Ракеты на жидком топливе: Сага о ракетных топливах / Хабр

Корпуса топливных сегментов изнутри обклеивают листами резиновой изоляции. Они защищают металл корпуса от жара в двигателе.

Корпус нижнего сегмента ускорителя обклеивают более 900 листами изоляции

NASA

Добравшись до Космического центра имени Кеннеди, нетопливные части поступят в сборочный комплекс BFF для монтажа передней и задней сборки ускорителя. А топливные сегменты везут в специализированный цех RPSF, где разворачивают вертикально. Первый и последний сегменты соединяют с головной и задней сборками, проверяют, и складируют с другими тремя топливными сегментами. Перед пуском ракеты все сегменты отправят в здание вертикальной сборки, крупнейшее в мире одноэтажное здание высотой 160 метров, где ускорители соберут целиком и прикрепят к ракете.

Остаётся посмотреть, как пройдет первый запуск «Артемида-1», намеченный на 2021 год, и увидеть работу ускорителей в первом реальном космическом старте.

Николай Цыгикало

Дорога в космос: необычный выбор топлива

Звезды всегда манили к себе человека.  И дорогу в космос ему открыло то же самое топливо, что он сжигал в своих печах и примитивных лампах. Правда, потребовалось многое понять и многому научиться. Тем не менее, и сегодня мы запускаем наши ракеты, используя старое доброе углеводородное топливо. Это наше прошлое, настоящие и будущее — еще на много лет. 

Ракетой называется такой летательный аппарат, который перемещается за счет реактивной силы, возникающей в результате выбрасывания части собственной массы в направлении, противоположном ее движению. Есть важный нюанс — ракета, в отличие от реактивного самолета, не использует для полета вещество из окружающей среды. То есть кроме топлива она несет в себе еще и вещество, в котором это топливо будет сгорать — так называемый окислитель.

Характеристики полета ракеты определяются тем, какую массу и с какой скоростью она выбрасывает в процессе своей работы. В идеале хорошо бы отбрасывать тяжелое вещество с большой скоростью. А для этого в ракете должен протекать процесс, который обеспечит наиболее эффективное преобразование скрытой химической энергии топлива и окислителя в кинетическую энергию реактивной струи. К сожалению, в природе так не получается.

Первые ракеты были изобретены в Древнем Китае более двух тысяч лет назад, когда каким-то образом был сделан черный порох. В этой смеси уголь был топливом, селитра — окислителем, сера — катализатором процесса. И в течение сотен лет, вплоть до начала ХХ века, именно черный порох был тем горючим, на которое надеялись энтузиасты, мечтавшие вырваться из оков земного тяготения. 

Правда, они уже понимали, что у твердого топлива есть свои принципиальные недостатки — например, горением твердого топлива в ракете практически невозможно управлять. Да и эффективность этого топлива не самая лучшая. Поэтому на заре ХХ века появилась новая идея — создать ракетный двигатель на жидком топливе, тягой которого можно управлять. 

Теоретически все выглядело очень красиво. Нужно было взять жидкое топливо, например спирт или продукт перегонки нефти, а также какой-нибудь подходящий окислитель. Встретившись, эти вещества начали бы гореть в специальной камере и вылетать с огромной скоростью из сопла, обеспечивая ракете реактивную тягу. Регулируя подачу топлива и окислителя, реактивной тягой можно управлять, выключать двигатель и запускать заново. Но на практике все оказалось гораздо сложнее.

Чтобы запустить космический корабль на орбиту, а затем спустить его на Землю, топливо потребуется дважды — при разгоне во время выхода в космос и при торможении, чтобы сойти с орбиты. Каждый маневр требует своего запаса топлива, и чем больше топлива нам надо взять с собой, тем мощнее должна быть первая ступень ракеты, которая оторвет нас от Земли. Если запускается спутник на околоземную орбиту, то соотношение полезной нагрузки к общей массе ракеты будет около 1:40. В случае лунной обитаемой экспедиции на Землю вернется всего 1/550-я стартовой массы. 

Это означает, что космические запуски для обеспечения их максимальной эффективности должны осуществляться разными ракетами-носителями, которые используют разные виды топлива и окислителя. Поначалу выбирали между спиртом и керосином, а из окислителей — между жидким кислородом и азотной кислотой. Потом стали появляться другие вещества, которые можно было применить в ракете с жидкостным двигателем. 

Военные инженеры однозначно голосовали за так называемый гептил и азотную кислоту с тетраоксидом диазота, так как ракеты на этой смеси быстрее приводились в боевое состояние. Для гражданских целей или плановых военных запусков можно было использовать другие комбинации. 

В СССР королем пилотируемых запусков стала пара «керосин + жидкий кислород», которая вывела в космос первый спутник и первого человека. Ракеты-носители семейства «Союз» по сей день являются самыми надежными «рабочими лошадками» космонавтики. Обычные грузы забрасываются на орбиту ракетами «Протон», которые летают на гептиле. 

В США также использовали и используют керосин и жидкий кислород. Однако в рамках программы «Аполлон» была применена следующая комбинация: первая ступень работала на керосине и кислороде, а вот вторая и третья — на паре «жидкий водород + жидкий кислород». Это самая эффективная пара горючего и окислителя, в дальнейшем она была применена на космических кораблях «Спейс шаттл», в советском комплексе «Буран-Энергия» и сейчас применяется в ракете Европейского космического агентства «Ариан-5». 

Водород как топливо всем хорош, в том числе и тем, что в процессе его сгорания в кислороде образуется лишь вода. Однако производство и хранение жидкого водорода весьма затратный процесс. Стремление получить более эффективное топливо побудило еще в 50-е годы начать работы по созданию своеобразного синтетического керосина, который можно было бы использовать как обычный керосин, но с гораздо более высокой эффективностью. 

Так появился синтин — искусственное топливо, получаемое в результате многоступенчатого химического процесса. И хотя оно действительно эффективнее керосина, но сложность его получения ограничивает использование, поскольку с распадом СССР на первое место вышла экономическая эффективность космических запусков. Одновременно появились и экологические ограничения. 

В начале нового века появилась еще одна проблема — ограниченность источников качественного керосина. Для ракетных двигателей нужно высококачественное горючее, но источники нефти, из которой можно получить его, отнюдь не бесконечны. Поэтому возникла идея использовать вместо керосина сжиженный природный газ. 

Метан — второй после водорода в рейтинге экологичности — при сгорании оставляет воду и углекислый газ. Хотя он энергетически менее эффективный, чем водород, но вместе с тем более эффективный, чем керосин. При этом природный газ не образует в двигателе нагар, который неминуемо образуется при сгорании керосина. А это открывает возможность для создания двигателей многоразового использования.

Конструкторы предполагают, что на сжиженном природном газе может летать первая ступень ракеты, которая после выполнения своей работы в плановом режиме вернется на космодром. Технология такого полета была отработана в системе «Энергия-Буран » и в принципе не представляет особой сложности.  

Испытания ракетных двигателей, работающих на жидком природном газе, проводились в России и США начиная с 2007 года. Это топливо дешево и широко доступно, резервы его даже на Земле практически неисчерпаемы в обозримом будущем и уж тем более в нашей Солнечной системе. 

Мы уже создали весьма прогрессивные двигатели для полетов в открытом космосе — плазменные и ионные — и вскоре сможем запустить системы с атомной (а, возможно, в будущем — и с термоядерной) энергетической установкой. Но стартовать с Земли все равно придется на ракетах, использующих энергию химических реакций. Они медлительны, но очень мощны. И газовые ракеты могут облегчить этот первый шаг на пути человека в космос. 

Facebook

Twitter

Вконтакте

Одноклассники

Google+

Ракетное топливо: разновидности и состав

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 реактивной тяги в двигателях ракет.

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.

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.

