ЖРД на однокомпонентном топливе
Космические ЖРД этого типа работают на маловодной перекиси водорода (концентрацией около 90%) или гидразине, разлагающихся в камере ЖРД в присутствии катализатора; образующийся высокотемпературный газ при истечении из сопла создает тягу.
 |
| Принципиальная схема реактивной системы управления с ЖРД на монотопливе: 1, 10 - заправочные клапаны; 2 - эластичный мешок; 3 - топливный бак; 4, 6, 8 - управляющие клапаны; 5 - фильтр;. 7, 9, 13. 15 - дренажно-предохранительные клапаны". 11 - газовый баллон высокого давления; 12 - редуктор давления; 14 - сливной кран; 16 - камера ЖРД |
На рисунке показана типичная схема двигательной установки с ЖРД на монотопливе. Топливо хранится в эластичном мешке, размещенном в баке, и поступает в камеру под давлением газообразных азота или гелия, Катализатор разложения топлива находится в самой камере. Управление подачей топлива в камеру производится при помощи быстродействующего электроклапана соленоидного типа.
Первыми нашли применение вспомогательные ЖРД" работающие на перекиси водорода. Создание таких ЖРД было относительно простым делом, поскольку перекись водорода уже применялась до этого в ракетных двигательных установках как монотопливо и как источник получения газа для привода турбонасосных агрегатов. Кроме того, в США, например, были испытаны ЖРД для реактивных систем управления экспериментальными самолетами-ракетопланами.
 |
| Камера ЖРД, работающая на перекиси водорода: 1 - патрубок подвода монотоплива; 2 - распылительная головка; 3 - каталитический пакет; 4 - реактивное сопло. |
Весовые и рабочие характеристики ЖРД, использующих монотопливо, в большой степени определяются характеристиками катализатора разложения топлива. Во вспомогательных космических ЖРД нашли применение в качестве катализаторов марганцовокислый калий и серебро. В первом случае катализаторный пакет, размещаемый в камере ЖРД, представляет собой смесь гранул вещества-носителя, пропитанного марганцево-кислым калием (рисунок слева). Во втором случае катализаторный пакет выполняется в виде посеребренного проволочного каркаса, изготовленного обычно из нержавеющей стали. ЖРД с таким катализаторным пакетом более совершенны.
Для ЖРД, работающих на 90%-ной перекиси водорода, температура газов в камере разложения составляет около 800°С, а удельный импульс - примерно 1400-1600 м/с. Топливу с большей концентрацией перекиси водорода соответствуют более высокие значения указанных параметров. Следует отметить в связи с этим, что с повышением концентрации перекиси водорода возрастают требования к выбору конструкционных материалов и очистке рабочих элементов, контактирующих с топливом, с целью избежания самопроизвольного его разложения. Относительно низкая температура газов, образующихся при разложении перекиси водорода, позволяет изготавливать камеры ЖРД, работающих на этом топливе, из обычной нержавеющей стали (рассчитывая на их охлаждение путем излучения).
Такие двигатели (конструкции фирмы Белл) использовались, например, в 1962-1963 гг. на космическом корабле "Меркурий" и применяются с 1963 г. на ракетной ступени "Центавр". На корабле "Меркурий" использовалось 18 ЖРД. объединенных в две независимые реактивные системы управления - автоматическую и ручную. В автоматической системе применялись работающие в импульсном режиме ЖРД трех типов - с тягой 0,45, 2,7 и 11 кг. В ручной системе, которая являлась резервной, применялись ЖРД последних двух типов, но с регулируемой тягой.
На ракетной ступени "Центавр" используются 12 вспомогательных ЖРД с тягой 2,7 кг каждый, объединенных в 4 блока, установленные на периферии ступени. Они обеспечивают ориентацию ступени. осаждение топлива в баке и торможение ступени при отделении космического аппарата.
Перекись водорода получила наибольшее применение во вспомогательных космических ЖРД в середине 60-х годов, после чего она начала постепенно вытесняться гидразином и двухкомпонентными жидкими топливами, которые позволяют получить для ЖРД более высокий удельный импульс.
При переходе с перекиси водорода на гидразин удельный импульс ЖРД увеличился примерно на 40%. Кроме того, гидразин в отличие от высококонцентрированной перекиси водорода не подвержен самопроизвольному разложению. Указанные преимущества гидразина были оценены еще в 1958-1959 гг., когда в США была начата разработка ЖРД для автоматических межпланетных станций.
Однако характер разложения гидразина был мало изучен, что вызвало трудности при создании катализатора, который мог бы активно разлагать гидразин при комнатной температуре и выдерживать многократные включения двигателя. Такой катализатор появился в США в 1964 г. Он был разработан фирмой Шелл девелопмент компани и получил название "Шелл-405".
Активным веществом катализатора, обеспечивающим разложение, является иридий. Он наносится на пористые гранулы вещества-носителя, которым является окись алюминия.
С появлением указанного катализатора за рубежом были созданы и нашли применение многочисленные образцы космических ЖРД, работающих на гидразине. Диапазон тяг, развиваемых ими, находится в пределах примерно от 20 г до 300 кг.
 |
| Гидразиновый ЖРД тягой 0,9 кг (США) |
Температура газов в камере разложения гидразиновых двигателей сравнительно невысока (около 1000°С) что позволяет изготавливать камеры ЖРД из жаропрочных сплавов, рассчитывая (как и в случае ЖРД, работающих на перекиси водорода) на их охлаждение путем излучения. На рисунке справа представлен типичный гидразиновый ЖРД, разработанный фирмой Рокет Рисерч- одной из ведущих американских фирм в области создания таких двигателей. Ниже рассказывается о гидразиновых ЖРД для систем управления спутниками, в которых эти двигатели широко применяются.
Гидразиновые ЖРД используются, в частности, на спутниках связи, функционирующих на геосинхронных орбитах. Обычно эти спутники стабилизируются вращением и в них применяется несколько пар ЖРД с тягой около 2 кг, обеспечивающих заданную угловую скорость вращения спутника (обычно 60-100 об/мин), разворот оси вращения, а также удержание и маневры спутника в плоскости орбиты.
ЖРД могут работать и в импульсном, и в стационарном режимах тяги. Типичный импульсный режим заключается в выдаче серии импульсов тяги продолжительностью в 0,1 ее паузой между ними в 0,9 с. Серия может состоять как из нескольких импульсов, так и из нескольких сотен импульсов. Суммарное их число составляет несколько десятков тысяч. Суммарная продолжительность работы ЖРД в стационарном режиме тяги достигает нескольких часов. ЖРД рассчитаны на эксплуатацию в течение нескольких лет.
На спутнике "Скайнет-2" применяются, например, ЖРД КЕА16-6 фирмы Гамильтон стандард тягой 2,3 кг; их вес - 320 г, высота - 17 см, диаметр - 3 см (запас топлива для работы этих ЖРД составляет всего лишь 23 кг). На спутнике "Интелсат-3" применялись ЖРД МЕЕ-4А фирмы Томпсон-Рамо-Вулдридж с тягой 1,6 кг; их вес - 245 г. высота - 11 см, диаметр - 2,5 см. На этом спутнике топливные баки установлены таким образом, что развивающаяся при вращении спутника центробежная сила обеспечивает надежное разделение топлива и газа наддува, который размещен в самих топливных баках.
Гидразиновые ЖРД самой малой тяги используются в системах ориентации спутников, стабилизированных по трем осям. Тяга таких ЖРД составляет менее 50 г; они рассчитаны на ресурс до 450000 рабочих импульсов и могут эксплуатироваться до 7 лет. 4 таких ЖРД совместно с 16 гидразиновыми двигателями тягой около 500 г используются, например, на связном спутнике "Флитсатком"; гидразин хранится в топливных баках вместе с газом наддува (азот) и отделен от последнего диафрагмой из эластомерного материала. Предусмотрен электрообогрев всей двигательной установки спутника с целью поддержания катализаторного пакета ЖРД при температуре около 320°С. Необходимость обогрева связана с тем, что большое количество запусков гидразиновых ЖРД при холодном катализаторе приводит к его разрушению и потере качества.
В завершение обзора гидразиновых ЖРД следует сказать, что, несмотря на интенсивную разработку этих двигателей, процесс их создания носит в основном эмпирический характер. Каждый тип конструкции гидразиновых ЖРД хорошо работает лишь в строго определенном режиме, и невозможно предсказать, насколько он будет удовлетворять новым требованиям.
Сайт создан в системе uCoz
wmpt.narod.ru
Термоэлектрические двигатели
Термоэлектрические двигатели производят тягу, выбрасывая с высокой скоростью нагретый до большой температуры газ. Электрический резистивный нагреватель окружает теплообменник, через который проходит топливо. Топливо нагревается и затем выбрасывается через сопло. Из-за нагревания скорость итечения газа намного больше, чем может быть достигнута для холодного газа.
| Схема термоэлектрического двигателя |
Большинство конфигураций термоэлектрических двигателей было развито и воплощено в основном в качестве навигационных дополнительных двигателей. В качестве топливного газа наиболее часто используются аммиак, биологические отходы, гидразин, и водород. Гидразин используется также из-за т.н. эффекта "увеличенного гидразинового импульса", в котором дополнительная энергия получается каталитическим разложением гидразина.
Термоэлектрические двигатели на гидразине используются на нескольких спутниках связи. Двигатели, разработанные TRW , применяются на телекомуникационных спутниках Ford Aerospace's INTELSAT V . Эти двигатели развивают тягу в 0,22-0,49 Н, имеют импульс порядка 296 с и мощность 250-550 Вт
Спутники RCA SATCOM, G-Star и Spacenet используют гидразиновые двигатели производства Olin Rocket Research (сейчас Primex Aerospace Company). Эти двигатели развивают 0,18-0,36 Н тяги, импульс порядка 280-304 с и потребляют 300-500 Вт енергии.
 |
| Двигатели Primex Aerospace Company |
Значительную работу над этим типом двигателя проделала NASA LeRC. Было улучшена работа теплообменника, продлен срок действия электронагревательного элемента и улучшено сопло. Ее двигатели развивают тягу в 0,17-0,36 Н, импульс 164-192 с и потребляют 443-904 Вт электроэнергии. В качестве топлива используются биологические отходы (двигатели предназначены для обитаемой станции).
wmpt.narod.ru
Недавно случившаяся авария ракеты «Днепр», космического носителя, переделанного из военной ракеты Р-36М УТТХ, снова вызвала интерес к ракетному топливу.
V-2 («Фау-2») легла в основу всей послевоенной ракетной техники, и американской, и советской
Запуск 900 ракет «Фау-2» требовал 12 тыс. т жидкого кислорода, 4 тыс. тонн этилового спирта, 2 тыс. т метанола, 500 т перекиси водорода и 1,5 тыс. т взрывчатки
Вместо спирта, который наряду с жидким кислородом использовал Вернер фон Браун, Королев для своих первых ракет выбрал керосин
Ни бензин, не керосин, ни дизельное топливо не воспламеняются сами при взаимодействии с кислотой, а для военных ракет самовоспламенение — одно из ключевых требований к топливу
Ракета S-4B, третья ступень еще одного детища Вернера фон Брауна — самой мощной американской ракеты-носителя Saturn V. В активе последней — 13 успешных запусков (с 1967 по 1973 год). Именно с ее помощью человек ступил на Луну
Жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) — очень совершенные машины, и их характеристики на 90%, а то и больше, определяются примененным топливом. Эффективность же топлива зависит от состава и запасенной энергии. Идеальное топливо должно состоять из легких элементов — из самого начала таблицы Менделеева, дающих максимальную энергию при окислении. Но это не все требования к топливу — еще оно должно быть совместимым с конструкционными материалами, стабильным при хранении и по возможности недорогим. Но ракета — это не только двигатель, но еще и баки ограниченного объема: чтобы взять на борт больше топлива, его плотность должна быть повыше. Кроме топлива ракета везет с собой и окислитель.
Идеальный окислитель с точки зрения химии — жидкий кислород. Но одной химией ракета не исчерпывается, это конструкция, в которой все взаимоувязано. Вернер фон Браун выбрал для Фау-2 спирт и жидкий кислород, и дальность ракеты получилась 270 км. Но если бы ее двигатель работал на азотной кислоте и дизельном топливе, то дальность увеличилась бы на четверть, потому что такого топлива в те же баки помещается на две тонны больше!
Ракетное топливо — кладовая химической энергии в компактном виде. Топливо тем лучше, чем больше энергии запасает. Поэтому вещества, хорошие для ракетного топлива, всегда чрезвычайно химически активны, непрерывно пытаются высвободить скрытую энергию, разъедая, сжигая и разрушая все вокруг. Все ракетные окислители либо взрывоопасны, либо ядовиты, либо нестойки. Жидкий кислород — единственное исключение, и то только потому, что природа приучилась к 20% свободного кислорода в атмосфере. Но даже жидкий кислород требует уважения.
Баллистические ракеты Р-1, Р-2 и Р-5, созданные под руководством Сергея Королева, не только показали перспективность этого вида оружия, но и дали понять, что жидкий кислород не очень подходит для боевых ракет. Несмотря на то, что Р-5М была первой ракетой с ядерной боеголовкой, а в 1955 году даже было произведено реальное испытание с подрывом ядерного заряда, военных не устраивало, что ракету нужно заправлять непосредственно перед стартом. Требовалась замена жидкому кислороду, замена полноценная, такая, чтоб и в сибирские морозы не замерзала, и в каракумскую жару не выкипала: то есть с диапазоном температур от -55 градусов до +55 градусов Цельсия. Правда, с кипением в баках проблем не ожидалось, так как давление в баке повышенное, а при повышенном давлении и температура кипения больше. Но кислород ни при каком давлении не будет жидким при температуре выше критической, то есть -113 градусов Цельсия. А таких морозов даже в Антарктиде не бывает.
Азотная кислота HNO3 — другой очевидный окислитель для ЖРД, и ее использование в ракетной технике шло параллельно с жидким кислородом. Соли азотной кислоты — нитраты, особенно калийная селитра — уже много веков использовались как окислитель самого первого ракетного топлива — черного пороха.
Молекула азотной кислоты содержит как балласт лишь один атом азота да «половинку» молекулы воды, а два с половиной атома кислорода могут быть использованы для окисления горючего. Но азотная кислота — очень «хитрое» вещество, настолько странное, что непрерывно реагирует само с собой — атомы водорода от одной молекулы кислоты отщепляются и прицепляются к соседним, образуя непрочные, но чрезвычайно химически активные агрегаты. Из-за этого в азотной кислоте обязательно образуются разного рода примеси.
Кроме того, азотная кислота очевидно не удовлетворяет требованиям совместимости с конструкционными материалами — под нее специально приходится подбирать металл для баков, труб, камер ЖРД. Тем не менее «азотка» стала популярным окислителем еще в 1930-е годы — она дешева, производится в больших количествах, достаточно стабильна, чтобы ею можно было охлаждать камеру двигателя, пожаро- и взрывобезопасна. Плотность ее заметно больше, чем у жидкого кислорода, но главное ее достоинство по сравнению с жидким кислородом состоит в том, что она не выкипает, не требует теплоизоляции, может неограниченно долго храниться в подходящей таре. Только где ее взять, подходящую тару?
Все 1930-е и 1940-е годы прошли под знаменем поиска подходящих емкостей для азотной кислоты. Но даже самые стойкие сорта нержавеющей стали медленно разрушались концентрированной азоткой, в результате на дне бака образовывался густой зеленоватый «кисель», смесь солей металлов, который, конечно же, нельзя подавать в ракетный двигатель — он мгновенно забьется и взорвется.
Для уменьшения коррозионной активности азотной кислоты в нее стали добавлять различные вещества, пытаясь, зачастую методом проб и ошибок, найти комбинацию, которая бы, с одной стороны, не испортила окислитель, с другой — сделала его более удобным в использовании. Но удачная добавка была найдена только в конце 1950-х американскими химиками — оказалось, что всего 0,5% плавиковой (фтористоводородной) кислоты уменьшают скорость коррозии нержавеющей стали в десять раз! Советские химики задержались с этим открытием лет на десять-пятнадцать.
Тем не менее первый в СССР ракетный самолет-перехватчик БИ-1 использовал именно азотную кислоту и керосин. Баки и трубы пришлось делать из монель-металла — сплава никеля и меди. Этот сплав получался «естественным» образом из некоторых полиметаллических руд, поэтому был популярным конструкционным материалом второй трети ХХ века. О его внешнем виде можно судить по металлическим рублям — они сделаны из почти «ракетного» сплава. Во время войны не хватало, однако, не только меди с никелем, но и нержавеющей стали. Приходилось использовать обычную, покрытую для защиты хромом. Но тонкий слой быстро проедался кислотой, поэтому после каждого запуска двигателя остатки топливной смеси приходилось скребками удалять из камеры сгорания — техники поневоле вдыхали ядовитые испарения. Один из пионеров ракетной техники Борис Черток однажды едва не погиб при взрыве двигателя для БИ-1 на стенде, этот эпизод он описал в своей замечательной книге «Ракеты и люди».
Помимо добавок, снижающих агрессивность азотной кислоты, в нее пытались добавлять разные вещества, чтобы повысить ее эффективность как окислителя. Наиболее результативным веществом была двуокись азота, еще одно «странное» соединение. Обычно — газ бурого цвета, с резким неприятным запахом, но стоит его слегка охладить, он сжижается и две молекулы двуокиси склеиваются в одну. Поэтому соединение часто называют четырехокисью азота, или азотным тетраоксидом — АТ. При атмосферном давлении АТ кипит при комнатной температуре (+21 градус), а при -11 градусах замерзает. Чем ближе к точке замерзания, тем бледнее цвет соединения, становящегося под конец бледно-желтым, а в твердом состоянии — почти бесцветным. Это оттого, что газ состоит в основном из молекул NO2, жидкость — из смеси NO2 и димеров N2O4, а в твердом веществе остаются одни только бесцветные димеры.
Добавка АТ в азотную кислоту увеличивает эффективность окислителя сразу по многим причинам — АТ содержит меньше «балласта», связывает попадающую в окислитель воду, что уменьшает коррозионную активность кислоты. Самое интересное, что с растворением АТ в АК плотность раствора сначала растет и достигает максимума при 14% растворенного АТ. Именно этот вариант состава и выбрали американские ракетчики для своих боевых ракет. Наши же стремились повысить характеристики двигателей любой ценой, поэтому в окислителях АК-20 и АК-27 было по 20% и 27% соответственно растворенного азотного тетраоксида. Первый окислитель использовался в зенитных ракетах, а второй — в баллистических. КБ Янгеля создало ракету средней дальности Р-12, которая использовала АК-27 и специальный сорт керосина ТМ-185.
Параллельно поискам лучшего окислителя шли поиски оптимального горючего. Военных больше всего устраивал бы продукт перегонки нефти, но и другие вещества, если они производились в достаточных количествах и стоили недорого, тоже можно было использовать. Проблема была одна — ни бензин, ни керосин, ни дизельное топливо не воспламеняются сами при контакте с азотной кислотой, а для военных ракет самовоспламенение — одно из ключевых требований к топливу. Хотя наша первая межконтинентальная ракета Р-7 использовала пару «керосин — жидкий кислород», стало ясно, что пиротехническое зажигание неудобно для боевых ракет. При подготовке ракеты к пуску требовалось вручную вставить в каждое сопло (а их у Р-7 ни много ни мало 32−20 основных камер и 12 рулевых) деревянную крестовину с зажигательной шашкой, подключить все электропровода, которыми шашки воспламеняются, и проделать еще много разных подготовительных операций.
В Р-12 эти недостатки были учтены, и зажигание обеспечивалось пусковым горючим, которое самовоспламенялось при контакте с азотной кислотой. Его состав был найден еще немецкими ракетчиками во время Второй мировой войны, и называлось оно «Тонка-250». Наши ракетчики переименовали его в соответствии с ГОСТами в ТГ-02. Теперь ракета могла стоять заправленной несколько недель, и это был большой успех, так как ее можно было бы запустить в течение пары часов вместо трех суток для Р-7. Но три компонента — много для боевой ракеты, а для использования в качестве основного горючего ТГ-02 годился только для зенитных ракет; для баллистических ракет дальнего действия нужно было что-то более эффективное.
Химики назвали пары веществ, самовоспламеняющихся при контакте, «гиперголическими», то есть, в приблизительном переводе с греческого, имеющими чрезмерное сродство друг с другом. Они знали, что лучше всего воспламеняются с азотной кислотой вещества, имеющие в составе, кроме углерода и водорода, азот. Но «лучше» — это насколько?
Задержка самовоспламенения — ключевое свойство для пар химических веществ, которые мы хотим сжечь в ракетном двигателе. Представьте — включили подачу, горючее и окислитель накапливаются в камере, а воспламенения нет! Зато, когда оно наконец происходит, мощный взрыв разносит камеру ЖРД на кусочки. Для определения задержки самовоспламенения разные исследователи строили самые разные по сложности стенды — от двух пипеток, синхронно выдавливающих по капельке окислителя и горючего, до маленьких ракетных двигателей без сопла — форсуночная головка и короткая цилиндрическая труба. Все равно взрывы раздавались очень часто, действуя на нервы, выбивая стекла и повреждая датчики.
Очень быстро был обнаружен «идеальный гиперголь» — гидразин, старый знакомый химиков. Это вещество, имеющее формулу N2h5, по физическим свойствам очень похоже на воду — плотность на несколько процентов больше, температура замерзания +1,5 градуса, кипения +113 градусов, вязкость и все прочее — как у воды, но вот запах…
Гидразин был получен впервые в чистом виде в конце XIX века, а в составе ракетного топлива впервые употреблен немцами в 1933 году, но в качестве сравнительно небольшой добавки для самовоспламенения. Как самостоятельное горючее гидразин был дорог, производство его недостаточно, но, главное, военных не устраивала его температура замерзания — выше, чем у воды! Нужен был «гидразиновый антифриз», и его поиски шли непрерывно. Уж очень гидразин хорош! Вернер фон Браун для запуска первого спутника США «Эксплорер» заменил спирт в ракете «Редстоун» на «гидин» (Hydyne), смесь 60% гидразина и 40% спирта. Такое горючее улучшило энергетику первой ступени, но для достижения необходимых характеристик пришлось удлинить баки.
Гидразин, как и аммиак Nh4, состоит только из азота и водорода. Но если при образовании аммиака из элементов энергия выделяется, то при образовании гидразина энергия поглощается — именно поэтому прямой синтез гидразина невозможен. Зато поглощенная при образовании энергия выделится потом при сгорании гидразина в ЖРД и пойдет на повышение удельного импульса — главного показателя совершенства двигателя. Пара кислород-керосин позволяет получить удельную тягу для двигателей первой ступени в районе 300 секунд. Замена жидкого кислорода на азотную кислоту ухудшает эту величину до 220 секунд. Такое ухудшение требует увеличения стартовой массы почти в два раза. Если же заменить керосин гидразином, большую часть этого ухудшения можно «отыграть». Но военным было нужно, чтобы горючее не замерзало, и они требовали альтернативу.
И тут пути наших и американских химиков разошлись! В СССР химики придумали способ получения несимметричного диметилгидразина, а американцы предпочли более простой процесс, в котором получался монометилгидразин. Обе эти жидкости, несмотря на их чрезвычайную ядовитость, устраивали и конструкторов, и военных. К аккуратности при обращении с опасными веществами ракетчикам было не привыкать, но все же новые вещества были настолько токсичными, что обычный противогаз не справлялся с очисткой воздуха от их паров! Нужно было либо использовать изолирующий противогаз, либо специальный патрон, который окислял токсичные пары до безопасного состояния. Зато метилированные производные гидразина были менее взрывоопасными, меньше впитывали водяные пары, были термически более стойкими. Но вот температура кипения и плотность по сравнению с гидразином понизились.
Поэтому поиски продолжались. Американцы одно время очень широко использовали «Аэрозин-50» — смесь гидразина и НДМГ, что было следствием изобретения технологического процесса, в котором они получались одновременно. Позднее этот способ был вытеснен более совершенными, но «Аэрозин-50» успел распространиться, и на нем летали и баллистические ракеты «Титан-2», и корабль «Аполлон». Ракета «Сатурн-5» разгоняла его к Луне на жидком водороде и кислороде, но собственный двигатель «Аполлона», которому нужно было включаться несколько раз в течение недельного полета, должен был использовать самовоспламеняющееся долгохранимое топливо.
Но дальше с баллистическими ракетами произошла удивительная метаморфоза — они спрятались в шахты, для защиты от первого удара противника. При этом уже не требовалось морозостойкости, так как в шахте воздух подогревался зимой и охлаждался летом! Топливо можно было подбирать, не учитывая его морозоустойчивости. И сразу же двигателисты отказались от азотной кислоты, перейдя на чистый азотный тетраоксид. Тот самый, что кипит при комнатной температуре! Ведь давление в баке повышенное, а при повышенном давлении и температура кипения нас беспокоит гораздо меньше. Зато теперь коррозия баков и трубопроводов уменьшилась настолько, что стало возможным хранить ракету заправленной на протяжении всего срока боевого дежурства! Первой ракетой, которая могла стоять заправленной 10 лет подряд, стала УР-100 конструкции КБ Челомея. Почти одновременно с ней появилась гораздо более тяжелая Р-36 фирмы Янгеля. Нынешний ее потомок, последняя модификация Р-36М2, кроме баков, мало имеет общего с первоначальной ракетой.
По энергетическим характеристикам пары «кислород — керосин» и «четырехокись азота — НДМГ» очень близки. Но первая пара хороша для космических ракет-носителей, а вторая — для МБР шахтного базирования. Для работы с такими ядовитыми веществами была разработана специальная технология — ампулизация ракеты после заправки. Смысл ее понятен из названия: все магистрали перекрываются необратимо, чтобы избежать даже малейших утечек. Впервые она была применена на ракетах для подводных лодок, которые тоже использовали такое топливо.
Американские же ракетчики для боевых ракет предпочли твердое топливо. Оно имело несколько худшие характеристики, зато ракета требовала гораздо меньше подготовительных операций при запуске. Наши тоже пытались использовать твердотопливные ракеты, но последнюю ступень все равно приходилось делать жидкостной, для того чтобы скомпенсировать разброс работы твердотопливных двигателей, которые невозможно регулировать так, как жидкостные. А позднее, когда появились ракеты с несколькими боеголовками, на последнюю жидкостную ступень легла задача «разведения» их по целям. Так что пара «АТ-НДМГ» без работы не осталась. Не остается и сейчас: на этом топливе работают двигатели космического корабля «Союз», Международной космической станции и многих других аппаратов.
Статья опубликована в журнале «Популярная механика» (№11, Ноябрь 2006).www.popmech.ru
Автор:
Хороших А. В. (БГТУ "ВОЕНМЕХ")С самого начала развития ракет дальнего действия появилась потребность в применении топлив, продукты сгорания которых обладали бы значительными скоростями истечения. На первых порах в баллистических ракетах применялась топливная пара керосин-жидкий кислород. Удельный импульс двигателей, работающих на этом топливе, удовлетворял конструкторов, а само топливо отличала дешевизна и нетоксичность. Однако помимо высокого удельного импульса топливо должно обладать другими свойствами, в первую очередь быть долгохранимым, а значит, быть некоррозионноактивным и не кипеть при нормальных условиях.
Жидкий кислород же кипит при температуре -183 0С, что делает невозможным хранение ракеты в заправленном состоянии (заправка ракеты топливом перед стартом увеличивает время от получения приказа на пуск до самого пуска и повышает уязвимость ракеты).
Топливная пара несимметричный диметилгидразин-азотный тетраоксид (НДМГ-АТ), которую со временем начали широко применять на подавляющем большинстве баллистических ракет наземного и морского базирования, относится к классу высококипящих топлив, что позволяет хранить ракеты в заправленном состоянии. Несмотря на то, что энергетические возможности этой топливной пары уступают паре кислород-керосин, в конструкторских бюро ОКБ-456 (главный конструктор В. П. Глушко; переименовано в Конструкторское бюро энергетического машиностроения, КБЭМ), ОКБ-2 (главный конструктор А. М. Исаев; переименовано в Конструкторское бюро химического машиностроения, КБХМ) и др., были созданы высокоэффективные двигатели, работающие на топливе НДМГ-АТ, в которых удельный импульс тяги двигателя как результат конструктивного совершенства доведён до предельного значения.
Тем не менее, потребность повышения удельного импульса двигателей сохраняется, и в первую очередь – на баллистических ракетах для подводных лодок (БРПЛ). БРПЛ создаются в условиях жесточайших ограничений по объёму и массе ракеты, что диктует применение нетривиальных решений. В Специальном конструкторском бюро №385 (СКБ-385) были созданы ракеты, плотность компоновки которых достигла предела: отсутствуют межбаковые отсеки, приборные отсеки расположены в баках с топливом, двигатель первой ступени «утоплен» в баке первой ступени, а двигатель второй ступени размещён в баке топлива первой ступени.
Таким образом, все пути энергомассового совершенствования БРПЛ – увеличение удельного импульса и облегчение конструкции – были исчерпаны, в связи с чем был выпущен аванпроект на двигатели 4Д75М и 4Д76М, работающие на компонентах топлива АТ-люминал-А. Исходя из индексов, можно заключить, что они предназначались для первой и второй ступеней ракеты 4К75 (Р-29) соответственно.
В январе 1971 г. семнадцать научно-исследовательских институтов и конструкторских бюро оборонных отраслей промышленности в соответствии с решением Комиссии по военно-промышленным вопросам подготовили предложения по проведению опытно-конструкторских работ по комплексу Д-9М. В мае 1971 г. КБ Машиностроения в научно-исследовательской работе «Вега-12» представило программу развития морских стратегических сил на 1971-1985 гг. Помимо всего прочего, в документе предлагалось освоение нового топлива: тетраоксида азота с тиксотропной суспензией алюминия в гидразине, что обеспечивало повышение энергетических возможностей ракеты, её технических характеристик и эффективности. Разработка топлива была поручена Государственному институту прикладной химии (ГИПХ), разработка двигателей – КБХМ, камеры сгорания и двигатели испытывались в НИИХИММАШ.
В связи с обострением гонки вооружений реализовать многие предложения НИР «Вега-12», в том числе по внедрению на флоте ракет на тиксотропном горючем, не удалось, так как было решено ускоренными темпами создавать комплекс Д-9Р с ракетой Р-29Р с разделяющимися боевыми блоками индивидуального наведения.
В начале 80-х годов, когда на вооружение уже был поставлен комплекс Д-9Р с ракетами Р-29Р, Р-29РК и Р-29РЛ, а в процессе разработки и испытаний были новые, более эффективные комплексы Д-9РМ и Д-19, снова встал вопрос о перспективах развития морских стратегических ядерных сил. Рассматривались следующие варианты:
Комплекс для размещения на подводных лодках пр. 941; погрузочная масса ракеты 90 тонн.
Комплекс для размещения на подводных лодках пр. 955; погрузочная масса ракеты до 70 тонн, рассматривались варианты ракет на перспективных твёрдом и жидком (тиксотропном) топливах.
Комплекс для размещения на подводных лодках пр. 667БДР и 667БДРМ при их заводском ремонте; погрузочная масса ракеты до 50 тонн, топливо жидкое, тиксотропное.
В рамках этих работ, в частности, в 1983 и 1984 гг. в Конструкторском бюро машиностроения (так переименовали СКБ-385) в Научно-экспериментальном отделе 101 были проведены исследования внутрибаковых процессов изделия 1Л-4 на люминале для ракет комплекса Д-9РМ2.
Но объявленная в 1983 году президентом Рейганом Стратегическая оборонная инициатива заставила отложить перспективные разработки. В ноябре 1985 г. Постановлением правительства было предписано начать опытно-конструкторскую разработку комплекса Д-19УТТХ, а Постановлением, согласно которому комплекс Д-9РМ принимался на вооружение, предписывалось провести его модернизацию (Д-9РМУ). Таким образом, от планов по созданию баллистических ракет для подводных лодок на тиксотропном топливе отказались.
Другой областью применения топливной пары люминал-А-АТ могли оказаться МБР шахтного базирования. В 1968 г. Постановлением ЦК КПСС и Совмина СССР ОКБ-586 и ОКБ-52 предписывалось разработать модернизированные комплексы МР-УР-100 и УР-100Н, способные нести разделяющиеся головные части индивидуального наведения. Новые комплексы должны были базироваться в уже созданных шахтах, что, наряду с увеличением энергетики ракет, накладывало на ракеты жёсткие габаритные ограничения. В связи с этим в ОКБ-586 совместно с КБЭМ были проведены научно-исследовательские работы, целью которых было выяснение целесообразности применения данной топливной пары на МБР. Отчёты по данным работам см. в приложениях 1 и 2.
Ввиду неудовлетворительных показателях люминала-А как горючего (абразивные свойства частиц алюминия и конденсированной фзы, образующейся при сгорании, налипание на баки и т. д.) от применения топливной пары АТ-люминал-А отказались.
Испытания камер сгорания и двигателей на люминале-А
(цитируется по книге «Испытания двигателей в НИИХИММАШ» с дополнениями)
Какие же результаты были достигнуты в разработке двигателей на новом топливе? Прежде всего, несколько слов о самом горючем.
Люминал-А – металлизированное горючее, представляющее собой тиксотропную суспензию 1 алюминия в гидразине. В обычных условиях люминал-А является вязкой серого цвета жидкостью (желе). Обладает характерным запахом. Умеренно кипящий. Растворим в воде. Малолетуч. На воздухе дымит. Пары тяжелее воздуха. Коррозионноактивен для большинства металлов. Легко воспламеняется от искр и пламени. Может самовоспламениться при нагревании в присутствии окислителей. Размер частиц алюминия – 20-40 мкм, для поддержания частиц во взвешенном состоянии при хранении в баке и при подаче топлива в энергоустановку вводятся специальные добавки. В качестве добавки к гидразину могут быть использованы бериллий, литий, бром, алюминий, магний. Наилучшие энергетические характеристики дают добавки бериллия, однако продукты сгорания топлива на его основе весьма токсичны. Алюминий несколько уступает в энергетическом отношении бериллию, но позволяет получать наибольшую, по сравнению с другими металлами, плотность топлива. Кроме того, из всех перечисленных металлов алюминий является самым доступным и дешевым.
Исследования люминала как топлива в СССР проводились в двух конструкторских бюро – КБЭМ и КБХМ. О работах, проведённых в КБЭМ, смотри в приложении 2, список экспериментальных камер сгорания и ЖРД, отработанных в КБХМ, см. в приложении 2.
Для проведения научно-исследовательских работ в КБХМ под руководством Главного конструктора В.Н. Богомолова были созданы камеры сгорания С7.20.56 (рассчитана на 3 тс тяги) и С7.21.105 (32 тс), а в НИИХИММАШ во главе с В. Я. Романовым и Г. П. Хализовым создан уникальный испытательный стенд ИС-105, рассчитанный на давление в 350 атм., имеющий в своём составе: системы окислителя, горючего, воды охлаждения, воды промывки на линии «О», воды промывки по линии «Г»; газодинамическую трубу с системой улавливания твёрдой фазы; систему измерения усилий.
Первое испытание камеры сгорания С7.20.56 на топливе азотная кислота-люминал-А было проведено 31 октября 1973 года. Испытание прошло успешно, камера сгорания отработала заданное время без разрушений.
Всего до февраля 1979 года было проведено 234 испытания камер сгорания. В результате исследований был решён ряд эксплуатационных вопросов. В частности, разработана методика надёжного запуска и останова камер сгорания, двигателей тягой 3 и 32 тс, разработаны методы контроля характеристик топлива, очистки сточных вод и улавливания твёрдой фазы продуктов сгорания. По результатам освоения нового топлива специалистами НИИХИММАШ и ГИПХ был разработан «Руководящий материал по хранению, обращению и эксплуатации люминала-А» и даны рекомендации по созданию двигательных установок.
Положительные результаты, полученные при отработке камер сгорания, легли в основу создания двигателя С7.81.78 (Главный конструктор В. Н. Богомолов), испытания которого предполагалось проводить на стенде 5А. С7.81.78 развивал тягу 3 тс и работал на компонентах азотный тетраоксид, люминал, гептил. Для проведения испытаний двигателя в пневмогидравлическую схему стенда 5А были внесены конструктивные изменения. После отработки стенда, параллельно с испытаниями камер сгорания, до 1979 года было проведено 10 испытаний двигателей С7.81.78. В процессе испытаний была выявлена предельная концентрация алюминия в гидразине: при концентрациях, превышающих 10%, наблюдался разгар критической части сопла.
С 1980 года на стенде начались испытания камер сгорания С7.21.128(129) и двигателей С7.86.130 тягой 10 тс. До 1987 года было проведено 18 испытаний камер сгорания и 173 испытания двигателей разработки КБХМ. До 1990 г. был отработан экспериментальный двигатель С7.86.130В2 тягой 10 тонн на тиксотропном топливе «Люминал» (смесь 59% по массе гидразина, 40% алюминиевого порошка и 1% загустителя САКАП), техническое задание выдано Конструкторским бюро машиностроения.
Заключение
В результате научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ был освоено новое топливо. Прошли отработку двигатели в диапазоне тяги от 3 до 32 тс, были разработаны методы эксплуатации топлива. Нет сомнений, что возможно создание двигателей с большей тягой, применимых на БРПЛ.
Возможно, что в будущем люминал-А может найти применение на межконтинентальных баллистических ракетах и боевых ракетах для подводных лодок, так как в настоящий момент растут требования к энергетике ракет (требуется обеспечить полёт по более энергоёмким настильным траекториям, нести больший комплекс средств преодоления ПРО, активно маневрировать и т. п.).
Приложения
Приложение 1
21.08.1972г. ГЛАВНОМУ КОНСТРУКТОРУ КБ «ЮЖНОЕ» тов. УТКИНУ В.Ф.
По вопросу: Об эффективности использования на II ступени модификаций 15А15 ЖРД на топливе ВПВ+пентаборан.
В связи с тем, что возможности повышения эффективности боевых ракет при сохранении их объема и при использовании штатных компонентов топлива (АТ+НДМГ) ограничены, весьма актуальным является поиск высокоэффективных компонентов топлива.
При условии преемственности конструктивных и производственно-технологических решений по ракете и стартовому комплексу летно-технические характеристики боевых ракет, в частности модификаций ракеты 15А15, могут быть существенно улучшены за счет применения на верхней ступени двигателей, использующих высокоэффективные топлива.
На основании работ КБЭМ и ряда научно-исследовательских институтов по поиску эффективных высококипящих топлив с учетом летно-технических и эксплуатационных показателей можно сделать вывод, что наиболее перспективным является топливо, состоящее из высококонцентрированной перекиси водорода (с концентрацией 98%) и смеси пентаборана с углеводородным горючим типа РГ-1 или Т-1.
Как уже сообщалось Вам (наш исх. от 30.12.70г.) реальность создания двигателя на топливе ВПВ-96+пентаборан-1 (пентаборан-1 — смесь 94% (по весу) пентаборана с 6% углеводородного горючего типа Т-1) (ПБ-1) подкрепляется многолетними опытными работами ГНИИХТЭОС и КБЭМ.
Проведено на стенде ГНИИХТЭОС более 400 испытаний модельных камер сгорания конструкции КБЭМ и 20 испытаний экспериментального двигателя тягой 10 тонн в Приморском филиале КБЭМ. Результаты проведенных испытаний подтверждают реальность создания двигателя на ВПВ+ПБ-1.
В КБЭМ были проведены предварительные оценки эффективности использования на II ступени ракеты 15А15 ЖРД, работающего на топливе ВПВ+ПБ-1, вместо ЖРД 15Д169, работающего на штатном топливе.
Для сравнения была также проведена оценка эффективности использования на II ступени 15А15 ЖРД, работающих на топливах ВПВ+АлГ (АлГ — тиксотропная суспензия 40% алюминия (по весу) в гидразине) и АТ+АлГ+НДМГ (АлГ+НДМГ — тиксотропная суспензия 40% алюминия (по весу) в гидразине + несимметричный диметилгидразин, используемый для получения генераторного газа).
Учитывая существующие на II ступени ракеты 15А15 ограничения диаметра выходного сечения сопла da =800 мм при оценках параметров ЖРД, работающих на различных топливах, da было принято 800 мм. При этом следует отметить, что эфективность топлива ВПВ+ПБ-1 повышается при увеличении степени расширения продуктов сгорания. Поэтому при оценках были определены параметры ЖРД и дальность полета ракеты 15А15 при использовании на II ступени топлива ВПВ+ПБ-1 и для диаметра выходного сечения сопла больше 800 мм.
Оценка изменения дальности полета ракеты 15А15 при использовании на II ступени двигателей, работающих на различных топливах, вместо двигателя 15Д169 производилась с учетом эквивалентов изменения дальности, сообщенных из КБЮ.
Оценку эффективности применения на II ступени ракеты 15А15 различных топлив целесообразно проводить по величинам прироста полезного груза. Из-за отсутствия в КБЭМ эквивалентов для определения изменения полезного груза ракеты 15А15 сравнение проводилось по приросту дальности стрельбы. По данным НИИТП увеличению дальности на 25% соответствует прирост полезного груза на ~ 40%.
Предварительные основные параметры двигателей II ступени ракеты 15А15 на различных топливах и изменение дальности полета ракеты при использовании этих двигателей вместо ЖРД 15Д169 приведены в таблице 1.
Как следует из данных, приведенных в таблице 1, максимальный прирост дальности стрельбы ракеты 15А15 может быть получен при использовании на II ступени ЖРД, работающей на топливе ВПВ+ПБ-1, вместо ЖРД 15Д169, работающего на штатном топливе. Учитывая ряд преимуществ, обусловленных использованием в качестве окислителя ВПВ: простота схемы по сравнению, например, с двигателем на топливе АТ+АлГ+НДМГ, однокомпонентный газогенератор, отсутствие забросов температуры и неравномерности температурного поля перед турбиной и др., — становится очевидной перспективность ЖРД верхних ступеней на топливе ВПВ+ПБ-1.
Основной проблемой, от решения которой зависит возможность применения ЖРД, работающего на топливе с ВПВ в качестве окислителя, является необходимость повышения стабильности ВПВ в процессе хранения. Уменьшение концентрации ВПВ по времени хранения приводит к уменьшению дальности стрельбы и вызывает необходимость введения специального дыхательного устройства в баках ракеты, т.к. выделяющийся из-за разложения ВПВ кислород может приводить при длительном хранении к повышению давления. При годовом падении концентрации Н2О2 0,3%, принимаемом в настоящее время по экспериментальным данным для хранения ВПВ в емкостях из алюминия АД-1 в складских условиях при среднегодовой температуре 15°С, через 10 лет дальность полета ракеты 15А15 при использовании на II ступени топлива ВПВ+ПБ-1 уменьшится на ~ 3,5%.
С целью улучшения свойств ВПВ как компонента ЖРТ рядом организаций при участии КБЭМ ведутся работы по повышению стабильности ВПВ в процессе хранения.
В соответствии с предварительными данными, полученными за последнее время при работе по совместной программе ГИПХ, КБЭМ и ИРЕА (Отчет о НИР «Исследование совместимости и стабилизирующего действия комплексообразующих соединений в контакте с ВПВ», Ленинград-Москва, 1972 г.), в интервале температур 90-100°С при оптимальной концентрации комплексообразующих соединений (нитрилтриметил-фосфоновой кислоты — НТФК и фосфицина), введенных для стабилизации в ВПВ, скорость термического распада 96-97% перекиси водорода снижается в 7-20 раз. Даже, если принять, что введение комплексоноз уменьшит скорость термического распада в 6 раз, т.е. годовая концентрации будет составлять ~0,05% при средней температуре 15°С, то через 10 лет хранения дальность стрельбы уменьшится всего на ~0,6%. Сейчас начаты исследования стабилизирующего действия НТФК и фосфицина при длительном хранении ВПВ в условиях нормальных температур.
Таким образом, имеются реальные возможности уменьшения потерь концентрации ВПВ до величины, не оказывающей практического влияния на эффективность и эксплуатационные характеристики топлива.
Представляют интерес данные, полученные в НИИ-25 по результатам хранения ВПВ-96 с начальной концентрацией ~ 97% в армейских емкостях РА-2МП, изготовленных из АД-1, объемом 2 м3, при температуре +5-+25°С. Результаты измерений концентрации ВПВ в процессе хранения приведены в таблице 2 (в %).
Как видно из таблицы 2, наблюдается падение концентрации ВПВ на 0,3 до 9 месяца хранения и практически сохранение концентрации неизменной в течение следующих 18 месяцев хранения.
Известно, что скорость падения концентрации ВПВ при хранении уменьшается с увеличением отношения объема емкости к контактирующей с ВПВ поверхностью. В связи с тем, что объем бака с ВПВ на II ступени 15А15 будет в несколько раз больше, чем объем армейских емкостей РА-2МП, то ожидаемое уменьшение концентрации ВПВ при хранении в баке ракеты будет меньше.
По стабильности пентаборана проблем нет. Проблема, связанная с высокой токсичностью пентаборана, решается ампулизацией II ступени ракеты 15А15. Продукты сгорания пентаборана с ВПВ нетоксичны.
Что касается возможности использования топлив на основе АлГ и, в частности АТ+АлГ+НДМГ, то помимо того, что при его применении на II ступени ракеты 15А15 получается в ~ 2 раза меньший выигрыш в дальности стрельбы по сравнению со случаем применения ВПВ+ПБ-1, есть еще ряд нерешенных проблем, как по возможности создания стабильной суспензии алюминия в гидразине (учитывая отсутствие положительных данных по длительному хранению АлГ), так и по конструкции двигателя, которые не дают возможности в настоящее время начать полноценную опытно-конструкторскую разработку двигателей. Какие либо данные, позволяющие определить пути и сроки разрешения этих проблем, практически отсутствуют.
В связи с вышеизложенным КБЭМ считает, что на II ступени модификаций ракеты 15А15 целесообразно использовать ЖРД, работающие на топливе ВПВ+ПБ-1. И это наиболее реальный путь повышения эффективности следующего поколения боевых ракет.
КБЭМ готово принять участие в проработках и предоставить Вам все необходимые данные.
Главный конструктор ГЛУШКО
Арх.№ 3146 (174-179)
Приложение 2
ДОКЛАД НА ТЕХНИЧЕСКОМ СОВЕЩАНИИ В КБЭМ ПО НОВЫМ ВЫСОКОКИПЯЩИМ ТОПЛИВAM 17 ИЮНЯ 1969 ГОДА
Исследование КБЭМ целесообразности использования суспензий алюминия в гидразине или в растворе НДМГ в гидразине как с AT так и с ПФХ, так же привело к отрицательным результатам. Основная причина — трудности газогенерации для привода турбины двигателя. Создание восстановительного газогенератора исключается, вследствие высокого содержания в горючем алюминия. При работе окислительного газогенератора, расплавленный, частично окислительный алюминий, содержащийся в рабочем теле в количестве 4-5% по весу, представляет опасность для проточной части турбины и для форсунок камеры сгорания, так как будет вызывать эрозию и накапливаться в течение работы двигателя. Если бы эрозия проточной части и засорение даже не имели место, пониженное относительное содержание окислителя в топливе с суспензией (в полтора-два раза) не позволяет обеспечить те же значения давления подачи и в камере сгорания, что при эталонном топливе (АТ+НДМГ), т.е. неизбежно снижение удельного импульса. Таким образом, если бы даже удалось преодолеть трудности, связанные с подачей суспензии алюминия в двигатель (вязкость примерно в 100 раз больше, чем у воды), засорением тракта горючего алюминием, охлаждения камеры и газогенератора суспензией, налипанием суспензии на стенки баков, удалось преодолеть и трудности газогенерации, эрозию и засорение проточной части турбины и форсунок окислителя, например, используя третий компонент для питания окислительного ГГ — горючее без металла, мы не достигли бы выигрыша в удельном импульсе. Лишь увеличение плотности топлива явилось бы наградой за усложнение двигателя и существенное снижение его надежности.
Использование в качестве горючего монометилгидразина (ММГ) вместо раствора НДМГ в гидразине облегчило бы эксплуатацию, т.к. температура замерзания ММГ -52,4°С. Во всех остальных отношениях проблемы остаются те же. Однако еще предстоит проверить взрывобезопасность ММГ при работе в условиях кавитации.
Изложенное позволяет сделать следующее заключение:
Гидразин и некоторые горючие на его основе, как-то: гидразин-50, суспензии металлов, металлоидов и гидридов в гидразине, обладают склонностью к локальным взрывам в трактах горючего в условиях эксплуатации в ЖРД. Чем больше тяга двигателя, тем больше проявляется склонность этих горючих к взрывчатому разложению.
Для воспроизведения взрывчатого разложения гидразина и горючих на его основе под воздействием внешних импульсов в лабораторных условиях, необходимо обеспечить содержание в жидком горючем его паровых пузырьков и пузырьков других газов.
Желательно проведение специализированными организациями (напр., ИХФ АН СССР, ГИПХ МХП) лабораторного исследования стойкости против взрыва гидразина и горючих на его основе, указанных в пункте 1, по методике, учитывающей рекомендацию пункта 2.
Желательно заключение компетентных организаций (ИХФ АН СССР, ГИПХ МХП) о возможности исключения взрывов газообразного гидразина и горючих на его основе в условиях эксплуатации без снижения эффективности этих горючих, например, введением газообразного аммиака и другими средствами.
Следует констатировать нецелесообразность использования в качестве горючего суспензии алюминия в гидразине или в растворе НДМГ в гидразине, поскольку использование такого горючего не приводит к увеличению удельного импульса. Получаемое увеличение плотности топлива не может оправдать неизбежное при этом снижение надежности двигателя. Создание ЖРД, работающего на суспензии алюминия, сопряжено с преодолением таких трудностей, что возможность создания работоспосоного двигателя на этом горючем является весьма проблематичной.
Использование пентафторида хлора с эксплуатационно пригодными известными высококипящими горючими не позволяет достичь удельного импульса, заметно большего, чем у эталонного топлива (АТ+НДМГ).
Академик В.П.ГЛУШКО
Арх.№ 2938 (47-55)
29.11.1969г.
МИНИСТРУ ОБЩЕГО МАШИНОСТРОЕНИЯ тов. АФАНАСЬЕВУ С.А.
В течение ряда лет институты АН СССР, отраслевые институты и конструкторские бюро ведут разработку жидких топлив для ампулизированных ракет, более эффективных, чем ныне широко применяемое (АТ+НДМГ). Работа проводится по плану Научного совета при Президиуме АН СССР по проблеме ЖРТ. Ракетные войска и ВМФ проявляют большой интерес к этим работам, способствуя их постановке и развитию.
Сложность проблемы до последнего времени не позволяла дать конкретные рекомендации по новым топливам. В письме Главкома Ракетных Войск маршала Советского Союза Крылова Н.И. от 24.6.1967г. адресованном АН СССР, MOM, МХП, справедливо указывалось: "Это привело к тому, что в настоящее время опытно-конструкторские работы по проектированию и созданию новых ракет стратегического назначения не предусматривают использование перспективных высокоэффективных ракетных топлив, позволяющих существенно уменьшить габариты и весовые характеристики ракет".
В 1969 г. положение существенно изменилось, так как в итоге большой проделанной работы оказалось возможным фиксировать внимание на двух топливных комбинациях:
1. Окислитель — пентафторид хлора (ПФХ), горючее — 25% раствор аммиака в гидразине (АГ). Это долгохранимое химически стабильное жидкое двухкомпонентное топливо позволяет увеличить удельный импульс на 12-17 сек по сравнению со штатным топливом (АТ+НДМГ) и обладает существенно большей плотностью (1,38 вместо 1,18 ). При том же габарите стратегической ракеты новое топливо позволяет увеличить вес полезного груза примерно в полтора раза.
ПФХ впервые синтезирован в США для ЖРД. Топливная пара ПФХ+АГ предложена КБЭМ. Введение аммиака в гидразин решило три задачи: снизило температуру восстановительного газа в газогенераторе до величины, делающей реальным создание двигателя на этом топливе, исключило взрывное разложение гидразина в условиях крупномасштабной эксплуатации и снизило температуру его замерзания с +1,5°С до -22°С. Недостатком этого топлива является низкая температура кипения под атмосферным давлением, что требует хранения его в ампулизированных баках под давлением до 4 ата. ПФХ более безопасен в эксплуатации, чем фтор, и температура продуктов горения в нем ниже. Методы получения этого топлива разработаны в ГИПХ. По данным ГИПХ производство окислителя может быть организованно на базе существующего Пермского фторного завода, а горючего — на базе существующих заводов НДМГ с относительно небольшими капиталовложениями.
Проработка в КБЭМ показала, что после проведения необходимых экспериментальных работ, уточняющих характеристики этого топлива, может быть создан двигатель с указанными выше характеристиками.
2. Окислитель — AT, горючее — суспензия алюминия в гидразине. Установлено, что не может быть создан работоспособный двигатель на этом двухкомпонентном топливе, поэтому НИИТП предложил использовать, помимо этих двух компонентов, еще третий (НДМГ) для питания газогенератора двигателя. Прирост удельного импульса, по сравнению со штатным топливом (АТ+НДМГ) ожидается в несколько единиц при одинаковых температурах в газогенераторе, а плотность топлива может достигать значительной величины (1,3).
Однако действительная эффективность этого топлива будет меньше рассчитанной только по этим показателям, т.к. применение трехкомпонентного топлива увеличит в полтора раза количество баков на ракете и комплектов автоматики баков и двигателя, что повлечет увеличение веса конструкции, а также снизит ее надежность.
Кроме того, остатки вязкой суспензии на стенках баков, особенно при низких температурах эксплуатации, также ухудшают весовые характеристики ракеты. Не решен вопрос о взрывобезопасности гидразиновой суспензии в условиях крупномасштабной эксплуатации и ряд других вопросов, связанных с использованием суспензии.
Научный совет по проблеме ЖРТ рассмотрел эти топлива и решением №33-69 от 20 октября 1969 г. признал перспективным топливо ПФХ+АГ и необходимым выполнение
КБЭМ в 1970 г. аванпроекта варианта двигателя на этом топливе для комплекса Д9М, разрабатываемого по решению Комиссии по военно-промышленным вопросам, используя результаты дополнительных экспериментальных работ в НИИ и КБ в 1970 г. по изучению свойств компонентов этого топлива. По результатам работы в конце 1970 г. можно будет принять окончательное решение о внедрении нового топлива в ракетную технику.
Этим же решением Научного совета по ЖРТ использование топлива АТ+суспензия алюминия в гидразине в настоящее время не рекомендуется, но признано целесообразным завершить ведущиеся научно-исследовательские работы по этому топливу.
25 ноября с.г. Совет главных конструкторов ракетных двигателей MOM рассмотрел эти вопросы и принял решение о выполнении в 1970 г. научно-исследовательских работ по обоим топливам с выполнением аванпроекта двигателей для Д9М на ПФХ+АГ в КБЭМ и на АТ+суспензия алюминия в гидразине в КБЭМ с последующим окончательным решением.
Конференция в НИИ-4 МО по перспективам развития ЖРД, проходившая 26-28 ноября с.г., поддержала это решение.
В настоящее время подготавливается проект решения Комиссии Президиума Совета Министров СССР по военно-промышленным вопросам о проведении этих работ.
Прошу Вашей поддержки.
Председатель научного совета
по проблеме «Жидкое ракетное топливо», академик ГЛУШКО
Арх.№2583 (174-177)
Приложение 3
Сводная таблица двигателей КБХМ, работающих на тиксотропном горючем
(цитируется по сайту ]]>http://www.lpre.de/]]> )
| Двигатель | Годы разработки | Компоненты топлива | Тяга на уровне моря/пустотная, тс | Назначение | примечание |
| С7.20.56 | 1973-1979 | Люминал-А/АК | /3 | Экспериментальная камера сгорания (КС) | ЖРД на металлизированном горючем (тиксотропная суспензия алюминия в гидразине |
| С7.21.105 | 1974-1979 | Люминал-А/АК | /32 | Экспериментальная КС | ЖРД на металлизированном горючем (тиксотропная суспензия алюминия в гидразине |
| С7.81.78 | 1977-1979 | Люминал-А/АК | /3 | Экспериментальный двигатель | ЖРД на металлизированном горючем (тиксотропная суспензия алюминия в гидразине |
| С7.21.128 | 1980-1987 | Люминал-А/АК | /10 | Экспериментальная КС | ЖРД на металлизированном горючем (тиксотропная суспензия алюминия в гидразине |
| С7.21.129 | 1980-1987 | Люминал-А/АК | /10 | Экспериментальная КС | ЖРД на металлизированном горючем (тиксотропная суспензия алюминия в гидразине |
| С7.86.130 | 1980-1987 | Люминал-А/АК | /10 | Экспериментальный двигатель | ЖРД на металлизированном горючем (тиксотропная суспензия алюминия в гидразине |
Источники:
rbase.new-factoria.ru
Жидкостные однокомпонентные двигатели. Наиболее широко используемый тип двигателя для управления ориентацией и скоростью космического аппарата - однокомпонентный гидразиновый (N2h5). Превосходные характеристики управляемости, относительная устойчивость при нормальных условиях хранения и чистые продукты разложения сделали его стандартом. Общая последовательность операций в гидразиновом двигателе (рис. 17.4):
· Когда система управления ориентацией подает сигнал для работы двигателя, электро-соленоидный клапан открывается, впуская гидразин. Это действие может быть импульсным (до 5 мс) или большой продолжительности (установившийся режим).
· Давление в топливном баке вытесняет жидкий гидразин в инжектор. Он входит как аэрозоль в реактивный двигатель и контактирует со слоями катализатора.
· Слой катализатора состоит из гранул окиси алюминия, пропитанных иридием. Наиболее широко отработан катализатор, производимый Shell Oil Company, он называется Shell 405. Поступающий жидкий гидразин при его точке испарения контактирует со слоем катализатора и с горячими газами покидает частицы катализатора. Температура гидразина повышается до точки, когда коэффициент его разложения становится таким высоким, что возникает самоподдерживание химической реакции.
· Управляя потоком переменных и геометрией каталитической камеры, разработчик может подогнать пропорции химических продуктов, температуры истечения, молекулярного веса и таким образом теплосодержания для нужной задачи (рис 17.4). Для задачи двигателя малой тяги, где главное удельный импульс, разработчик стремится обеспечить 30-40 процентную диссоциацию аммиака, это приблизительно наименьшее процентное отношение, которое может надежно поддерживаться. Для задач генерации газа, где обычно желательна низкая температура газов, разработчик обеспечивает высшие уровни диссоциации аммиака.
· В заключение, в космических двигателях малой тяги продукты разложения гидразина покидают слой катализатора и выходят из камеры через сопло с высоким коэффициентом расширения для создания тяги.
Рисунок 17.5 схематически показывает однокомпонентную гидразиновую систему, использованную для космических аппаратов GRO. Это одна из наибольших когда-либо построенных гидразиновых систем, она содержит около 1800 кг гидразина и является первой такой системой, разработанной для дозаправки на орбите. Она работает в режиме холодного запуска. Для этой операции топливо и газ наддува сохраняются в одном баке. По мере того как топливо вытесняется из бака, уровень давления падает. Система имеет восемь двигателей, работающих с максимальной тягой 30 Н для управления и четыре двигателя, работающих с максимальной тягой 535 Н для коррекции орбиты и управления высотой. Оба набора гидразиновых двигателей полностью дублируют все функции. Оба используют катализатор Shell 405 и работают, как описано выше. Система также имеет четыре больших бака принудительного выталкивания с эластичными диафрагмами, каждая удерживает около 450 кг гидразина.
Система полностью имеет двух-сбойный допуск (требование безопасности запусков космического корабля Шаттл) и поэтому содержит три соленоидно-блокирующих изолирующих клапана в серии потока "leg" (между баками и другим двигателем) для всех 18 блокирующих изолирующих клапанов. Они названы блокирующие клапаны, потому что стоят в позиции, в которой они были после последней команды (т.е. открыто или закрыто), поэтому требуют энергию только для команд периодом длительностью 200 мс. Система также имеет восемь ручных клапанов загрузки и выгрузки. Каждый бак имеет один клапан для топлива и один для газа для загрузки гидразина и газа наддува (GN2) с соответствующих сторон бака принудительного выталкивания. Двигательная система GRO также имеет разнообразные компоненты, такие как фильтры (предохранение системы от загрязнения), датчики давления, датчики температуры, термостатически управляемый слой катализатора и линейные нагреватели. Эти нагреватели увеличивают срок активного существования двигателя и предотвращают топливо от замерзания.
vunivere.ru
Гидрази́н (диамид) h3N—Nh3 — бесцветная, сильно гигроскопическая жидкость с неприятным запахом.
Молекула N2h5 состоит из двух групп Nh3, повёрнутых друг относительно друга, что обусловливает полярность молекулы гидразина, μ = 0,62·10−29 Кл · м. Смешивается в любых соотношениях с водой, жидким аммиаком, этанолом; в неполярных растворителях растворяется плохо. Гидразин и большинство его производных токсичны.
Термодинамически гидразин значительно менее устойчив, чем аммиак, так как связь N—N не очень прочна: разложение гидразина - экзотермическая реакция, протекающая в отсутствие катализаторов при 200-300 °С:
3 N2h5 → 4 Nh4 + N2Переходные металлы (Co, Ni, Cu, Ag) катализируют разложение гидразина, при катализе платиной, родием и палладием основными продуктами разложения являются азот и водород:
N2h5 → N2 + 2 h3Благодаря наличию двух неподелённых пар электронов у атомов азота, гидразин способен к присоединению одного или двух ионов водорода. При присоединении одного протона получаются соединения гидразиния с зарядом 1+, двух протонов — гидразиния 2+, содержащие соответственно ионы N2H5+ и N2H62+. Водные растворы гидразина обладают основными свойствами, но его основность значительно меньше, чем у аммиака:
N2h5 + h3O → [N2H5]+ + OH− (Kb = 3,0·10−6)(для аммиака Kb = 1,78·10−5) Протонирование второй неподеленной пары электронов протекает ещё труднее:
[N2H5]+ + h3O → [N2H6]2+ + OH− (Kb = 8,4·10−16)Известны соли гидразина — хлорид N2H5Cl, сульфат N2H6SO4 и т. д. Иногда их формулы записывают N2h5 · HCl, N2h5 · h3SO4 и т. д. и называют гидрохлорид гидразина, сульфат гидразина и т. д. Большинство таких солей растворимо в воде.
Соли гидразина бесцветны, почти все хорошо растворимы в воде. К числу важнейших относится сульфат гидразина N2h5 · h3SO4.
Гидразин — энергичный восстановитель. В растворах гидразин обычно также окисляется до азота:
4KMnO4 + 5N2h5 + 6 h3SO4 → 5N2 + 4MnSO4 + 2K2SO4 + 16h3OВосстановить гидразин до аммиака можно только сильными восстановителями, такими, как Sn2+, Ti3+, водородом в момент выделения(Zn + HCl):
N2h5 + Zn + 4HCl → 2Nh5Cl + ZnCl2Окисляется кислородом воздуха до азота, аммиака и воды. Известны многие органические производные гидразина. Гидразин, а также гидразин-гидрат, гидразин-сульфат, гидразин-хлорид, широко применяются в качестве восстановителей золота, серебра, платиновых металлов из разбавленных растворов их солей. Медь в аналогичных условиях восстанавливается до закиси.
В органическом синтезе гидразин применяется для восстановления карбонильной группы альдегидов и кетонов до метиленовой по Кижнеру—Вольфу (реакция Кижнера—Вольфа), реакция идёт через образование гидразонов, расщепляющихся затем под действием сильных оснований.
Качественной реакцией на гидразин служит образование окрашенных гидразонов с некоторыми альдегидами, в частности — с p-диметиламинобензальдегидом.
Гидразин получают окислением аммиака Nh4 или мочевины CO(Nh3)2гипохлоритом натрия NaClO:
Nh4 + NaClO
Nh3Cl + NaOH Nh3Cl + Nh4 N2h5 · HCl, реакция проводится при температуре 160 °C и давлении 2,5−3,0 МПа.
Синтез гидразина окислением мочевины гипохлоритом по механизму аналогичен синтезу аминов из амидов по Гофману:
h3NCONh3 + NaOCl + 2 NaOH N2h5 + h3O + NaCl + Na2CO3, реакция проводится при температуре ~100 °C и атмосферном давлении.
Гидразин применяют в органическом синтезе, в производстве пластмасс, резины, инсектицидов, взрывчатых веществ, в качестве компонента ракетного топлива.
Гидразина сульфат применяется в случае таких заболеваний, как неоперабельные прогрессирующие распространенные формы, рецидивы и метастазы злокачественных опухолей — рак легкого (особенно немелкоклеточный), молочных желез, желудка, поджелудочной железы, гортани, эндометрия, шейки матки, десмоидный рак, саркома мягких тканей, фибросаркома, нейробластома, лимфогранулематоз, лимфосаркома (монотерапия или в составе полихимиотерапии).
Гидразин и его производные, такие как метилгидразин, несимметричный диметилгидразин и их смеси (аэрозин) широко распространены как ракетное горючее. Они могут быть использованы в паре с самыми разными окислителями, а некоторые и в качестве однокомпонентного топлива, в этом случае рабочим телом двигателя являются продукты разложения на катализаторе. Последнее удобно для маломощных двигателей.Во время Второй мировой войны гидразин был применён в Германии на реактивных истребителях «Мессершмитт Ме-16З».
Теоретические характеристики различных видов ракетного топлива, образованных гидразином с различными окислителями.
| Фтор | 364,4 с | °С | 1,314 | 5197 м/с | 31 % |
| Тетрафторгидразин | 334,7 с | °С | 1,105 | 4346 м/с | 23,5 % |
| ClF3 | 294,6 с | °С | 1,507 | 4509 м/с | 27 % |
| ClF5 | 312,0 с | °С | 1,458 | 4697 м/с | 26,93 % |
| Перхлорилфторид | 295,3 с | °С | 1,327 | 4233 м/с | 40 % |
| Фторид кислорода | 345,9 с | °С | 1,263 | 4830 м/с | 40 % |
| Кислород | 312,9 с | °С | 1,065 | 3980 м/с | 52 % |
| Перекись водорода | 286,9 с | °С | 1,261 | 4003 м/с | 33 % |
| N2O4 | 291,1 с | °С | 1,217 | 3985 м/с | 43 % |
| Азотная кислота | 279,1 с | °С | 1,254 | 3883 м/с | 40 % |
Гидразин также применяется в качестве топлива в гидразин-воздушных низкотемпературных топливных элементах.
Жидкая смесь гидразина и нитрата аммония используется как мощное взрывчатое средство с нулевым кислородным балансом — астролита, который, однако, в настоящее время практического значения не имеет.
dik.academic.ru
Существуют двигатели на которых можно построить не только очень эффектную управляемую по радио модель самолета или ракетоплана, но и реальный летательный ранец для полета и зависания в воздухе взрослого человека. 
Это двигатели на разложении перекиси водорода или перекиси и керосина (спирта, глицерин, солярки и т.п.). Такой двигатель изобрел еще в 30-е годы прошлого века немецкий инженер Вальтер. Позже он же ставил этот двигатель на небольшие реактивные истребители.Технически двигатель очень прост, а с учетом современных пластиков (перекись водорода реагирует с некоторыми металлами) его действующую модель изготовить можно даже "на кухне".ВНИМАНИЕ: Концентрированная перекись водорода причиняет сильные ожоги, и взрывоопасна в закрытых сосудах при попадании даже нескольких пылинок ржавчины или окислов металлов!
Главной идеей двигателей Вальтера было использование в качестве энергоносителя и одновременно окислителя концентрированной перекиси водорода, разлагаемого с помощью различных катализаторов, главным из которых был перманганат натрия, калия или кальция. В сложных реакторах двигателей Вальтера в качестве катализатора применялось и чистое пористое серебро.При разложении перекиси водорода на катализаторе выделяется большое количество теплоты, причём образующаяся в результате реакции разложения перекиси водорода вода превращается в пар, а в смеси с одновременно выделяющимся во время реакции чистым кислородом образует так называемый «парогаз». Температура парогаза, в зависимости от степени начальной концентрации перекиси водорода, может достигать 700 С-800 С.Концентрированная примерно до 80-85 % перекись водорода в разных немецких документах носила название «оксилин», «топливо Т» (T-stoff), «аурол», «пергидроль». Раствор катализатора имел название Z-stoff.Топливо для двигателей Вальтера, состоявшее из T-stoff и Z-stoff, называлось однокомпонентным, поскольку катализатор не является компонентом.В других типах двигателей Вальтера использовалось двухкомпонентное топливо, состоящее из T-stoff и, например, С-stoff (смесь 30 % гидразина, 57 % метанола, 13 % воды). Например, на такой смеси работал двигатель Walter HWK RI-203 (см. ниже).Температура в камере сгорания двигателей, использовавших T-stoff и С-stoff или иные жидкие горючие (например метанола, нефти, декалина,) была значительно более высокой, чем температура паро-кислородного парогаза и достигала температур камеры сгорания ЖРД использующих в качестве окислителя азотную кислоту или тетраоксид азота. КПД двигателей Вальтера с использованием выделяющегося при реакции разложения перекиси водорода кислорода путём сжигания в нём жидких органических топлив был значительно выше, чем КПД простой реакции разложения T-stoff на катализаторе.В ЖРД двигателях Вальтера парогаз T-stoff и Z-stoff, образовывающийся в реакторе, которым являлась часто сама камера сгорания (разложения), создавал реактивную тягу, так же как и газы горения T-stoff и С-stoff. В некоторых типах двигателя Вальтера T-stoff не соединялся непосредственно с С-stoff, а сначала разлагался с помощью Z-stoff, и только затем горячий окислительный парогаз окислял различные С-stoff-горючие в камере сгорания.Модель двигателя Вальтера это небольшая камера в которую подается по двум трубкам жидкая перекись водорода (30%) и раствор марганцовки. В результате реакции смесь паров выбрасывается через узкое сопла.В реальном двигателе нужно предусмотреть генератор давления газа или рагогретого воздуха, который будет вытенять перекись и топливо (если оно используется) из бака в камеру под достаточным для распыления давлением.
owalon.com
