а также практически полное отсутствие в продуктах горения конденсированной фазы и вредных веществ. Недостатки - сравнительно невысокий удельный импульс. Исторически первым смесевым топливом был чёрный порох, однако сейчас он применяется в качестве твёрдого ракетного топлива только в фейерверочных, сигнальных и модельных ракетах. Современные смесевые топлива состоят обычно из перхлората аммония , выполняющего роль окислителя, алюминия (изредка магния) в форме мелкодисперсного сферического порошка, и органического полимера - связующего. Металл и полимер играют роль горючего, причём металл является основным источником энергии, а связующее - основным источником газообразных продуктов (рабочего тела), так как ввиду высокой температуры кипения оксид алюминия не может быть газом в ракетном двигателе и не может совершать работы при расширении в сопле. В последние десятилетия для повышения энергетических свойств твёрдых ракетных топлив, а также уменьшения вредного влияния на экологию, ведётся интенсивный поиск бесхлорных окислителей для ТРТ, но все предлагаемые вещества пока слишком дороги для крупномасштабного применения. Энергетика ТРТ для боевых баллистических ракет повышается добавкой октогена в ТРТ, это несколько ухудшает эксплуатационные свойства, но позволяет достичь требуемых характеристик при существенно меньшей стартовой массе ракеты. Другой эффективный бесхлорный окислитель, нашедший применение в ТРТ для баллистических ракет - динитрамид аммония (АДНА). Факторы, влияющие на величину скорости горения: Наиболее распространённые виды топлива Wikimedia Foundation
.
2010
.
Вещество или совокупность веществ, способных к закономерному горению без доступа кислорода извне с выделением значительного количества энергии. Делятся на баллиститные пороха и смесевые Т. р. т. Баллиститные пороха гомогенные системы (твёрдые… … Энциклопедия техники
твёрдое ракетное топливо
Энциклопедия «Авиация»
твёрдое ракетное топливо
- твёрдое ракетное топливо вещество или совокупность веществ, способных к закономерному горению без доступа кислорода извне с выделением значительного количества энергии. Делятся на баллиститные пороха и смесевые Т. р. т. Баллиститные… … Энциклопедия «Авиация»
Вещество или совокупность веществ, представляющих собой источник энергии и рабочего тела для ракетного двигателя. Основными показателями Р. т., определяющими его эффективность, являются тяга, развиваемая ракетным двигателем, отнесённая к… … Энциклопедия техники
ракетное топливо
Энциклопедия «Авиация»
ракетное топливо
- ракетное топливо вещество или совокупность веществ, представляющих собой источник энергии и рабочего тела для ракетного двигателя. Основными показателями Р. т., определяющими его эффективность, являются тяга, развиваемая ракетным… … Энциклопедия «Авиация»
Ракетное топливо вещество, используемое в ракетных двигателях различных конструкций для получения тяги и ускорения ракеты. Содержание 1 Понятие 2 Группы 3 Типы … Википедия
Вещество или совокупность веществ, используемых в ракетных двигателях в качестве источника энергии и рабочего тела для создания движущей силы. Применяются преимущественно жидкое и твёрдое ракетное топливо. Горючим в жидком ракетном топливе служит … Энциклопедический словарь
Вещество или совокупность веществ, представляющих собой источник энергии и рабочего тела для ракетного двигателя (См. Ракетный двигатель) (РД). Р. т. должно удовлетворять следующим основным требованиям: иметь высокий удельный импульс… … Большая советская энциклопедия
Вещество или совокупность веществ, являющиеся источником энергии для ракетного двигателя (РД). Различают: химическое Р. т., используемое в жидкостных, твердотопливных и др. РД (осн. вид топлива, применяемый в ракетной технике), ядерное Р. т. для… … Большой энциклопедический политехнический словарь
«... И нет ничего нового под солнцем»
(Экклизиаст 1:9).
О топливах, ракетах, ракетных двигателях писалось, пишут и будут писать.
Одной из первых работ по топливам ЖРД можно считать книгу В.П. Глушко "Жидкое топливо для реактивных двигателей", изданную в 1936 г.
"Соображать" будем вместе, под строгим родительским контролем. Руки ноги должны быть целыми, чужие тем более.
Термодинамическая энтальпия
- количество энергии, затраченной на образование вещества из исходных химических элементов. Для веществ, состоящих из одинаковых молекул (H 2 , O 2 и пр.), она равна нулю.
