|
|
Ракетное топливо
НЕМНОГО ТЕОРИИ
Из школьного курса физики (закон сохранения количества движения) известно, что
если от покоящегося тела массой М отделится масса m со скоростью V то оставшаяся
часть тела массой М-m будет двигаться со скоростью m/(M-m) x V в противоположном
направлении. Значит, чем больше отбрасываемая масса и ее скорость,тем большую ско-
рость приобретет оставшаяся часть массы т.е. тем больше будет сила приводящая ее в
движение. Для работы ракетного двигателя (РД), как и любого реактивного, необходим
источник энергии (топливо), рабочее тело (РТ) которое обеспечивает аккумулирование
энергии источника ее перенос и преобразование) ,устройство в котором энергия пере-
дается РТ и устройство в котором внутренняя энергия РТ преобразуется в кинетичес-
кую энергию струи газов и передается ракете в виде силы тяги.
Известны химические и нехимические топлива: у первых (жидкостные ракетные дви-
гатели - ЖРД и ракетные двигатели твердого топлива - РДТТ) необходимая для работы
двигателя энергия выделяется в результате химических реакций, а образующиеся при
этом газообразные продукты служат рабочим телом, у вторых для нагрева рабочего
тела используются другие источники энергии (например ядерная энергия).
Эффективность РД, как и эффективность топлива измеряется его удельным импуль-
сом. Удельный импульс тяги (удельная тяга), определяемый как отношение силы тяги
к секундному массовому расходу рабочего тела. Для ЖРД и РДТТ расход рабочего тела
совпадает с расходом топлива и удельный импульс является величиной обратной удель-
ному расходу топлива. Удельный импульс характеризует эффективность РД - чем он
больше тем меньше топлива (в общем случае - рабочего тела) расходуется на создание
единицы тяги. В системе СИ удельный импульс измеряется в м/сек и практически сов-
падает по величине со скоростью реактивной струи. В технической системе единиц
(другое ее наименование МКГСС что значит: Метр - КилоГрамм Силы - Секунда), широко
применявшейся в СССР, килограмм массы был производной единицей и определялся как
масса которой сила в 1 кгс сообщает ускорение 1 м/сек за сек. Она называлась
«техническая единица массы» и составляла 9,81 кг. Такая единица была неудобной,
поэтому вместо массы использовали вес, вместо плотности - удельный вес и т.д. В
ракетной технике при расчете удельного импульса также использовали не массовый а
весовой расход топлива. В результате уделный импульс (в системе МКГСС) измерялся
в секундах (по величине он в 9,81 раз меньше удельного «массового» импульса).
Величина удельного импульса РД обратно пропорциональна квадратному корню мо-
лекулярной массы рабочего тела и прямо пропорциональна квадратному корню из зна-
чения температуры рабочего тела перед соплом. Температура рабочего тела определя-
ется теплотворной способностью топлива. Максимальное ее значение для пары берил-
лий+кислород составляет 7200 ккап/кг. что ограничивает величину максимального
удельного импульса ЖРД величиной не более 500 сек. Величина удельного импульса
зависит от термического коэффициента полезного действия РД - отношения кинетичес-
кой энергии, сообщенной в двигателе рабочему телу, ко всей теплотворной способ-
ности топлива. Преобразование теплотворной способности топлива в кинетическую
энергию истекающей струи в двигателе происходит с потерями поскольку часть тепла
уносится с истекающим рабочим телом, часть из-за неполного сгорания топлива не
выделяется вовсе. Наиболее высокий удельный импульс имеют электрореактианые дви-
гатели. У плазменного ЭРД он доходит до 29000 сек. Максимальный импульс серийных
российских двигателей РД-107 составляет 314 сек,
Характеристики РД на 90% определяются применяемым топливом. Ракетное топливо -
вещество (одно или несколько), представляющих собой источник энергии и РТ для РД.
Оно должно удовлетворять следующим основным требованиям: иметь высокий уд.импульс,
высокую плотность, требуемое агрегатное состояние компонентов в условиях эксплуа-
тации, должно быть стабильным, безопасным в обращении, нетоксичным, совместимым с
конструкционными материалами, иметь сырьевые ресурсы и др. Большинство существу-
ющих РД работает на химическом топливе. Основная энергетическая характеристика (уд.
импульс) определяется количеством выделившейся теплоты (теплотворностью топлива) и
химическим составом продуктов реакции, от которого зависит полнота преобразования
тепловой энергии в кинетическую энергию потока (чем ниже молекулярная масса, тем
выше уд.импульс). По числу раздельно хранимых компонентов химические ракетные топ-
лива делятся на одно-(унитарные), двух-, трёх- и многокомпонентные, по агрегатному
состоянию компонентов — на жидкие, твёрдые, гибридные, псевдожидкие, желеобразные.
Однокомпонентные топлива - соединения типа гидразина N2H4, перекиси водорода Н2О2
в камере РД распадаются с выделением большого количества теплоты и газообразных
продуктов, обладают невысокими энергетическими свойствамивами. Например 100%-я
перекись водорода имеет уд.импульс 145с. и применяется как вспомогательные топлива
для систем управления и ориентации, приводов турбонасосов РД. Гелеобразные топлива
- обычно загущенное солями высокомолекулярных органических кислот или специальными
добавками горючее (реже окислитель). Повышение уд.импульса ракетных топлив дости-
гается добавлением порошков металлов (Al и др.). Например "Сатурн-5" сжигает за
время полета 36т. алюминиевого порошка. Наибольшее применение получили 2-х компо-
нентные жидкие и твёрдые топлива.
ЖИДКОЕ ТОПЛИВО
Двухкомпонентное жидкое топливо состоит из окислителя и горючего. К жидким
топливам предъявляются следующие специфические требования: возможно более широкий
температурный интервал жидкого состояния, пригодность, по крайней мере, одного из
компонентов для охлаждения жидкостного РД (термическая стабильность, высокие тем-
пература кипения и теплоёмкость), возможность получения из основных компонентов
генераторного газа высокой работоспособности, минимальная вязкость компонентов и
малая зависимость её от температуры. Для улучшения характеристик в состав топлива
вводятся различные присадки (металлы, например Be и Al для повышения уд.импульса,
ингибиторы коррозии, стабилизаторы, активаторы воспламенения, вещества понижающие
температуру замерзания). В качестве горючего используются керосин (лигроино-кероси-
новые и керосино-газойлевые нефтяные фракции с диапазоном кипения 150-315°С), жид-
кий водород, жидкий метан (CH4), спирты (этиловый, фурфуриловый); гидразин (N2H4),
и его производные (диметилгидразин), жидкий аммиак (NH3), анилин, метил-, диметил-
и триметиламины и т.д. В качестве окислителя применяют: жидкий кислород, концентри-
рованную азотную кислоту (HNO3), азотный тетраксид (N2O4), тетранитроме-
тан; жидкие фтор, хлор и их соединения с кислородом и др. При подаче в камеру сго-
рания компоненты топлива могут самовоспламеняться (конц.азотная кислота с анилином,
азотный тетроксид с гидразином и др.)или нет. Применение самовоспламеняющихся топ-
лив упрощает конструкцию РД и позволяет наиболее просто осуществлять многоразовые
запуски. Максимальный уд.импульс имеют пары водород-фтор(412с), водород-кислород
(391с). С точки зрения химии идеальный окислитель – жидкий кислород. Он использо-
вался в первых балистических ракетх ФАУ,ее американских и советских копиях. Но его
температура кипения (-1830С) не устраивала военных. Требуемый диапазон
рабочих температур от –550С до +550С. Азотная кислота –другой очевидный окислитель
для ЖРД больше устраивала военных. Она имеет высокую плотность,невысокую стоимость,
производится в больших количествах, достаточно стабильна, в том числе при высоких
температурах, пожаро- и взрывобезопасна. Главное ее преимущество перед жидким кис-
лородом в высокой температуре кипения, а следовательно в возможности неограниченно
долго храниться без всякой теплоизоляции. Но азотная кислота настолько агрессивное
вещество, что непрерывно реагирует само с собой – атомы водорода отщепляются от
одной молекулы кислоты и присоединяются к соседним, образуя непрочные, но чрезвы-
чайно химически активные агрегаты. Даже самые стойкие сорта нержавеющей стали мед-
ленно разрушаются концентрированной азотной кислотой (в результате на дне бака
образовывался густой зеленоватый «кисель», смесь солей металлов). Для уменьшения
коррозионной активности в азотную кислоту стали добавлять различные вещества,всего
0,5% плавиковой (фтористоводородной) кислоты уменьшают скорость коррозии нержаве-
ющей стали в десять раз. Для повышения уд.импульса в кислоту добавляют двуокись
азота (NO2). Это газ бурого цвета, с резким запахом. При охлаждении ниже 210С он
сжижается при этом образуется четырехокись азота (N2O4), или азотный тетраксид
(АТ). При атмосферном давлении АТ кипит при температуре +210С, а при –110С замер-
зает. Газ состоит в основном из молекул NO2, жидкость из смеси NO2 и N2O4, а в
твердом веществе остаются одни только молекулы тетроксида. Кроме всего прочего
добавка АТ в кислоту связывает попадающую в окислитель воду, что уменьшает корро-
зионную активность кислоты, увеличивается плотность раствора, достигая максимума
при 14% растворенного АТ. Эту концентрацию использовали американцы для своих бое-
вых ракет. Наши для получения максимального уд. импульса использовали 27% раствор
АТ. Такой окислитель получил обозначение АК-27.
Параллельно поискам лучшего окислителя шли поиски оптимального горючего. Пер-
вым широко использовавшимся горючим был спирт(этиловый), применявшийся на первых
советских ракетах Р-1, Р-2, Р-5 ("наследство" ФАУ-2). Кроме низких энергетических
показателей военных очевидно не устраивала низкая стойкость личного состава к «от-
равлению» таким горючим. Военных больше всего устраивал продукт перегонки нефти,но
проблема была в том, что такое топливо не самовоспламеняется при контакте с азот-
ной кислотой. Этот недостаток обошли применением пускового горючего. Его состав
был найден еще немецкими ракетчиками во время Второй мировой войны, и называлось
оно «Тонка-250» (в СССР оно именовалось ТГ-02). Лучше всего воспламеняются с азот-
ной кислотой вещества,имеющие в составе, кроме углерода и водорода еще азот. Таким
веществом, обладающим высокими энргетическими характеристиками, был гидразин (N2H4).
По физическим свойствам он очень похож на воду (плотность на несколько процентов
больше, температура замерзания +1,50С, кипения +1130С, вязкость и все прочее – как
у воды). Но военных не устраивала высокая температура замерзания (выше,чем у воды).
В СССР был разработан способ получения несимметричного диметилгидразина (НДМГ), а
американцы использовали более простой процесс получения монометилгидразин. Обе эти
жидкости, были чрезвычайно ядовиты зато менее взрывоопасны, меньше впитывали водя-
ные пары, были термически более стойкими чем гидразин. Но вот температура кипения
и плотность по сравнению с гидразином понизились. Несмотря на некоторые недостатки
новое топливо вполне устраивало и конструкторов, и военных. НДМГ имеет и другое,
«несекретное» название - «гептил». «Аэрозин-50» использовавшийся американцами на
своих жидкостных ракетах представляет собой смесь гидразина и НДМГ, что было след-
ствием изобретения технологического процесса,в котором они получались одновременно.
После того как баллистические ракеты стали размещаться в шахтах, в герметичном
контейнере с системой термостатирования требования к диапазону рабочих температур
ракетного топлива были снижены. В результате от азотной кислоты отказались,перейдя
на чистый АТ так же получивший несекретное наименование – «амил». Давление наддува
в баках повышало температуру кипения до приемлемой величины. Коррозия баков и тру-
бопроводов с при использовании АТ уменьшилась настолько, что стало возможным хра-
нить ракету заправленной на протяжении всего срока боевого дежурства. Первыми раке-
тами использующими в качестве окислителя АТ стали УР-100 и тяжелая Р-36. Они могли
стоять заправленными до 10 лет подряд.
Основные характеристики двухкомпонентных жидких топлив при оптимальном соотношении
компонентов (давление в камере сгорания, 100 кгс/см2, на срезе сопла 1 кгс/см2)
Окислитель Горючее Теплотвор- Плотность Температура Уд.импульс
ность топлива*, г /см2* в камере в пустоте,
ккал/кг сгорания, К сек
Азотная Керосин 1460 1,36 2980 313
к-та (98%) ТГ-02 1490 1,32 3000 310
Анилин(80%)+
фурфуриловый 1420 1.39 3050 313
спирт (20%)
Кислород Спирт(94%) 2020 0,39 3300 255
(Жидкий) Водород ж. 0,32 3250 391
Керосин 2200 1,04 3755 335
НДМГ 2200 1,02 3670 344
Гидразин 1,07 3446 346
Аммиак ж. 0,84 3070 323
АТ Керосин 1550 1,27 3516 309
НДМГ 1,195 3469 318
Гидразин 1,23 3287 322
Фтор Водород ж. 0,62 4707 412
(жидкий) Гидразин 2230 1,31 4775 370
* отношение суммарной массы окислителя и горючего к их объёму.
ТВЕРДОЕ ТОПЛИВО
Твердое топливо подразделяется на баллиститное прессованные - нитроглицерино-
вые пороха) представляющее собой гомогенную смесь компонентов (в современных
мощных РД не применяется) и смесевое представляющее собой гетерогенные смеси окис-
лителя, горючего-связующего (способствующего образованию монолитного топливного
блока) и различных добавок (пластификатора, порошки металлов и их гидридов, отвер-
дителя и т.д.). Твердотопливные заряды изготавливаются в виде канальных шашек,
горящих по внешней либо внутренней поверхности. Основные специфические требования,
предъявляемые к твёрдым топливам: равномерность распределения компонентов и, след-
овательно, постоянство физико-химических и энергетических свойств в блоке, устой-
чивость и закономерность горения в камере РД, а также комплекс физико-механических
свойств, обеспечивающих работоспособность двигателя в условиях перегрузок, пере-
менной температуры, вибраций. По уд.импульсу (около 200с.) твёрдое топливо усту-
пает жидкому, т.к. из-за химической несовместимости не всегда удаётся использовать
в составе твёрдого топлива энергетически эффективные компоненты. Недостатком твер-
дого топлива является подверженость "старению" (необратимому изменению свойств
вследствие происходящих в полимерах химических и физических процессов).
Американские ракетчики быстро отказались от жидкого топлива и для боевых
ракет предпочли твердое смесевое,работы по созданию которого в США проводились еще
с середины 40-х годов, что позволило уже в 1962г. принять на вооружение первую
твердотопливную МБР «Минитмен-1». В нашей стране широкомасштабные исследования
начались со значительным опозданием. Постановлением от 20 ноября 1959г. предусмат-
ривалось создание трёхступенчатой ракеты РТ-1 с твердотопливными ракетными двига-
телями (РДТТ) и дальностью 2500км. Поскольку к тому моменту практически отсутство-
вали научная, технологическая и производственная базы по смесевым зарядам альтерна-
тивы использованию баллиститных твердых топлив не было. Максимально допустимый по
технологии диаметр пороховых шашек изготавливаемых методом проходного прессования
не превышал 800мм. Поэтому двигатели каждой ступени имели пакетную компоновку из 4
и 2 блоков у первой и второй ступеней соответственно. Вкладной пороховой заряд
горел по внутреннему цилиндрическому каналу, торцам и поверхности 4-х продольных
щелей, расположенных в передней части заряда. Такая форма поверхности горения обес-
печивала необходимую диаграмму давления в двигателе. Ракета имела неудовлетвори-
тельные характеристики так, при стартовой массе 29.5т. "Минитмен-1" имел предель-
ную дальность 9300км, а у РТ-1 эти характеристики составляли, соответственно 34т.
и 2400км. Основной причиной отставания ракеты РТ-1 являлось использование баллист-
ного пороха. Для создания МБР на твердом топливе, по своим характеристикам прибли-
жающейся к "Минитмен-1", было необходимо использование смесевых топлив, обеспечи-
вающих более высокие энергетические и лучшие массовые характеристики двигателей и
ракеты в целом. В апреле 1961г. вышло Постановление Правительства о разработке МБР
на твердом топливе — РТ-2, было проведено установочное совещание и подготовлена
программа "Нейлон-С" по разработке смесевых топлив с уд.импульсом 235с. Эти топ-
лива должны были обеспечить возможность изготовления зарядов массой до 40т. мето-
дом литья в корпус двигателя. В конце 1968г. ракета была принята на вооружение,
но требовала дальнейшего совершенствования. Так, смесевое топливо формовалось в
отдельных прессформах, затем заряд вкладывался в корпус, а зазор между зарядом и
корпусом заливался связующим веществом. Это создавало определенные трудности при
изготовлении двигателя. Ракета РТ-2П, имела твёрдое топливо ПАЛ-17/7 на основе
бутил-каучука, обладающего высокой пластичностью, не имеющего заметного старения и
растрескивания в процессе хранения, при этом топливо заливалось прямо в корпус дви-
гателя, затем производилась его полимеризация и формование необходимых поверхнос-
тей горения заряда. По своим летно-техническим характеристикам РТ-2П приближалась
к ракете "Минитмен-3".
Первыми нашли широкое применение в РДТТ смесевые топлива на основе перхлората
калия и полисульфида. Значительное увеличение уд. импульса РДТТ произошло после
того, как вместо перхлората калия стал применяться перхлорат аммония, а вместо
полисульфидных - полиурстаноеые, а затем полибутадиеновые и другие каучуки, и в
состав топлива было введено дополнительное горючее - порошкообразный алюминий.
Почти все современные РДТТ содержат заряды, изготовленные из перхлората аммония,
алюминия и полимеров бутадиена (СН2=СН-СН=СН2). Готовый заряд имеет вид твердой
резины или пластика. Его подвергают тщательному контролю на сплошность и однород-
ность массы, прочное сцепление топлива с корпусом и т.д. Трещины и поры в заряде,
как и отслоения от корпуса, недопустимы так как могут привести к нерасчетному уве-
личению тяги РДТТ (вследствие увеличения горящей поверхности), прогарам корпуса и
даже взрывам. Характерный состав смесевого топлива, используемого в современных
мощных РДТТ: окислителя (как правило перхлорат аммония NH4C1O4) 60-70%, горючего-
связующего (бутилкаучук, нитрильные каучуки, полибутадиены) 10-15%, пластификатора
5-10%, металла (порошки Al,Be,Mg и их гидриды) 10-20%, отвердителя 0,5-2,0% и ката-
лизатора горения 0,1-1,0%.(окись железа)
В современных космических РДТТ сравнительно редко применяется и модифицирован-
ное двухосновное, или смесевое двухосновное топливо. По составу оно является проме-
жуточным между обычным баллистным двухосновным (двухосновные пороха – бездымные
пороха в которых два основных компонента: нитроцеллюлоза - чаще всего в виде пирок-
силина, и нелетучий растворитель – чаще всего нитроглицерин) топливом и смесевым.
Двухосновное смесевое топливо содержит обычно кристаллический перхлорат аммония
(окислитель) и порошкообразный алюминий (горючее), связанные при помощи нитроцел-
люлозно-нитроглицерииовой смеси. Вот типичный состав модифицированного двухоснов-
ного топлива: перхлорат аммония -20,4%, алюминий - 21,1%, нитроцеллюлоза - 21,9%,
нитроглицерин - 29,0%, триацетин (растворитель) - 5,1%, стабилизаторы - 2,5%. При
той же плотности, что и смесевое полибутадиеновоё топливо, модифицированное двух-
основное характеризуется несколько большим удельным импульсом. Недостатками же
его являются более высокая температура горения, большая стоимость, повышенная взры-
воопасность (склонность к детонации). С целью увеличения удельного импульса как в
смесевые, так и в модифицированные двухосновные топлива могут вводиться сильно
взрывчатые кристаллические окислители например гексоген.
ГИБРИДНОЕ ТОПЛИВО
В гибридном топливе компоненты находятся в различных агрегатных состояниях.
Горючим могут служить: отвержденные нефтепродукты, N2H4, полимеры и их смеси с
порошками - Al, Be, BeH2, LiH2, окислителями - HNO3, N2O4, H2O2,FC1O3, C1F3, О2,F2,
OF2. По удельному импульсу эти топлива занимают промежуточное положение между жид-
кими и твёрдыми. Максимальный уд.импульс имеют топлива: BeH2-F2 (395с), ВеН2-Н2О2
(375с), ВеН2-О2 (371с). В основе гибридного топлива, разработанного
Стэнфордским университом и NASA, лежит парафин. Он нетоксичен и является экологи-
чески чистым (при сгорании образует только углекислый газ и воду) его тяга регули-
руется в широких пределах, возможен и повторный запуск. Двигатель имеет довольно
простое устройство, сквозь парафиновую трубу, расположенную в камере сгорания,
прокачивается окислитель (газообразный кислород), при зажигании и дальнейшем разо-
греве поверхностный слой топлива испаряется, поддерживая горение. Разработчикам
удалось добиться высокой скорости горения и таким образом решить основную проблему,
тормозившую ранее использование подобных двигателей в космических ракетах. Хорошие
перспективы может иметь применение металлического горючего. Одним из наиболее под-
ходящих для этой цели металлов является литий. При сгорании 1 кг. этого металла
выделяется в 4,5 раза больше энергии чем при окислении керосин жидким кислородом.
Большей теплотворностью может похвастать лишь бериллий. В США опубликованы патенты
на твердое ракетное топливо, содержащее 51-68% металлического лития.
Наверх
|