80 лет первому успешному запуску ракеты ГИРД-09 — 17 Августа 2013

80 лет назад, 17 августа 1933 года в 19 часов по московскому времени на полигоне под посёлком Нахабино Красногорского района Московской области была успешно запущена первая в СССР ракета с жидкостным реактивным двигателем. Ракета была разработана в Группе Изучения Реактивного Движения (ГИРД) под руководством её начальника и председателя технического совета Сергея Павловича Королёва по проекту старшего инженера Михаила Клавдиевича Тихонравова:

Михаил Клавдиевич Тихонравов (справа) – конструктор ракеты ГИРД-09 – в гостях у К.Э.Циолковского

(картинка с сайта http://book-online.com.ua/)

Ракета получила название ГИРД-09. Корпус ракеты был сделан из дюраля (сплава на основе алюминия) толщиной 0,5 мм. Внутри корпуса были размещены двигатель и бак. Корпус ракеты был разделён на четыре отсека: парашютный, полезного груза, топливный и хвостовой. Стабилизаторы были из электрона — лёгкого и прочного сплава на основе магния (около 90 %). Длина ракеты – 2,4 м., стартовая масса — 19 кг., достигнутая высота полёта — около 400 м., полёт длился 18 секунд.

Ракета ГИРД-09

(Слева — картинка с сайта http://spacerockethistory. com/, справа — Музей космонавтики и ракетной техники имени В.П.Глушко, г.Санкт-Петербург, Петропавловская крепость, фото автора)

(картинка с сайта http://www.technicamolodezhi.ru/)

(картинка с сайта http://vystavki.rgantd.ru/)

Подготовка ракеты ГИРД-09 к запуску

(картинка с сайта http://vystavki.rgantd.ru/)

Расчётная высота полёта была 5 км., однако на высоте около 400 метров ракета резко завалилась набок и полетела вниз. Произошло это вследствие повреждения во фланцевом соединении камеры сгорания с сопловой частью (прогар). Тем не менее, ракета взлетела и, её, по-сути, неудачный пуск стал первым успехом советских ракетостроителей.

Подобное превращение неудач в успехи впоследствие не раз применялось в космической гонке.

(картинка с сайта http://vystavki.rgantd.ru/)

Двигатель для ракеты ГИРД-09, который так и назывался «двигатель 09», также был разработан в ГИРД М. К.Тихонравовым в конце 1932 года. Он представлял собой камеру из листовой латуни с бронзовой головкой и бронзовым гнездом для сопла. Сопло было изготовлено из стали. В головку ввёртывался пусковой кран, соединённый непосредственно с кислородным баком, изготовленным из дюралевой трубы.

Двигатель 09

(Музей космонавтики и ракетной техники имени В.П.Глушко, г.Санкт-Петербург, Петропавловская крепость. слева — картинка с сайта http://rbase.new-factoria.ru/, справа — фото автора)

Это был не в полной мере жидкостный двигатель (т.е., не оба компонента топлива — горючее и окислитель — были жидкостями). Первая советская ракета на настоящем жидкостном «двигателе 10» — ракета «ГИРД-X» конструкции Ф.А.Цандера (см. ниже) — взлетела на высоту всего около 80 метров примерно через 3 месяца, 25 ноября 1935 г. с того же полигона Нахабино.

Однако, «09» был первым в мире двигателем, работавшим на топливе смешанного агрегатного состояния (т. е., на гибридном топливе). Горючим компонентом этого топлива был сгущённый (отверждённый) бензин (желеобразный раствор канифоли в бензине), а окислителем — жидкий кислород. Весь сгущённый бензин помещался непосредственно в камере сгорания между центральной трубкой (цилиндрической металлической сеткой с крупными отверстиями) и стенками камеры и поджигался обычной авиасвечой. Подача жидкого кислорода осуществлялась давлением его же паров (вытеснительная система). Тем самым, конструкция ракеты упрощалась: не требовалось никаких насосов для подачи компонентов топлива в камеру сгорания; жидкий кислород закипал в баке и вытеснялся в камеру сгорания давлением собственных же паров. Для наблюдения над нарастанием давления на ракете был установлен манометр.

Технические характеристики двигателя 09:

• Тяга: 25-35 кгс., до 53 кгс.
• Давление в камере сгорания: 5-6 атм., до 13 атм.
• Продолжительность работы: до 20 секунд.
• Режим работы: одноразовый.

Интересна история с выбором сгущённого бензина в качестве горючего для ракеты ГИРД-09. Вот что пишет об этом дочь С.П.Королёва Наталия Королёва в книге «Отец» (М., «Наука», 2002 г.):

«…с этим компонентом случилась отдельная история. Старший инженер второй бригады Н.И.Ефремов рассказывал, что после отдыха в Гаграх летом 1932 г. он по заданию отца поехал в Баку для чтения лекций по ракетной технике. По дороге, в поезде, он прочёл в газете заметку о создании в Германии твёрдого спирта, и она навела его на мысль о твёрдом топливе для ракет. В Баку он познакомился с активистом Осоавиахима, сотрудником Азербайджанского нефтяного института Ф.М.Гурвичем, который по его просьбе изготовил и передал Н.И.Ефремову «сгущённый» бензин. Технология производства этого продукта оказалась простой. Бензин смешивали с канифолью и получалась масса типа тавота или солидола. Эту массу при заправке ракеты нужно было нанести на специальную решётку, установленную в камере сгорания. Отец сразу понял преимущество такого горючего и оценил удобство его использования при заправке двигателя ракеты на месте её испытаний. Сработали инженерная интуиция, умение выбрать наивыгоднейший вариант из множества возможных, найти кратчайший путь к достижению цели. Способность интуитивно, раньше других, видеть отличала его и потом, когда он стал Главным конструктором ракетно-космических систем. Но закладывались эти качества в ГИРД — первом коллективе, которым он самостоятельно руководил. Огневые стендовые испытания с применением «сгущённого» бензина, проведённые в декабре 1932 г., в которых отец участвовал вместе с Н.И.Ефремовым и Ю.А.Победоносцевым, подтвердили пригодность и целесообразность его использования».

Выбор сгущённого бензина вместо жидкого был вызван стремлением «…найти кратчайший путь к достижению цели», а по-сути — желанием догнать и опередить тех, кто участвовал в уже начавшейся «ракетной гонке».

Летом 1932 г. и в январе 1933 г. Королёв и его соратники по ГИРДу посетили Ленинградскую Газодинамическую лабораторию (ГДЛ). Начальник отдела ракет на жидком топливе, будущий академик и лидер советского ракетного двигателестроения Валентин Петрович Глушко показал им в работе создаваемые в ГДЛ жидкостные ракетные двигатели и поделился планами применения этих двигателей на ракетах. Но работа этих двигателей была не всегда надёжной. Это было известно и Королёву: заставить работать двигатель на бензине и жидком кислороде не получалось и у ГИРДовцев. Желая как можно быстрее осуществить пуск ракеты, Королёв согласился на предложение Тихонравова решать проблему постепенно: сначала использовать только жидкий кислород, а в качестве горючего применить сгущённый бензин.

Это использование простых, порой менее эффективных и менее надёжных, но быстрее осуществимых решений часто использовалось в последующей ракетно-космической гонке, в соперничестве создателей ракетно-космических систем.

*   *   *

А соперничество уже начиналось.

Ракета ГИРД-09 была не первой в мире ракетой на жидких компонентах топлива, успешно запущенной на тот момент.

За несколько лет до ГИРДовцев, первая в мире ракета с полностью жидкотопливным двигателем была запушена американским инженером и профессором Робертом Годдардом.

Роберт Годдард

(картинка с сайта http://airandspace.si.edu/)

Этот запуск состоялся 16 марта 1926 года в Оберне, штат Массачусетс. Ракета Годдарда под названием «Nell» размером с человеческую руку в течение 2,5 секунд поднялась на высоту 12,5 м. и упала в 56 м. от места старта, развив скорость 100 км/ч. Горючим служил бензин, окислителем – жидкий кислород.

31 мая 1926 года Годдардом была запущена жидкостная ракета со стартовой массой 26 кг., которая достигла высоты 2,2 км.

30 декабря 1930 года Годдард запустил ракету на жидком топливе, имевшую 3,4 м. в длину и вес около 21 кг., которая поднялась на высоту около 600 м. при максимальной скорости свыше 800 км/час.

Максимальный же подъём ракет Годдарда составил около 2,8 км. (март 1937 года).

Роберт Годдард готовит к старту одну из своих ракет

(картинка с сайта http://www.arms-expo.ru/)

Схема ракеты Годдарда

(картинка с сайта http://www.uwgb.edu/)

Профессор Годдард доложил о своих работах на заседании научного общества в конце 1935 года, но американских военных эти работы не заинтересовали.

Не отставала в ракетостроении и Германия.

14 марта 1931 года один из основателей «Немецкого ракетного общества» Иоганн Винклер произвёл запуск первой ракеты на жидкостном двигателе в Европе, которая называлась «HWR-1» («Хюккель-Винклер-ракета») и работала на сжиженных метане и кислороде. Она имела в длину 60 см. и массу примерно 5 кг., из которых на долю топливных компонентов приходилось 1,7 кг. Ракета была похожа на призму, состоявшую из трёх трубчатых баков, частично закрытых алюминиевой обшивкой, которая придавала ракете вид коробчатого воздушного змея:

Иоганн Винклер и его ракета «HWR-1»

(картинка с сайта http://aviatoru. at.ua/)

В одном баке находился сжиженный метан, в другом — жидкий кислород, а в третьем — «инертный газ под давлением» (так Винклер называл сжатый азот). Двигатель представлял собой кусок цельнотянутой стальной трубы без швов длиной 45,7 см., расположенной по оси ракеты.

И хотя ракета не достигла расчётных 500 м., её запуск был признан успешным. Высота подъёма ракеты была 100 м.

В 1932-1933 годах 20-летний энтузиаст ракетной техники Вернер фон Браун, будучи в составе военной ракетной научной группы Вальтера Дорнбергера, начал проектирование полноразмерной ракеты «Агрегат-1» («Aggregat-1»), или «А-1» – предшественницы знаменитой «А-4», более известной, как «Фау-2».

Вернер фон Браун (молодой человек, 2-й справа) и члены немецкого Общества межпланетных сообщений с собственными моделями ракет

(картинка с сайта http://www.droopsnoot.co.uk/)

Вернер фон Браун (справа)

(картинка с сайта http://www. peoples.ru/)

В эти годы на полигоне близ Куммерсдорфа с участием фон Брауна был осуществлён запуск нескольких ракет на высоты 2000-2500 м.

Но и в СССР, помимо ГИРД, были группы, проектировавшие и вплотную подошедшие к созданию самых передовых на тот момент времени ракет.

В течение того же 1933 года в Ленинградской Газодинамической лаборатории (ГДЛ) проектировались экспериментальные ракеты РЛА-1,2,3 (Реактивный Летательный Аппарат) с экспериментальным жидкостным двигателем ОРМ-52 (Опытный Ракетный Мотор), которые предназначались для вертикальных полётов на высоты 2 — 4 км.:

Ракета РЛА-2 с двигателем ОРМ-52

(Музей космонавтики и ракетной техники имени В.П.Глушко, г.Санкт-Петербург, Петропавловская крепость. Фото автора)

Старт ракет РЛА предусматривался с пускового стола без направляющего станка. Длина ракет составляла 1,88 м., диаметр стального корпуса — 195 мм. Бак горючего помещался концентрично внутри бака окислителя.

Двигатель ОРМ-52 был также разработан в ГДЛ Валентином Петровичем Глушко в 1933 году и был гораздо совершеннее двигателя 09, на котором полетела ракета ГИРД-09:

Двигатель ОРМ-52

(Музей космонавтики и ракетной техники имени В.П.Глушко, г.Санкт-Петербург, Петропавловская крепость. Картинка с сайта http://rbase.new-factoria.ru/)

Валентин Петрович Глушко

(картинка с сайта http://www.phenomenonsofhistory.com/)

Форма двигателя ОРМ-52 — цилиндрическая (внутренний диаметр — 120 мм) со сферической головкой. Материал камеры сгорания — сталь. Сопла — конической формы с раскрывом 20°. Диаметр критического сечения — 32 мм. Форсунки – центробежные, с обратными клапанами, 6 шт. Топливом для ОРМ-52 служили керосин (горючее) и азотная кислота (окислитель). Подача топлива осуществлялась сжатым азотом из аккумулятора давления. Зажигание — химическое, пусковым горючим. У камеры сгорания предусматривалось внутреннее охлаждение (регенеративное, кислотой).

Двигатель ОРМ-52 развивал реактивную тягу до 300 кгс. (напомним, у двигателя 09 – тяга не превышала 53 кгс.). Его удельный импульс составлял 210 с. Давление в камере сгорания — до 25 атм. (у двигателя 09 — до 13 атм.). Экземпляр двигателя ОРМ-52 выдержал 29 пусков, проработал 533 секунды и сохранил работоспособность (тогда, как двигатель 09 работал до 20 секунд в одноразовом режиме).

Официальные стендовые испытания двигатель ОРМ-52 прошёл в декабре 1933 года. Использовался для ракет, морских торпед, и (в качестве вспомогательного) для самолётов. В конце 1933 года прошли пневмо-гидравлические стендовые испытания ракет РЛА.

*   *   *

Тем не менее, несмотря на некоторое отставание в ракетной гонке, полёт ракеты ГИРД-09 17 августа 1933 года был прорывом для советских ракетостроителей, который позволил им через несколько лет выйти на ведущие мировые позиции.

Успешному полёту «девятки» был посвящён специальный выпуск стенгазеты ГИРДа «Ракета» от 22 августа:

Вот, что написал в заметке в этом выпуске С.П.Королёв:

«Первая советская ракета на жидком топливе пущена. День 17 августа, несомненно, является знаменательным днём в жизни ГИРДа, и начиная с этого момента советские ракеты должны летать над Союзом Республик.

Коллектив ГИРДа должен приложить все усилия для того, чтобы ещё в этом году были достигнуты расчётные данные ракеты и она была сдана на эксплуатацию в Рабоче-Крестьянскую Красную Армию.

В частности, особое внимание надо обратить на качество работы на полигоне, где, как правило, всегда получается большое количество неувязок, недоделок и прочее.

Необходимо также возможно скорее освоить и выпустить в воздух другие типы ракет, для того чтобы всесторонне научить и в достаточной степени овладеть техникой реактивного дела.

Советские ракеты должны победить пространство!»

В заметке отражена та двойственность ситуации, в которой приходилось работать Королёву практически всё время, пока он занимался ракетостроением.

С одной стороны, главной целью Королёва был выход (человека) в стратосферу и, далее — в Космос. Он, как идейный наследник К.Э.Циолковского, писал, что «…ракеты должны победить [космическое] пространство!».

С другой стороны, из заметки явствует, что ракеты делались для военных целей (для оснащения РККА). Именно военные в лице начальника вооружений РККА, заместителя наркома по военным и морским делам и председателя Реввоенсовета СССР Михаила Николаевича Тухачевского заинтересовались возможностью использования реактивных приборов (ракет) в военных целях и всячески поддерживали, финансировали развитие ракетостроения в СССР.

Это – далеко не единственный случай в истории техники, когда идеи романтиков-энтузиастов используются для военных целей и, тем самым, война, как это не парадоксально, вносит свой существенный вклад в технический прогресс.

В аналогичной двойственной ситуации находился и другой лидер советского ракетостроения — работавший в Ленинградской газодинамической лаборатории В. П.Глушко, а также главный конструктор немецких (позже — американских космических) ракет Вернер фон Браун.

*   *   *

В 1934 году ракета ГИРД-09 была изготовлена небольшой серией (правда, под названием «ГИРД-13») и совершила ряд успешных полётов на высоту до 1500 метров (см. картинку выше).

В последующие годы ракету ГИРД-09(13) сменили более совершенные разработки: ГИРД-Х и ГИРД-07 (РНИИ-07):

Ракеты ГИРД-09 (конструкция М.К.Тихонравова), ГИРД-Х (конструкция Ф.А.Цандера), ГИРД-07 (РНИИ-07) (конструкция М.К.Тихонравова)

(картинка с сайта http://www.spaceavia.ru/)

(картинка с сайта http://www.technicamolodezhi.ru/)

Ракета ГИРД-07 (РНИИ-07) конструкции М.К.Тихонравова, выполненная по схеме «летающее крыло», достигла 16 июля 1935 года рекордной для этого времени высоты 3100 м.

Источники: http://ru.wikipedia.org/, http://ru. znatock.com/, http://znaniya-sila.narod.ru/, http://www.posthunt.net/, http://technicamolodezhi.ru/, http://www.famhist.ru/, http://engine.aviaport.ru/, http://astronaut.ru/, http://coollib.net/, http://www.rg.ru

Обзор двигателей. ЖРД и РДТТ. Почему американцы дерутся между собой за российские двигатели? — Космос

На сегодняшний день ракеты различных классов стали одним из основных вооружений самых различных классов, включая собственный род войск – ракетные войска стратегического назначения, и единственным способом вывода полезной нагрузки и человечества в космическое пространство. Одним из наиболее сложных элементов ракет был и остается ракетный двигатель. Появившись более двух тысяч лет назад, ракеты и двигатели, к сегодняшнему дню, эволюционировали, достигнув совершенства, а касательно двигателей, можно сказать, что и теоретического предела.

Жидкостный ракетный двигатель РД-0124

 Исторически, первые ракеты использовали простейший пороховой двигатель. В современной терминологии – ракетный двигатель на твёрдом топливе (РДТТ). В течение своего развития такие двигатели получили новые топлива, корпуса из новых материалов, управляемые сопла различных конфигураций, сохранив при этом простоту конструкции и высокую надежность, что предопределило широкое применение этого типа двигателей в технике военного назначения. Основное же достоинство таких двигателей – это постоянная готовность к применению и минимизация операций и времени предстартовой подготовки. При этом, приходится мириться с такими недостатками РДТТ, как сложность организации выключения двигателя, многократность включения и управление тягой.

 Основные параметры РДТТ определяются применяемым в нем топливом, возможностью управления вектором тяги, а также конструкцией корпуса. Также, стоит заметить, что рассмотрение твердотопливных двигателей в отрыве от ракет бессмысленно, потому как камера сгорания двигателя, является одновременно и топливным баком и включена в конструкцию ракеты.

 Если говорить о сравнении РДТТ отечественных и западных, то тут стоит отметить, что на западе применяются твердые смесевые топлива с более высокой энергетикой, что позволяет создавать двигатели с большим удельным импульсом. В частности, повышается отношение максимальной развиваемой двигателем к массе топлива. Это позволяет снизить стартовые массы ракет. Особенно это заметно при рассмотрении характеристик баллистических ракет.

Первые боевые МБР с РДТТ появились в США в 60-х годах («Поларис» и «Минитмэн»), в СССР же только в 80-х («Тополь» и Р-39).

Поскольку, в таких ракетах основную стартовую массу составляет запас топлива, то сравнивая их и дальности пуска можно судить о эффективности примененных РДТТ.

 Для современной американской МБР «Минитмэн-3» стартовая масса и дальность пуска составляют 35400 кг и 11000-13000 км. Для Российской ракеты РС-24 «Ярс» – 46500 – 47200 кг и 11000 км. При забрасываемой массе для обеих ракет в районе 1200 кг, явное преимущество по силовой установке имеет американская ракета. Также, в более лёгких классах РДТТ, включая авиационные ракеты, американцы чаще применяют управление вектором тяги используя отклоняемое сопло. У нас же – это интерцепторы в газовой струе. Последние, снижают КПД двигателя на 5%, отклоняемое сопло – на 2-3%.

 С другой стороны, российскими химиками разработана сухая смесь для РДТТ, остатки которой могут быть подорваны. Двигатель с таким топливом применен в ПЗРК «Игла-С», где этот эффект используется для усиления воздействия БЧ. При этом, её американский аналог “Stinger” за счет быстрейшего выгорания топлива развивает большую скорость на активном участке полёта, длительность которого значительно меньше.

 Еще одно военное применение РДТТ – в качестве двигателей мягкой посадки на десантируемых платформах. В настоящее время только в России продолжают развиваться десантируемые платформы, обеспечивающие выброску бронетехники с экипажами. Одной из особенностей таких систем является применение тормозных РДТТ. Технология эта позаимствована из космической отрасли, где подобные двигатели применяются для мягкой посадки спускаемых аппаратов.

В мирном космосе РДТТ получили распространение в качестве силовых установок верхних ступеней ракетоносителей и стартовых ускорителей, разгонных блоков космических аппаратов, а также двигателях мягкой посадки. На сегодняшний день одни из мощнейших РДТТ стартовых ускорителей созданы для европейского РН «Ариан».

Также, на западе РДТТ получили распространение в качестве силовых установок РН лёгкого класса, таких как европейская «Вега».

 У России сохраняется приоритет в строительстве спускаемых космических аппаратов, оснащенных РДТТ мягкой посадки. На сегодняшний день, спускаемый аппарат корабля «Союз».

 РДТТ применяются и для спасения экипажей космических кораблей до старта. Катапультные кресла в авиации, также. Снабжаются РДТТ, и лучшим на сегодняшний день во всем мире признан российский комплекс спасения с креслом К-36.

 А вот на разгонных блоках космических аппаратов РДТТ применяются только в США и Европе. Применение же РДТТ в верхних ступенях ракетоносителей гражданского назначения в России характерно для конверсионных РН, созданных на базе МБР.

 Стоит, также указать, что NASA отработала технологию многоразовых ТРДД, которые после выгорания топлива можно было заправить и использовать повторно. Речь идёт о стартовых ускорителях космического челнока, и, хотя, эта возможность никогда не использовалась, само её существование говорит о богатом накопленном опыте конструирования и эксплуатации мощных ТРДД. Отставание России в области создания РДТТ большой тяги для космических аппаратов, причиной чего, в основном, является отсутствие наработок в области высокоэнергетического твердого топлива, вызвано историческим упором на ЖРД, как более мощные и обеспечивающие большую топливную эффективность. Так, до сих пор для отечественных твердых и смесевых топлив срок гарантийного хранения составляет 10-15 лет, в то время как в США достигнуты сроки хранения ракет с РДТТ в 15-25 лет. В области же микро- и мини- РДТТ для применения в системах различного военного и гражданского назначения Россия вполне может конкурировать с мировыми образцами, а в некоторых сферах применения обладает уникальными технологиями.

 В части же технологий изготовления корпусов, на сегодняшний момент, нельзя выделить чьего-либо однозначного приоритета. Различные методы применяются в зависимости от того, с какой ракетой предстоит увязывать создаваемый РДТТ. Стоит, только указать на то, что в связи с большей энергетикой американских смесевых топлив, корпуса двигателей рассчитаны на более высокую температуру горения.

 Появившиеся гораздо позже, жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) за более короткий срок своего существования достигли максимально возможного технического совершенства. Возможность многократного включения и плавного регулирования тяги определили применение таких двигателей в космических ракетоносителях и аппаратах. Значительные наработки в области создания двигателей для боевых комплексов были достигнуты в СССР. В частности, ракеты с ЖРД до сих пор стоят на дежурстве в составе РВСН, не смотря на присущие данному типу недостатки. К недостаткам относится, прежде всего, сложность хранения и эксплуатации заправленной ракеты, сложность самой заправки. Тем не менее, советским инженерам удалось создать технологии ампулирования топливных баков, обеспечивающие сохранение высококипящих компонентов топлива в них сроком до 25 лет, в результате чего были созданы самые мощные МБР в мире. Сегодня же, по мере вывода их с боевого дежурства эти МБР применяются для запуска в космическое пространство полезной нагрузки, в том числе, и мирного назначения. По этому рассмотрим их вместе с другими гражданскими РН.

 Современные ЖРД можно разделить на несколько классов по различным критериям. Среди них – способ подачи топлива в камеру сгорания (турбонасосный закрытого и открытого типа, вытеснительный), количество камер сгорания двигателя (одно- и многокамерные), и самое главное, компоненты топлива.

 Следует сказать, что выбор топлива для двигателя есть вводная для создания двигателя, так как в большей степени тип топлива и окислителя определяется конструкцией и параметрами ракеты.

 Так как большинство современных ракет с ЖРД применяются исключительно для выведения космических аппаратов, есть возможность проведения длительных предстартовых подготовок. Это дает возможность использовать в них низкокипящие компоненты топлива – то есть такие, температура кипения которых значительно ниже нуля. К таковым относится, в первую очередь, используемый в качестве окислителя жидкий кислород и, в качестве топлива, жидкий водород. Самым мощным кислород-водородным двигателем остается американский двигатель RS-25, созданный по программе многоразового транспортного космического корабля. То есть, кроме того, что это самый мощный двигатель на указанных компонентах топлива, его ресурс составляет 55 полётных циклов (с обязательной переборкой после каждого полёта). Двигатель построен по схеме с дожиганием генераторного газа (закрытого цикла). Тяга данного ЖРД составляла 222 тонн-силы в вакууме и 184 на уровне моря.

 Его аналогом в СССР был двигатель для второй ступени РН «Энергия» – РД-0120, но с несколько худшими параметрами, не смотря на большее давление газа в камере сгорания (216 атмосфер против 192), при этом масса его была выше, а тяга меньше.