Энтальпия сгорания
- имеет смысл только при условии протекания химической реакции. В справочниках можно найти экспериментально полученные при нормальных условиях значения этой величины. Чаще всего для горючих это полное окисление в среде кислорода, для окислителей – окисление водорода заданным окислителем. Причем значения могут быть как положительными, так и отрицательными в зависимости от вида реакции.
-как к источнику энергии;
-как к веществу, которое приходится (на данном уровне развития технологий) использовать для охлаждения РД и ТНА, иногда к наддуву баков с РТ, предоставлять ему объём (баки РН) и т.д.;
-как к веществу вне ЖРД, т.е. при хранении, транспортировке, заправке, испытаниях, экологической безопасности и т.д.
Эти требования классический пример , которые "тянут" создателей РД в разные стороны:# С точки зрения источника энергии ЖРД (№1)
Нужно, чтобы: молекулярная масса продуктов сгорания была минимальной, максимальным было удельное теплосодержание.
# С точки зрения конструктора РН (№2):
# С эксплуатационных задач важны (№3):
-простота заправки, хранения, перевозки и изготовления;
-экологическая безопасность (во всём "поле" применения), а именно токсичность, себестоимость производства и транспортировки и т.д. и безопасность при работе РД (взрывоопасность).
Если ТК очень "вредные" (как некоторые люди), тогда инженерам приходится тратиться на ряд специальных мер по защите своих конструкций от топлива.
ЖРД на трехкомпонентном топливе (фтор+водород+литий) разрабатывался в .
ЖРД Bristol Siddeley BSSt.1 Stentor: двухкомпонентный ЖРД (H2O2+керосин)
Окислители
В ЖРД применяется жидкий, а не газообразный кислород-Liquid oxygen (LOX-кратко и всё понятно).
Молекулярная масса (для молекулы)-32г/моль. Для любителей точности: атомная масса (молярная масса)=15,99903;
Плотность=1,141 г/см³
Температура кипения=90,188K (−182,96°C)
Недостатки:
На фото: створки защитных устройств заправочного автостыка керосина (ЗУ-2), за 2 минуты до окончания циклограммы при выполнении операции ЗАКРЫТЬ ЗУ из-за обледенения не полностью закрылись
. Одновременно из-за обледенения не прошел сигнал о съезде ТУА с пусковой установки. Пуск проведен на следующий день.
Агрегат-заправщик РБ жидким кислородом снят с колес и установлен на фундаменте.
Пофантазируйте: вместо Н 2 О представьте ЖК (LOX).
См:
Плотность жидкости при -188 °C (85,2 К) составляет 1,59(7) г/см³
Плотность твёрдого озона при −195,7 °С (77,4 К) равна 1,73(2) г/см³
Температура плавления −197,2(2) °С (75,9 К)
Молярная масса 63.012 г/моль (не важно, что я использую или молекулярную массу-это не меняет сути)
Плотность=1,513 г/см³
Т. плав.=-41,59 °C,Т. кип.=82,6 °C
Плотность=1,443 г/см³
"Принял эстафету" от азотной кислоты в военных двигателях. Обладает саомовоспламеняемостью с гидразином, НДМГ. Низкокипящий компонент, но может долго хранится при принятии особых мер.
Молярная масса F2, 37,997 г/моль
Температура плавления=53,53 К (−219,70 °C)
Температура кипения=85,03 К (−188,12 °C)
Плотность (для жидкой фазы), ρ=1,5127 г/см³
Супер? Облом, а не "супер"...
Врагу такой окислитель не пожелаешь.
Чрезвычайно коррозионною активен, токсичен, склонен к взрывам при контакте с окисляющимися материалами. Криогенен. Любой продукт сгорания также имеет почти те же "грехи": жутко коррозионны и токсичны.
Для пары F 2 +H 2 получается Iуд=4020 м/с!
Беда: HF-фтороводород на "выхлопе".
Лужа жидких металлов и прочих растворённых в плавиковой кислоте химических и органических объектов!
Н 2 +2F=2HF, при комнатной температуре существует в виде димера H 2 F 2 .
Walter HWK 109-507: преимущества в простоте конструкции ЖРД. Яркий пример такого топлива - перекись водорода.
Примечание: если хотите перевести один вариант удельного импульса в другой, то можно пользоваться простой формулой: 1 м/с = 9,81 с.
В отличие от них - горючих у нас .Горючие
Основные характеристики двухкомпонентных ЖРТ при pк/pа=7/0,1 МПа
Низкомолекулярные углеводороды.
Простые вещества: атомарные и молекулярные.
Na, Mg, Al, Bi, He, Ar, N 2 , Br 2 , Si, Cl 2 , I 2 и др. я не буду рассматривать в этой статье.
Гидразиновые топлива ("вонючки").
советских ракетах Р-1, Р-2, Р-5 ("наследство" ФАУ-2) и на самой Vergeltungswaffe-2.
У этого горючего два серьёзных недостатка
, которые очевидно не устраивали военных: низкие энергетические показатели и .
Горючая смесь жидких углеводородов (от C 8 до C 15) с температурой кипения в интервале 150-250 °C, прозрачная, бесцветная (или слегка желтоватая), слегка маслянистая на ощупь
плотность - от 0,78 до 0,85 г/см³ (при температуре 20°С);
вязкость - от 1,2 – 4,5 мм²/с (при температуре 20°С);
температура вспышки - от 28°С до 72°С;
теплота сгорания - 43 Мдж/кг.
Минздрав категорически против!
Солдатские байки: хорошо помогает избавиться от противных .
Относительно был .
Для повышения плотности лидерами освоения космоса были разработаны синтин (СССР) и RJ-5 (США).
.
Керосиновые двигатели наиболее освоены в СССР.
Плотность газ (0 °C) 0,7168 кг/м³;
жидкость (−164,6 °C) 415 кг/м³
Т. плав.=-182,49 °C
Т. кип.=-161,58 °C
Главный конструктор Владимир Чванов:
Плотность (при н. у.)=0,0000899 (при 273 K (0 °C)) г/см³
Температура плавления=14,01K (-259,14 °C);
Температура кипения=20,28K (-252,87 °C);
Использование пары LOX-LH 2 предложено еще Циолковским, но реализовано другими:
Особенно эффективен с сопловым насадком из материала «Граурис». Но пока не летает
"МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ТЕПЛОМАССООБМЕННЫХ ПРОЦЕССОВ В ВОДОРОДНЫХ СИСТЕМАХ" Н0Р В.А. ГордеевВ.П. Фирсов, А.П. Гневашев, Е.И. Постоюк
ФГУП «ГКНПЦ им. М.В. Хруничева, КБ «Салют»; "Московский авиационный институт (Государственный технический университет)
Низкая температура кипения затрудняет и закачку в баки и хранение этого топлива в баках и хранилищах.
Водород может находиться в орто- и пара-состояниях. Ортоводород (о-Н2) имеет параллельную (одного знака) ориентацию ядерных спинов. Пара-водород (п-Н2)-антипараллельную.
Это всё накладывает дополнительные трудности в проектировании магистралей, ЖРД, ТНА, циклограммы работы, и особенно насосов.
Водород очень легко отдает свой электрон. В растворе отрывается в виде протона от многих соединений, обусловливая их кислотные свойства. В водных растворах Н+ образует с молекулой воды ион гидроксония Н 3 О. Входя в состав молекул различных соединений, водород склонен образовывать со многими электроотрицательными элементами (F, О, N, С, В, Cl, S, Р) водородную связь.
Смесь водорода с воздухом взрывается от малейшей искры в любой концентрации - от 5 до 95 процентов.
Вероятно, увидев это и посчитав затраты (стоимость вывода на орбиту 1 кг ПН), законодатели и те кто рулит бюджетом США и NASA в частности... решили "ну его на фиг".
И я их понимаю - на РН "Союз" и дешевле, и безопаснее, да использование РД-180/181 снимает многие проблемы американских РН и существенно экономит деньги налогоплательщиков самой богатой страны мира.
Сейчас мы позиционируемся на 3-4 месте в "Водородном клубе" (после Европы, Японии и Китая/Индии).Отдельно упомяну твёрдый и металлический водород.
Твердый водород кристаллизуется в гексагональной решетке (а = = 0,378 нм, с = 0,6167 нм), в узлах которой расположены молекулы Н 2 , связанные между собой слабыми межмолекулярными силами; плотность 86,67 кг/м³; С° 4,618 Дж/(моль*К) при 13 К; диэлектрик. При давлении свыше 10000 МПа предполагается фазовый переход с образованием структуры, построенной из атомов и обладающей металлическими свойствами. Теоретически предсказана возможность сверхпроводимости "металлический водород".
Температура плавления −259,2 °C (14,16 К).
Плотностью 0,08667 г/см³ (при −262 °C).
Белая снегоподобная масса, кристаллы гексагональной сингонии.
Шотландский химик Дж. Дьюар в 1899 году впервые получил водород в твёрдом состоянии. Для этого он использовал регенеративную охлаждающую машину, основанную на эффекте .
Анамезон, антивещество, метастабильный гелий пока оставлю за кадром.
...