 Современные же кислород-водородные двигатели, такие как «Вулкан» европейского РН «Ариан» созданы с использованием открытого цикла газогенератора (сброс газогенераторного газа), и в результате этого, обладает худшими параметрами.

 Другая топливная пара – низкокипящий кислород в качестве окислителя и высококипящий керосин, применяются в самом мощном ЖРД РД-170. Построенный по четырехкамерной схеме (один турбонасосный агрегат обеспечивает подачу топлива в 4 камеры сгорания), с закрытым циклом, двигатель обеспечивает тягу в 806 тонн-сил в вакууме, при этом рассчитан на 10 полётных циклов. Двигатель создавался для первой ступени РН «Энергия» (стартовые ускорители). Сегодня его вариант РД-171, обеспечивающий газодинамическое управление по всем трём осям (РД-170 только по двум) используется на РН «Зенит», являющийся, по-сути, самостоятельным стартовым ускорителем от РН «Энергия». Масштабирование двигателя позволило создать двухкамерный РД-180 и однокамерный РД-191, для американской РН Атлас и российской Ангара соответственно.

Наиболее мощным РН на сегодняшний день, является российский «Протон-М», оснащенный ЖРД на высококипящих компонентах РД-275 (первая ступень), и РД-0210 (вторая ступень). Применение высококипящих компонентов, указывает, на, отчасти, военное прошлое данного РН.

 РД-275 выполнен по однокамерной схеме, закрытого цикла. Компоненты топлива – гептил и окислитель – N2O4, являются высокотоксичными. Тяга в пустоте – 187 тонн. По всей видимости, это вершина развития ЖРД на высококипящих компонентах, потому как на перспективных космических РН буду применятся нетоксичные кислород-керосиновые или кислород-водородные двигатели, а на боевых БР, включая МБР применяются РДТТ.

 Местом, где сохраняется возможность и перспективы применения ЖРД на токсичных компонентах является открытый космос. То есть применение таких ЖРД возможно на разгонных блоках. Так, на российском РБ «Бриз-М» установлен двигатель С5.98М, работающий на тех же компонентах, что и РД-275.

 В целом, стоит отметить, что на сегодняшний день российские ЖРД лидируют на мировом рынке как по количеству выведенной нагрузке, так и по распространению на РН различных государств.

При этом продолжаются работы по созданию новых типов двигателей, таких как трехкомпонентные ЖРД, обеспечивающие универсальность применения в атмосфере и за её пределами. Поскольку созданные двигатели достигли предела технического совершенства превзойти их будет очень сложно, а с учетом необходимых на это финансовых затрат – и вовсе бессмысленно. Таким образом, у нас есть лучшая в мире конструкторская школа в этой области, вопрос только в достаточном финансировании, для ее сохранения и развития.

Худзицкий Михаил, инженер-конструктор систем наведения

Проектирование, создание и испытание ракетных двигателей на жидком топливе «Научные эксперименты :: WonderHowTo

Move over NASA — SpaceX берет верх.

Ну, не совсем. Но сегодня компания , финансируемая из частных источников, превзошла все ожидания, когда их капсула Dragon упала на мягкую посадку в Тихом океане, завершив, несомненно, успешный демонстрационный полет из почти двух полных полетов вокруг Земли. Это было первое возвращение коммерческого космического корабля в атмосферу, приближающее коммерческий космический транспорт к реальности.

Космический корабль «Дракон» был запущен сегодня утром с мыса Канаверал с помощью ракеты Falcon 9 .

В заявлении SpaceX говорится:

SpaceX запустила свой космический корабль Dragon на низкую околоземную орбиту на ракете Falcon 9 в 10:43 по восточному поясному времени со стартового комплекса 40 на базе ВВС на мысе Канаверал.

Космический корабль «Дракон» облетел Землю со скоростью более 17 000 миль в час, повторно вошел в атмосферу Земли и приземлился в Тихом океане вскоре после 14:00 EST.

Это первый случай, когда коммерческая компания успешно восстановила космический корабль, возвращающийся с низкой околоземной орбиты. Это подвиг, совершенный всего шестью странами или государственными учреждениями: США, Россией, Китаем, Японией, Индией и Европейским космическим агентством .

Это также первый полет в рамках программы НАСА COTS по развитию коммерческих услуг по снабжению Международной космической станции. После того, как космический шаттл уйдет в отставку, SpaceX выполнит не менее 12 миссий по доставке грузов на Международную космическую станцию ​​и обратно в рамках контракта на коммерческое снабжение НАСА.Ракета Falcon 9 и космический корабль Dragon были спроектированы для перевозки астронавтов за один день; Обе миссии COTS и CRS дадут ценный полетный опыт для достижения этой цели.

Среди участников:

• Илон Маск, генеральный директор и технический директор SpaceX (через спутник из Центра управления полетами в Хоторне, Калифорния)
• Гвинн Шотвелл, президент SpaceX
• Алан Линденмойер, коммерческая команда НАСА и Cargo Program Manager

Если хотите, загрузите PDF официального пресс-кита от SpaceX .

Теперь, если Илон Маск (соучредитель PayPal ) может это сделать, вы тоже сможете. Но вы можете начать немного меньше, с базовой ракетной техники . Может быть, небольшой ракетный двигатель на жидком топливе …

ПРОЕКТИРОВАНИЕ, СОЗДАНИЕ и ИСПЫТАНИЕ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ НА МАЛЕНЬКОМ ЖИДКОТОПЛИВНОМ ТОПЛИВЕ

Это старое, но полезное для всех, кто интересуется ракетной техникой и космическими полетами. Это обширное практическое руководство от Leroy J. Krzycki из ROCKETLAB уже давно распродано, и к нему можно получить доступ онлайн с нескольких веб-сайтов ( или по ссылкам на главы ниже ):

Вы также можете загрузите полную версию « КАК РАЗРАБОТАТЬ, СОЗДАТЬ и ИСПЫТАТЬ МАЛЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ НА ЖИДКОТОПЛИВОМНОМ ТОПЛИВЕ » 1967 года в виде файла PDF или tarball.Вот пара ссылок, по которым вы можете их получить:

ПРЕДИСЛОВИЕ:

Ракетный двигатель — это относительно простое устройство, в котором топливо сжигается, а образующиеся газы под высоким давлением расширяются через сопло особой формы для создания тяги. . Баки с газом под давлением и простые средства управления потоком топлива делают работу небольшого жидкотопливного ракетного двигателя примерно такой же простой, как управление автомобильным двигателем. Почему же тогда так много любительских ракетных двигателей выходят из строя или вызывают травмы? Причина, как правило, проста в том, что любитель не привык к приборам высокого давления, работающим вблизи температурных пределов материала.Вместо этого его обычная повседневная жизнь наполнена устройствами и гаджетами, работающими при низком давлении и низком уровне тепловой энергии. При правильной конструкции, тщательном изготовлении и хорошем испытательном оборудовании, эксплуатируемом безопасным образом, любитель может построить небольшие ракетные двигатели на жидком топливе, которые будут иметь часы безопасной эксплуатации.

Целью данной публикации является предоставление серьезному строителю-любителю информации о конструкции, процедурах изготовления, требованиях к испытательному оборудованию и процедурах безопасной эксплуатации малых жидкотопливных ракетных двигателей.

СОДЕРЖАНИЕ

1. Введение

2. Выбор и свойства топлива

3. Расчетные уравнения
1. Сопло
2. Камера сгорания
3. Толщина стенки камеры
4. Двигатель Охлаждение
5. Теплообмен
6. Материалы
7. Форсунки

4. Пример расчета конструкции
1. Конструкция

5.Изготовление

6. Испытательное оборудование
1. Система подачи
2. Компоненты системы подачи

7. Испытательный стенд

8. Безопасность

Безопасность

. Проверка и калибровка двигателя

10. Зажигание и работа

11. Закон

12. Библиография

13. Список поставщиков

14. Коэффициенты пересчета

Авторские права Лероя Дж. Кшицки, 1967,
Напечатано в Соединенных Штатах Америки
Первое издание: март 1967 г. Печать: март 1971 г.
Первое издание WWW: июнь 1996 г.
SBN 9600-1980-4

Хотите освоить Microsoft Excel и вывести свои перспективы работы на дому на новый уровень? Начните свою карьеру с нашего пакета обучения Microsoft Excel Premium A-to-Z из нового магазина гаджетов и получите пожизненный доступ к более чем 40 часам инструкций от базового до расширенного по функциям, формулам, инструментам и многому другому.

Купить сейчас (97% скидка)>

Другие выгодные предложения, которые стоит проверить:

Основы космических полетов: ракетное топливо

Топливо представляет собой химическую смесь, сжигаемую для создания тяги в ракетах, и состоит из топлива и окислителя. Топливо — это вещество, которое горит в сочетании с кислородом, выделяющим газ для движения.Окислитель — это агент, который выделяет кислород для комбинации с топливом. Отношение окислителя к топливу называется соотношением смеси . Топливо классифицируется по своему состоянию — жидкое, твердое или гибридное.

Калибр эффективности ракетного топлива — удельный импульс , выраженный в секундах. Удельный импульс показывает, сколько фунтов (или килограммов) тяги получается при потреблении одного фунта (или килограмма) топлива за одну секунду.Удельный импульс характерен для типа топлива, однако его точное значение будет в некоторой степени варьироваться в зависимости от условий эксплуатации и конструкции ракетного двигателя.

Жидкое топливо

В ракете на жидком топливе топливо и окислитель хранятся в отдельных баках и через систему трубопроводов, клапанов и турбонасосов поступают в камеру сгорания, где они объединяются и сжигаются для создания тяги. Жидкостные ракетные двигатели более сложны, чем их твердотопливные аналоги, однако они обладают рядом преимуществ.Управляя потоком топлива в камеру сгорания, двигатель можно дросселировать, останавливать или перезапускать.

Хорошее жидкое топливо — это топливо с высоким удельным импульсом или, иначе говоря, с высокой скоростью выброса выхлопных газов. Это подразумевает высокую температуру сгорания и выхлопные газы с малой молекулярной массой. Однако есть еще один важный фактор, который необходимо учитывать: плотность топлива. Использование ракетного топлива низкой плотности означает, что потребуются резервуары для хранения большего размера, что увеличит массу ракеты-носителя.Температура хранения также важна. Ракетное топливо с низкой температурой хранения, то есть криогенное топливо, потребует теплоизоляции, что приведет к дальнейшему увеличению массы пусковой установки. Также важна токсичность пропеллента. Угроза безопасности существует при обращении, транспортировке и хранении высокотоксичных соединений. Кроме того, некоторые горючие вещества очень едкие; однако материалы, устойчивые к определенным порохам, были определены для использования в ракетостроении.

Жидкое топливо, используемое в ракетной технике, можно разделить на три типа: нефть, криогены и гиперголы.

Нефть топливо — это топливо, полученное из сырой нефти и представляющее собой смесь сложных углеводородов, то есть органических соединений, содержащих только углерод и водород. Нефть, используемая в качестве ракетного топлива, представляет собой керосин высокой степени очистки, который в США называется RP-1. Нефтяное топливо обычно используется в сочетании с жидким кислородом в качестве окислителя. Керосин дает удельный импульс значительно меньше, чем криогенное топливо, но, как правило, лучше, чем гиперголическое топливо.

Спецификации для РП-1 были впервые выпущены в США в 1957 году, когда была признана потребность в чистом сгорающем нефтяном ракетном топливе. Предыдущие эксперименты с реактивным топливом приводили к образованию смолистых остатков в охлаждающих каналах двигателя и чрезмерного количества сажи, кокса и других отложений в газогенераторе. Даже с новыми техническими условиями двигатели, работающие на керосине, по-прежнему производят достаточно остатков, поэтому срок их службы ограничен.

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.

Криогенное топливо — это 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 их трудно хранить в течение длительного периода времени. По этой причине они менее желательны для использования в военных ракетах, которые нужно держать готовыми к запуску в течение нескольких месяцев. Кроме того, жидкий водород имеет очень низкую плотность (0,071 г / мл) и, следовательно, для его хранения требуется во много раз больший объем, чем для других видов топлива. Несмотря на эти недостатки, высокая эффективность жидкого кислорода / жидкого водорода делает эти проблемы достойными решения, когда время реакции и сохраняемость не слишком критичны.Жидкий водород дает 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, первую в США ракету LOX / LH ₂ (1962 г.).

Еще одно криогенное топливо с желаемыми свойствами для космических силовых установок — жидкий метан (-162 ^o C).При сжигании жидким кислородом метан имеет более высокие характеристики, чем современные хранимые пропелленты, но без увеличения объема, характерного для систем LOX / LH ₂ , что приводит к общей более низкой массе транспортного средства по сравнению с обычными гиперголическими ракетными топливами. LOX / метан также является экологически чистым и нетоксичным. В будущих миссиях на Марс, вероятно, будет использоваться метановое топливо, потому что его можно частично производить из ресурсов Марса на месте. LOX / метан не имеет истории полетов и очень ограничен в истории наземных испытаний.

Двигатели, работающие на жидком фторе (-188 ^o C), также были разработаны и успешно запущены. Фтор не только чрезвычайно токсичен; это суперокислитель, который обычно бурно реагирует почти со всем, кроме азота, более легких благородных газов и веществ, которые уже были фторированы. 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 от него отказались большинство космических держав.

Некоторые фторсодержащие соединения, такие как пентафторид хлора, также рассматривались для использования в качестве «окислителя» в исследованиях дальнего космоса.

Пропелленты Hypergolic представляют собой топливо и окислители, которые самовоспламеняются 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 обычных температурах, они не создают проблем с хранением криогенного топлива. Гиперголы очень токсичны, и с ними нужно обращаться с особой осторожностью.

Гиперголическое топливо обычно включает гидразин, монометилгидразин (MMH) и несимметричный диметилгидразин (UDMH). Гидразин обладает лучшими характеристиками в качестве ракетного топлива, но он имеет высокую температуру замерзания и слишком нестабилен для использования в качестве охлаждающей жидкости. MMH более стабилен и дает наилучшие характеристики, когда возникает проблема с температурой замерзания, например, в двигателях космических аппаратов.UDMH имеет самую низкую точку замерзания и достаточную термическую стабильность для использования в больших двигателях с регенеративным охлаждением. Следовательно, UDMH часто используется в ракетах-носителях, хотя он наименее эффективен из производных гидразина. Также обычно используются смешанные топлива, такие как Аэрозин 50 (или «50-50»), который представляет собой смесь 50% НДМГ и 50% гидразина. Aerozine 50 почти так же стабилен, как UDMH, 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 ингибированной дымящей красным азотом (IRFNA), который состоит из HNO ₃ + 14% N ₂ O ₄ + 1,5- 2,5% H ₂ O + 0,6% HF (добавлен в качестве ингибитора коррозии). Четырехокись азота менее агрессивна, чем азотная кислота, и обеспечивает лучшую производительность, но имеет более высокую температуру замерзания. Следовательно, четырехокись азота обычно является предпочтительным окислителем, когда точка замерзания не является проблемой, однако температуру замерзания можно снизить при введении оксида азота. Образующийся окислитель называется смешанными оксидами азота (МОН). Число, включенное в описание, например MON-3 или MON-25 указывает процентное содержание оксида азота по массе. В то время как чистый четырехокись азота имеет точку замерзания около -9 ^o ° C, точка замерзания MON-3 составляет -15 ^° ° C, а температура замерзания MON-25 составляет -55 ^° ° C.

Военные спецификации США для IRFNA были впервые опубликованы в 1954 году, а в 1955 году — 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 армии США (1972-91).

Гидразин также часто используется в качестве монотоплива в двигателях каталитического разложения . В этих двигателях жидкое топливо разлагается на горячий газ в присутствии катализатора. При разложении гидразина возникают температуры до 1100 ^o ° C (2000 ^o F) и удельный импульс продолжительностью около 230 или 240 секунд.Гидразин разлагается либо на водород и азот, либо на аммиак и азот.

Также использовались другие топлива , некоторые из которых заслуживают упоминания:

Спирты обычно использовались в качестве топлива в первые годы ракетостроения. Немецкая ракета Фау-2, а также американская ракета Редстоун сжигали LOX и этиловый спирт (этанол), разбавленный водой для снижения температуры камеры сгорания. Однако, как более эффективное топливо было разработано, спирты вышли из употребления.

Перекись водорода когда-то привлекала большое внимание как окислитель и использовалась в британской ракете «Черная стрела». В высоких концентрациях перекись водорода называется перекисью высоких концентраций (HTP). По своим характеристикам и плотности HTP близок к азотной кислоте, он гораздо менее токсичен и вызывает коррозию; однако у него плохая температура замерзания и он нестабилен. Хотя ПВТ никогда не применялся в качестве окислителя в больших двухкомпонентных топливах, он нашел широкое применение в качестве монотоплива.В присутствии катализатора HTP разлагается на кислород и перегретый пар и вырабатывает удельный импульс длительностью около 150 с.

Закись азота использовалась и как окислитель, и как одноразовое топливо. Он является предпочтительным окислителем для многих конструкций гибридных ракет и часто используется в любительской ракетной технике большой мощности. В присутствии катализатора закись азота будет экзотермически разлагаться на азот и кислород и производить удельный импульс около 170 с.

Твердое топливо

Твердотопливные двигатели — самые простые из всех ракетных конструкций.Они состоят из корпуса, обычно стального, заполненного смесью твердых компонентов (топлива и окислителя), которые сгорают с большой скоростью, выбрасывая горячие газы из сопла для создания тяги. При воспламенении твердое топливо горит от центра к краям кожуха. Форма центрального канала определяет скорость и характер горения, таким образом обеспечивая средства для контроля тяги. В отличие от жидкостных двигателей, твердотопливные двигатели не отключаются. После воспламенения они будут гореть до тех пор, пока не будет израсходовано все топливо.

Существует два семейства твердого топлива: гомогенное и составное. Оба типа плотны, стабильны при обычных температурах и легко хранятся.

Гомогенные порохы бывают либо простыми, либо двойными. Простое базовое топливо состоит из одного соединения, обычно нитроцеллюлозы, которое обладает как способностью к окислению, так и способностью к восстановлению. Пропелленты на двойной основе обычно состоят из нитроцеллюлозы и нитроглицерина, к которым добавлен пластификатор.Однородные порохы обычно не имеют удельных импульсов более 210 секунд при нормальных условиях. Их главным преимуществом является то, что они не производят отслеживаемых паров и поэтому обычно используются в тактическом оружии. Они также часто используются для выполнения вспомогательных функций, таких как удаление отработанных деталей или отделение одной ступени от другой.

Современные композиционные топлива — это гетерогенные порошки (смеси), в которых в качестве окислителя используется кристаллизованная или мелкоизмельченная минеральная соль, часто перхлорат аммония, который составляет от 60% до 90% массы ракетного топлива.Само топливо обычно алюминиевое. Пропеллент удерживается вместе полимерным связующим, обычно полиуретаном или полибутадиенами, которое также используется в качестве топлива. Иногда включаются дополнительные соединения, такие как катализатор для увеличения скорости горения или другие агенты, облегчающие производство порошка. Конечный продукт представляет собой резиноподобное вещество с консистенцией ластика из твердой резины.

Композитные топлива часто идентифицируются по типу используемого полимерного связующего.Двумя наиболее распространенными связующими являются акрилонитрил полибутадиенакриловой кислоты (PBAN) и полибутадиен с концевыми гидроксильными группами (HTPB). Составы PBAN дают немного 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 приводят к получению пропеллентов с отличными эксплуатационными характеристиками, хорошими механическими свойствами и потенциально долгим временем горения.

Твердотопливные двигатели имеют множество применений. Мелкие 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 инерциальный верхний каскад (IUS), обеспечивают дополнительный импульс для вывода спутников на геостационарные орбиты или планетарные траектории.

Ракеты-носители «Титан», «Дельта» и «Спейс шаттл» используют прикрепляемые твердотопливные ракеты для обеспечения дополнительной тяги при взлете. Space Shuttle использует самые большие твердотопливные ракетные двигатели из когда-либо построенных и запущенных. Каждый ускоритель содержит 500 000 кг (1 100 000 фунтов) топлива и может производить тягу до 14 680 000 Ньютонов (3 300 000 фунтов).

Гибридные топлива

Гибридные топливные двигатели представляют собой промежуточную группу между твердотопливными и жидкостными двигателями. Одно из веществ твердое, обычно топливо, а другое, обычно окислитель, жидкое. Жидкость впрыскивается в твердое тело, топливный резервуар которого также служит камерой сгорания.Основное преимущество таких двигателей заключается в том, что они имеют высокие характеристики, аналогичные характеристикам твердого топлива, но сгорание можно замедлить, остановить или даже возобновить. Эту концепцию трудно использовать для различных больших тяг, поэтому гибридные топливные двигатели строятся редко.

Гибридный двигатель, использующий закись азота в качестве жидкого окислителя и резину HTPB в качестве твердого топлива, приводил в действие автомобиль SpaceShipOne , который выиграл премию Ansari X-Prize.

1919 мл 117,49 240 ^o C
902 9020 мл
19

СВОЙСТВА ДВИГАТЕЛЕЙ РАКЕТКИ
Соединение	Химическое вещество Формула	Молекулярный Вес	Плотность	Точка кипения 9026	32.00	1,14 г / мл	-218,8 o C	-183,0 o C
Жидкий фтор	F 2	38,00	-2902					C	-188,1 o C
Тетроксид азота	N 2 O 4	92,01	1,45 г / мл	-9,3 2	-9,3 2 902 902
Азотная кислота	HNO 3	63.01	1,55 г / мл	-41,6 o C	83 o C
Перекись водорода	H 2 O 2	34,02	— 1,44202	0,4 o C	150,2 o C
Закись азота	N 2 O	44,01	1,22 г / мл	-90,8 o C-
Пентафторид хлора	ClF 5	130. 45	1,9 г / мл	-103 o C	-13,1 o C
Перхлорат аммония	NH 4 ClO 4	N / A
Жидкий водород	H 2	2,016	0,071 г / мл	-259,3 o C	— ,9 902	Жидкий метан	CH 4	16.04	0,423 г / мл	-182,5 o C	-161,6 o C
Спирт этиловый	C 2 H 5 OH	-114,1 o C	78,2 o C
н-додекан (керосин)	C 12 H 26	170,34	0,7202 902 г / мл C	216,3 o C
RP-1	C n H 1. 953n	≈175	0,820 г / мл	НЕТ	177-274 o C
Гидразин	N 2 H 4	1,4 o C	113,5 o C
Метилгидразин	CH 3 NHNH 2	46,07	0,866 87,5 C / мл ,4	o C
Диметилгидразин	(CH 3 ) 2 NNH 2	60.10	0,791 г / мл	-58 o C	63,9 o C
Алюминий	Al	26,98	2,70 г / мл	o	6602,4 2 o C
Полибутадиен	(C 4 H 6 ) n	≈3000	≈0,93 г / мл	N / A		902 902 НОТЫ: По химическому составу керосин представляет собой смесь углеводородов; химический состав зависит от его источника, но обычно он состоит из примерно десяти различных углеводородов, каждый из которых содержит от 10 до 16 атомов углерода на молекулу; компоненты включают н-додекан, алкилбензолы и нафталин и его производные. Керосин обычно представляет собой одно соединение н-додекан. RP-1 — это особый тип керосина, на который распространяется военная спецификация MIL-R-25576. В России аналогичные технические условия были разработаны по техническим условиям Т-1 и РГ-1. Тетроксид азота и азотная кислота являются гиперголичными по отношению к гидразину, MMH и UDMH. Кислород не является гиперголичным с любым обычно используемым топливом. Перхлорат аммония разлагается, а не плавится при температуре около 240 o C.

902 902 902 902 902 902 902 902 902 902 902 902 902 902 902 902 902 902 902 902 902 Керосин 902 902 902 ММН 902.15 902 FLOX- 902 902 902 902 902 902 902 902 902 902 902

902 902 902 902 902

902 902 902 902 902 902 902 902 902 902 902 902 902 902 902 902 902 902 НОТЫ:

Удельные импульсы являются теоретическим максимумом при 100% КПД; реальная производительность будет меньше.

Все соотношения смесей оптимальны для указанных рабочих давлений, если не указано иное.

LO ₂ / LH ₂ и LF ₂ / LH ₂ соотношения смесей выше оптимального для улучшения импульса плотности.

FLOX-70 представляет собой смесь 70% жидкого фтора и 30% жидкого кислорода.

Где указан керосин, расчеты основаны на н-додекане.

Состав твердого топлива (а): 68% AP + 18% Al + 14% HTPB.

Состав твердого топлива (b): 70% AP + 16% Al + 12% PBAN + 2% эпоксидный отвердитель.

РАБОЧИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ РАКЕТЫ
Давление в камере сгорания, P c = 68 атм (1000 фунтов / кв. Дюйм) … Давление на выходе из сопла, P e = 1 атм
Окислитель	Топливо	Hypergolic	Соотношение смеси	Удельный импульс (с, на уровне моря)	Импульс плотности (кг-с / л, SL)
Жидкий кислород	Водород жидкий	Нет	5. 00	381	124
	Жидкий метан	Нет	2,77	299	235
	Этанол + 25% воды	Нет	Нет	2,29	289	294
	Гидразин	Нет	0,74	303	321
	300	298
	НДМГ	Нет	1,38	297	286
	50-50	Нет	1,06	1,06	Жидкий водород	Да	6,00	400	155
	Гидразин	Да	1,82	338	432
Керосин	Есть	3. 80	320	385
Тетроксид азота	Керосин	Нет	3,53	267	330
	Гидразин	Да	1,08	286	342
	UDMH	Да	2,10	277	316
	50-50	Да	1.59	280	326
	Газообразная азотная кислота с красным дымом (14% N 2 O 4 )	Керосин	Нет	4,42	256	335
Гидразин		Да	1,28	276	341
UDMH		Есть	2. 60	266	321
50-50		Да	1,94	270	329
Перекись водорода (концентрация 85%)		Керосин	Нет	7,84	258	324
	Гидразин	Да	2,15	269	328
Закись азота	HTPB (цельный)	Нет	6.48	248	290
Пентафторид хлора	Гидразин	Есть	2,12	297	439
Перхлорат аммония (твердый)	Алюминий + HTPB (a)	Нет	2,12	277	474
	Алюминий + PBAN (b)	Нет	2,33	277	473 902	277	476

3ne J-2

ВЫБРАННЫЕ РАКЕТЫ И ИХ ДВИГАТЕЛЬ
Ракета	Stage	Двигатели	Топливо	Specific Impulse
Atlas19 / Centa 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 вакуум
Titan II (1964)	1 2	Aerojet LR-87-AJ-5 (x2) Aerojet LR-91-AJ-5	NTO / Aerozine 50 NTO 50	259s sl / 285s vac 312s вакуум
Saturn V (1967)	1 2 3	Rocketdyne F-1 (x5) Rocketdyne J-2 (x5)	LOX / RP-1 LOX / Lh3 LOX / Lh3	265s sl / 304s Vac 424s вакуум 424s вакуум
Space Shuttle (1981)	0 1 OMS RCS	Thiokol SRB (x2) Rocketdyne SSME (x3) Aerojet OMS (x2) Kaiser Marquardt R-40 и R-1E	PBAN Solid LOX / Lh3 NTO / MMH NTO / MMH	242s sl / 263s Vac Vac 313s вакуум 280s вакуум
Delta II (1989)	0 1 2	Castor 4A (x9) Rocketdyne RS-27 Aerojet AJ10-118K	HTPB / Solid 9011 NTO / Aerozine 50	238s sl / 266s vac 264s sl / 295s vac 320s вакуум

---

Составлено, отредактировано и частично написано Робертом А. Брауниг, 1996, 2005, 2006, 2008.
Библиография

Ракеты на твердом и жидком топливе

Твердое топливо горит горячим, но все может быть и горячее, а также оно имеет тенденцию производить много относительно крупных частиц (вот почему они выделяют так много дыма при сжигании). Одно из решений — использовать жидкое топливо и порох. Жидкий водород при горении жидким кислородом горит при температуре около 3000 К, а продуктами горения являются отдельные молекулы воды.Жидкий водород, однако, имеет низкую плотность и поэтому требует больших резервуаров для его хранения, по этой причине керосин (авиационное топливо), сжигаемый в жидком кислороде, часто используется для пусковых установок, которые все еще находятся на низком уровне в атмосфере.

Анимация твердотопливного двигателя, показывающая простую конструкцию, и единственным элементом управления скоростью горения является структура структуры топлива:

Преимущества смесей жидкое топливо / окислитель заключаются в том, что тягу можно регулировать (дросселировать) и что двигатели даже можно останавливать и запускать повторно на более позднем этапе. Кроме того, плотность энергии (Джоули на килограмм топлива) имеет тенденцию быть высокой, и что в результате высокой температуры сгорания удельный импульс (импульс [в Ньютон-секундах] на килограмм топлива) очень велик. Современная ракета на твердом топливе имеет удельный импульс примерно до 2500 Н · с · кг ^-1 , в то время как хорошая ракета на жидком топливе может производить до 4500 Н · с · кг ^-1 . Обычной практикой является сокращение единиц: на уровне земли один килограмм топлива весит чуть меньше 10 Н, и эти две цифры вычеркиваются.Две только что приведенные цифры равны 250 с и 450 с.

Самый большой недостаток жидкого топлива заключается в том, что необходимость в насосах, трубопроводах и раздельном хранении топлива и окислителя означает, что ракета-носитель должна нести дополнительную массу.

Многие ракеты-носители решают проблемы, используя комбинацию различных ракетных двигателей. И Ariane 5, и космический челнок оба получают большую часть своей тяги на малой высоте от твердотопливных ускорителей с очень высокой тягой (но с низким удельным импульсом), а затем используют двигатели с жидким водородом / жидким кислородом с высоким удельным импульсом, но с меньшей тягой на больших высотах и ​​в пространство. Самой большой ракетой, когда-либо пролетавшей после стадии испытаний, была «Сатурн-5», которая запускала миссии «Аполлон» к Луне. При этом использовались двигатели на жидком топливе на всех стадиях, но использовались относительно «энергетически плотные» керосин / жидкий кислород на малой высоте и жидкий водород / жидкий кислород на большой высоте и в космосе.

подобно

Спасибо за лайк

Вам уже понравилась эта страница, вам может понравиться только один раз!

Жидкостный ракетный двигатель

На этом слайде мы показываем схему жидкостного ракетного двигателя.Жидкая ракета двигатели используются на Космический шаттл выводить людей на орбиту, на многие безлюдные ракеты для вывода спутников на орбиту и на нескольких высоких скоростях исследовательский самолет после Второй мировой войны. В жидкостная ракета хранимое топливо и хранимый окислитель закачиваются в горение камера, где они смешиваются и сжигаются. При сгорании выделяется большое количество выхлопных газов при высокой температура и давление. Горячий выхлоп проходит через сопло который ускоряет поток. Тяга производится по Ньютону третий закон движения.

Количество тяги, создаваемой ракетой, зависит от от массового расхода через двигатель, выход скорость выхлопа и давление на сопле Выход. Все эти переменные зависят на конструкция насадки. Наименьшая площадь поперечного сечения сопла называется горловина сопла. Поток горячего выхлопа сыр в горле, что означает, что число Маха равен 1,0 в горле и массовый расход м точка определяется площадью горла.Соотношение площадей от горла к выходу Ae устанавливает скорость на выходе Ve и выходное давление pe . Вы можете изучить устройство и принцип действия сопла ракеты с наш интерактивный имитатор сопла программа, которая работает в вашем браузере.

Выходное давление равняется только давлению набегающего потока при некоторых расчетных условиях. Следовательно, мы должны использовать более длинную версию обобщенного уравнение тяги описать тягу системы. Если давление набегающего потока равно p0 , уравнение тяги F принимает следующий вид:

F = m точка * Ve + (pe — p0) * Ae

Обратите внимание, что нет бесплатного член массы потока, умноженный на скорость свободного потока в уравнении тяги потому что на борт не поступает внешний воздух.Поскольку окислитель на борту ракеты, ракеты могут создавать тягу в вакууме где нет другого источника кислорода. Вот почему ракета будет работать в космосе, где нет окружающего воздуха, и газ турбина или пропеллер работать не будут. Турбинные двигатели и пропеллеры полагаются на атмосферу, чтобы обеспечить воздух в качестве рабочего тела для движения и кислород в воздухе как окислитель для горения.

В уравнение тяги показанное выше работает как для жидкости, так и для твердотопливные ракетные двигатели.Также существует параметр эффективности, называемый удельный импульс который работает для обоих типов ракет и значительно упрощает анализ характеристик ракет.