Гидразиновые топлива ("вонючки")
Гидразин-N2H4
Состояние при н.у.- бесцветная жидкость
Молярная масса=32.05 г/моль
Плотность=1.01 г/см³
Очень распространенное топливо.
Хранится долго, и его за это "любят". Широко используется в ДУ КА и МБР/БРПЛ, где долгохранимость имеет критическое значение. 
Ньютон - производная единица, исходя из она определяется как сила, изменяющая за 1 секунду скорость тела массой 1 кг на 1 м/с в направлении действия силы. Таким образом, 1 Н = 1 кг·м/с 2 .
Соответственно: 1 Н*с/кг =1 кг·м/с 2 *с/кг=м/с.
Освоен в производстве. 
Состояние при н.у.- жидкое
Молярная масса=60,1 г/моль
Плотность=0,79±0,01 г/см³
Широко используется на военных двигателях в следствие своей долгохранимости. При освоении технологии ампулирования - практически исчезли все проблемы (кроме утилизации и аварий припусках).
Более распространен в СССР.
А в реактивном двигателе французского истребителя-бомбардировщика (хорошее видео-рекомендую) НДМГ используют как активизирующую добавку к традиционному топливу.
Удельная тяга равна отношению тяги к весовому расходу топлива; в этом случае она измеряется в секундах (с = Н·с/Н = кгс·с/кгс). Для перевода весовой удельной тяги в массовую её надо умножить на ускорение свободного падения (примерно равное 9,81 м/с²)
Анилин, метил-, диметил- и триметиламины и CH 3 NHNH 2 -Метилгидразин (он же монометилгидразин или гептил) и пр.
На профессиональном жаргоне эти топлива называют "вонючими" или "вонючками". 
Пожалуй, кратко обзор можно выразить графически:
() и остальными природными газами (СПГ).
Детонационное горение-возможность для долгожданного прыжка на Марс.Послесловие:
вообще все ракетные ТК (кроме НТК), а так же попытка изготовить их в домашних условиях- очень опасны. Предлагаю внимательно ознакомиться:
. Смесь, которую он готовил на плите в кастрюле, ожидаемо взорвалась. В итоге мужик получил огромное количество ожогов и провел в больнице пять дней.
Качур П. И., Глушко А. В. "Валентин Глушко. Конструктор ракетных двигателей и космических систем", 2008.
Г.Г. Гахун "Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей", Москва, "Машиностроение, 1989.
Возможность увеличения удельного импульса жидкостного ракетного двигателя
при добавлении в камеру сгорания гелия С.А. Орлин МГТУ им. Н.Э. Баумана, Москва
М.С.Шехтер. "Топлива и рабочие тела ракетных двигателей", Машиностроение" 1976
Завистовский Д. И."Беседы о ракетных двигателях".
Филипп Терехов @lozga (www.geektimes.ru).
"Виды топлива и их характеристика.Топливо горючие вещества, используемые для получения тепла. Состав топлива Горючая часть - углерод С-водород Н-сера."-презентация Оксана Касеева
Факас С.С."Основы ЖРД. Рабочие тела"
Использованы фото и видеоматериалы с сайтов:
http://technomag.bmstu.ru
www.abm-website-assets.s3.amazonaws.com
www.free-inform.ru
www.rusarchives.ru
www.epizodsspace.airbase.ru
www.polkovnik2000.narod.ru
www.avia-simply.ru
www.arms-expo.ru
www.npoenergomash.ru
www.buran.ru
www.fsmedia.imgix.net
www.wikimedia.org
www.youtu.be
www.cdn.tvc.ru
www.commi.narod.ru
www.dezinfo.net
www.nasa.gov
www.novosti-n.org
www.prirodasibiri.ru
www.radikal.ru
www.spacenews.com
www.esa.int
www.bse.sci-lib.com
www.kosmos-x.net.ru
www.rocketpolk44.narod.ru
www.criotehnika.ru
www.трансавтоцистерна.рф
www.chistoprudov.livejournal.com/104041.html
www.cryogenmash.ru
www.eldeprocess.ru
www.chemistry-chemists.com
www.rusvesna.su
www.arms-expo.ru
www.armedman.ru
www.трансавтоцистерна.рф
www.ec.europa.eu
www.mil.ru
www.kbkha.ru
www.naukarus.com
Классы
Двухосновные топлива (гомогенные)
Смесевые топлива
Процесс горения
Применение
Российские разработчики и производители твёрдого ракетного топлива
Примечания
Ссылки
Смотреть что такое "Твёрдое ракетное топливо" в других словарях: