современные вещества и перспективные разработки

Оторваться от Земли, набрать скорость, достаточную, чтобы выйти на орбиту – это требует колоссальных затрат топлива. Например, сухая масса ракеты «Союз» – это масса без учета топлива, чуть больше тридцати трех с половиной тонн. Но на старте общая масса ракеты – почти 308 тонн – только одиннадцать процентов от общей массы выходят в космос с полезной нагрузкой. Больше 270 тонн топлива сгорает, чтобы «Союз» преодолел притяжение.

Фото: Роскосмос

В материале «Научной России» о видах ракетного топлива, которые используют сегодня, и о перспективных разработках.

Твердое ракетное топливо

Сегодня дымный порох используют в основном в петардах, салютах и других пиротехнических изделиях, хотя изначально именно он был первым ракетным топливом. Одно из четырех великих китайских изобретений – по отдельным данным, смесь селитры, древесного угля и серы использовали в ракетах еще во втором веке нашей эры.

Твердотопливный двигатель

Изображение: Википедия

Твердое ракетное топливо – это вещество, или смесь веществ, которые способны гореть без доступа кислорода, при этом выделяя достаточно много газа. Среди достоинств твёрдотопливных двигателей называют относительную простоту в изготовлении и применении, отсутствие проблемы с утечками токсичных веществ, надежность и возможность долговременного хранения топлива. Недостатки таких двигателей – это невысокий удельный импульс, трудности в управлении тягой двигателя и его повторным запуском, высокий уровень вибраций при работе. Из-за недостатков твёрдотопливных двигателей, первыми в космос полетели именно ракеты с двигателями на жидком топливе, хотя, твердые горючие смеси были изобретены раньше. 

Твердотопливные ускорители использовали при запуске американских шаттлов – два таких устройства, длиной сорок пять с половиной метров и общей массой 1180 тонн разгоняли корабли и отделялись на высоте около сорока пяти километров примерно через две минуты после запуска: они спускались на парашютах и после заправки их использовали снова.

Современные твердые топлива – это смесь горючих веществ и окислителя. Для ракетостроения подходят многие, но большинство основаны на окислителях, которые способны взаимодействовать с разным горючим. Это могут быть перхлораты аммония, лития или калия. Или нитраты калия или аммония. Как горючее используют металлы, или их сплавы, например, алюминий, магний, литий и бериллий. Возможно использование и других материалов: полимеров или смол, как полиэтилен, каучук и битум.

Жидкое ракетное топливо

Жидкостные реактивные двигатели могут использовать в качестве топлива одно-, двух- и трёхкомпонентные смеси. У них высокий удельный импульс, их можно останавливать и повторно запускать, что важно при маневрировании в космосе, сами ракеты на жидкостных двигателях получаются легче. Но они сложнее устроены и дороже: система топливных баков, трубопроводов и насосов требует более тщательной подготовки и проверки в процессе сборки и перед запуском.  

Изображение жидкостного двигателя

Изображение: mbradio. ru

Элементы жидкого топлива – это горючее и окислитель. Они подаются из разных баков под давлением через форсунки и перемешиваются в камере сгорания. После воспламенения начинается процесс горения, которое продолжается, пока горючее и окислитель поступают в камеру. Керосин, водород, сжиженный для закачки в баки и азотно-водородное соединение гидразин – основные виды горючего для жидкостных ракетных двигателей. Если в качестве горючего используют керосин или водород, в качестве окислителя применяют сжиженный кислород. Если горючим выступает гидразин, то как окислитель используют четырехокись азота — N2O4.

Чище остальных горит водород – соединяясь с кислородом он выделяет только тепло и водяные пары. Керосин, который очищают, чтобы использовать как горючее, при сгорании выделяет угарный и углекислый газы.

Топливо жидкостных двигателей может быть и однокомпонентным. Из-за небольшого удельного импульса и меньшей эффективности такие виды менее популярны, чем двухкомпонентные смеси, но их отличает простота в конструкции двигателя. Однокомпонентное топливо – это жидкость, которая при взаимодействии с катализатором разлагается с образованием горячего газа. Это может быть гидразин, который разлагается на аммиак и азот, или концентрированный пероксид водорода, который образует перегретый водяной пар и кислород. В качестве катализатора может выступать, например, окись железа.

Топливо будущего

Химические ракетные топлива, и жидкие, и твердые, способны вывести космические аппараты на околоземные или лунные орбиты, но для дальних космических миссий их может быть недостаточно.

Одно из предложений, которое может решить проблему с дальними полетами – это ядерные двигатели. По расчетам, ядерный тепловой двигатель может доставить ракету на Марс всего за три месяца. Одна из американских компаний предложила использовать ядерный двигатель со сжиженным водородом в качестве рабочего тела. В такой системе реактор вырабатывает тепло из уранового топлива. Это тепло нагревает жидкий водород, который при расширении и создает тягу. Разработки ядерных ракетных двигателей начинались еще в пятидесятых годах, но пока ни один из таких аппаратов не был запущен.

А в марте 2021 года в Роскосмосе сообщили, что в 2025-2030 годах планируют испытать еще одну перспективную разработку – новые ионные двигатели мощностью от 200 Вт до 35 кВ. Ионные двигатели – это тип электрических ракетных двигателей, которые создают тягу на базе ионизированного газа, разогнанного до высоких скоростей в электрическом поле. Такие разработки уже используются в космических миссиях. Ионные двигатели отличаются малым расходом топлива и долгим временем работы.

Фото на главной странице: Роскосмос

По материалам из открытых источников

РАКЕТНЫЕ ТОПЛИВА • Большая российская энциклопедия

Авторы: В. Г. Спиркин

РАКЕ́ТНЫЕ ТО́ПЛИВА, ве­ще­ст­ва, яв­ляю­щие­ся ис­точ­ни­ком энер­гии и ра­бо­чим те­лом, соз­даю­щим ре­ак­тив­ную тя­гу в ра­кет­ных дви­га­те­лях, при­ме­няе­мых в кос­мо­нав­ти­ке, авиа­ции, во­ен­ной и др. от­рас­лях тех­ни­ки. Р. т. под­раз­де­ля­ют на жид­кие, ге­ле­об­раз­ные, твёр­дые, гиб­рид­ные и ядер­ные в за­ви­си­мо­сти от со­ста­ва, струк­ту­ры, свойств и на­зна­че­ния то­п­лива. Р. т. сго­ра­ют в ка­ме­ре сго­ра­ния дви­га­те­ля, об­ра­зуя про­дук­ты сго­ра­ния с темп-рой 3000–4500 °C, ис­те­каю­щие со ско­ро­стью 2500–4500 м/с и соз­даю­щие ре­ак­тив­ную си­лу. Энер­ге­тич. по­ка­за­те­ли и эф­фек­тив­ность Р. т. ха­рак­те­ри­зу­ют­ся удель­ным им­пуль­сом Р_уд – от­но­ше­ни­ем тя­ги дви­га­те­ля к рас­хо­ду Р. т. в еди­ни­цу вре­ме­ни (кг/кг то­п­ли­ва в с).

Жид­кие Р. т. под­раз­де­ля­ют на од­но- и двух­ком­по­нент­ные. К од­но­ком­по­нент­ным от­но­сят­ся про­дук­ты, не ну­ж­даю­щие­ся для сго­ра­ния в по­да­че окис­ли­те­ля из­вне. Это со­еди­не­ния ти­па эти­лен­ок­си­да, пе­рок­си­да во­до­ро­да, ор­га­нич. нит­ра­ты (в т. ч. ме­тил- и этил­нит­рат, нит­ро­гли­це­рин), ко­то­рые в ка­ме­ре сго­ра­ния дви­га­те­ля под­вер­га­ют­ся пре­вра­ще­нию с вы­де­ле­ни­ем боль­шо­го ко­ли­че­ст­ва те­п­ло­ты и га­зо­об­раз­ных про­дук­тов. Пе­рок­си­ды и нит­ро­ал­ка­ны об­ла­да­ют от­но­си­тель­но низ­ки­ми энер­ге­тич. по­ка­за­те­ля­ми (напр., для 100%-но­го Н₂О₂ те­п­ло­та сго­ра­ния рав­на 2,9 МДж/кг и Р_уд=145 с). Этот вид Р. т. при­ме­ня­ют в ка­че­ст­ве вспо­мо­гат. то­п­ли­ва для сис­тем управ­ле­ния и ори­ен­та­ции ле­тат. ап­па­ра­тов, при­во­дов тур­бо­на­со­сов дви­га­те­лей. Двух­ком­по­нент­ные Р. т. со­дер­жат го­рю­чее и окис­ли­тель. Го­рю­чи­ми яв­ля­ют­ся: лиг­рои­но-ке­ро­си­но­вые и ке­ро­си­но-га­зой­ле­вые неф­тя­ные фрак­ции (пре­де­лы вы­ки­па­ния 150–315 °C), жид­кие во­до­род, ме­тан, этан, про­пан, спир­ты (в т. ч. ме­ти­ло­вый, эти­ло­вый, фур­фу­ри­ло­вый), гид­ра­зин и его про­из­вод­ные (1,1-ди­ме­тил- и фе­нил­гид­ра­зи­ны), жид­кий ам­ми­ак, ани­лин, ме­тил-, ди­ме­тил- и три­ме­тил­ами­ны, бо­ро­во­до­ро­ды (ти­па де­ка­бо­ра­на, ди­бо­ра­на, пен­та­бо­ра­на), ме­талл­со­дер­жа­щие со­еди­не­ния (го­мо­ген­ные сис­те­мы) – три­эти­ла­лю­ми­ний, гид­ри­ды и бо­ро­гид­ри­ды ме­тал­лов (Аl, Li, Be), ге­те­ро­ген­ные сус­пен­зии ме­тал­лов в гид­ра­зи­не и уг­ле­во­до­ро­дах. В ка­че­ст­ве окис­ли­те­ля при­ме­ня­ют жид­кий ки­сло­род, пе­рок­сид во­до­ро­да, кон­цен­трир. азот­ную ки­сло­ту, мо­но- и ди­ок­сид азо­та, тет­ра­нит­ро­ме­тан, жид­кие фтор и хлор, OF₂, ClF₃, NO₃F. При по­да­че в ка­ме­ру сго­ра­ния дви­га­те­ля эти Р. т. мо­гут са­мо­вос­пла­ме­нять­ся (напр., азот­ная ки­сло­та с ани­ли­ном, N₂O₄ с гид­ра­зи­ном), не­ко­то­рые Р. т. не са­мо­вос­пла­ме­ня­ют­ся и тре­бу­ют по­да­чи энер­гии от вос­пла­ме­нит. уст­рой­ст­ва (напр., смесь О₂ с Н₂). При ис­поль­зо­ва­нии сус­пен­зий ме­тал­лов в го­рю­чем (напр., Be в жид­ком Н₂) мож­но по­вы­сить Р_уд. Макс. Р_уд име­ют жид­кие Р. т. (412 с для H₂ с OF₂, бо­лее 400 с для H₂ с F₂, 391с для Н₂ с О₂).

Ге­ле­об­раз­ные Р. т. – го­рю­чие ве­ще­ст­ва, за­гу­щён­ные со­ля­ми вы­со­ко­мо­ле­ку­ляр­ных ор­га­нич. ки­слот или спец. до­бав­ка­ми. Та­ки­ми го­рю­чи­ми яв­ля­ют­ся, напр., гид­ра­зин или уг­ле­во­до­ро­ды. По­вы­ше­ние Р_уд дос­ти­га­ет­ся до­бав­ле­ни­ем в сме­си го­рю­чих и окис­ли­те­лей по­рош­ков Аl или Be (напр., Р. т., в со­став ко­то­ро­го вхо­дят гид­ра­зин, Be).

Твёр­дые Р. т. под­раз­де­ля­ют на бал­ли­стит­ные (прес­со­ван­ные нит­ро­гли­це­ри­но­вые по­ро­ха) и сме­се­вые (лить­е­вые), ко­то­рые при­ме­ня­ют в ви­де ка­наль­ных ша­шек, го­ря­щих по внеш­ней ли­бо внутр. по­верх­но­сти за­ря­дов. Сме­се­вые то­п­ли­ва с Р_уд=200 с пред­став­ля­ют со­бой ге­те­ро­ген­ные сме­си, как пра­ви­ло, окис­ли­те­ля ти­па пер­хло­ра­та ам­мо­ния (60–70% по мас­се), го­рю­че­го-свя­зую­ще­го – разл. по­ли­ме­ров, кау­чу­ков – по­ли­бу­та­дие­но­во­го, нит­риль­но­го, бу­тил­кау­чу­ка (10–15%), пла­сти­фи­ка­то­ра (5–10%), по­рош­ков ме­тал­лов Al, Be, Mg или их гид­ри­дов (10–20%), от­вер­ди­те­ля (0,5–2,0%) и ка­та­ли­за­то­ров го­ре­ния (0,1–1,0%). Осн. пре­иму­ще­ст­ва твёр­дых Р.  т. пе­ред жид­ки­ми – от­сут­ст­вие не­об­хо­ди­мо­сти пред­ва­рит. за­прав­ки дви­га­те­ля то­п­ли­вом пе­ред стар­том, за­пол­не­ние дви­га­те­ля то­п­ли­вом на за­во­де, по­сто­ян­ная го­тов­ность к за­пус­ку, от­но­сит. про­сто­та кон­ст­рук­ции и экс­плуа­та­ции дви­га­те­ля; осн. не­дос­та­ток – зна­чи­тель­но мень­шее те­п­ло­со­дер­жа­ние.

Гиб­рид­ные Р. т. – сис­те­мы, со­дер­жа­щие го­рю­чее в твёр­дом со­стоя­нии в ка­ме­ре сго­ра­ния, а окис­ли­тель – в жид­ком со­стоя­нии в отд. ём­ко­сти (или на­обо­рот). Напр., го­рю­чи­ми мо­гут слу­жить от­вер­ждён­ные неф­тя­ные уг­ле­во­до­ро­ды, гид­ра­зин, по­ли­ме­ры и их сме­си с по­рош­ка­ми Al, Be, BeH₂, LiH, окис­ли­те­ля­ми – HNO₃, N₂O₄, H₂O₂, FClO₃, ClF₃, О₂, F₂, OF₂. Макс. ве­ли­чи­ну Р_уд име­ют Р. т. со­ста­ва: 395 с для BeH₂ с F₂, 375 с для ВеН₂ с Н₂О₂, 371 с для ВеН₂ с О₂.

Ядер­ные Р. т. пред­на­зна­че­ны для ис­поль­зо­ва­ния в дви­га­те­лях кос­мич. ра­кет. В ядер­ном ре­ак­то­ре про­ис­хо­дит де­ле­ние атом­ных ядер ура­на с вы­де­ле­ни­ем те­п­ло­ты. Че­рез ре­ак­тор про­ка­чи­ва­ет­ся ра­бо­чее те­ло (спирт, во­да, ам­ми­ак, во­до­род), ко­то­рое при ис­те­че­нии из дви­га­те­ля со­зда­ёт ре­ак­тив­ную си­лу. Из-за силь­но­го ио­ни­зи­рую­ще­го из­лу­че­ния ядер­ные Р. т. не на­шли ши­ро­ко­го при­ме­не­ния.

Чем кормить ракету?

Полеты по Галактике, орбитальные станции… Мечты о перемещениях в космосе не стали бы явью, не изобрети человечество ракетное топливо. Кстати, чем именно заправляют космические летательные аппараты? Можно ли заправить ракету автомобильным топливом и какой вид двигателя самый мощный? Рассказываем, чем же «кормить» ракету.

Действие равно противодействию

Большинство двигателей, которые отправляют ракеты в космос, реактивные. Это значит, что в отличие от машинных двигателей они ничего не вращают, а получают энергию другим путем.  

В камерах ракетных двигателей сжигается топливо. Образующийся газ под высоким давлением выбрасывается в одном направлении, а ракета с определенным ускорением летит в другую сторону. Это согласуется с третьим законом Ньютона — действие равно противодействию. Сила ракетного двигателя, то есть скорость выбрасывания газов, называется «тягой». В метрической системе она измеряется в ньютонах, но в США считают в «фунтах тяги». Один фунт тяги равен 4,45 ньютона. 

Различают твердотопливный и жидкостный двигатели. В топливах для них всегда есть окислитель для воспламенения и горючее, из которого получается рабочий газ, создающий тягу.

Твердая мощь для ракеты

Твердое топливо — смесь веществ, способных гореть без доступа к ним кислорода. Их делят на два типа: двухосновные (иначе их называют гомогенными) и смесевые. Первый тип представляет собой твердый раствор. Чаще всего нитроцеллюлозы в нитроглицерине. Исторически в состав смесевого твердого топлива входил порох, но теперь в нем содержатся перохлорат аммония, мелкодисперсный сферический порошок алюминия или магния и органический полимер.

ЛИКБЕЗ

Твердотопливный двигатель или РДТТ (ракетный двигатель твердого топлива) иначе называют твердотопливным ускорителем (ТТУ).
Жидкостный двигатель сокращают как ЖРД (жидкостный ракетный двигатель).

Андрей Рюрикович, заслуженный испытатель космической техники:

— Твердотопливный двигатель проще в изготовлении и обслуживании. По сути, это просто бочка с дыркой. А жидкостный — вакханалия трубопроводов и разных агрегатов, поэтому надежность их меньше. При этом у ЖРД больше удельный импульс и управляемость: проще включать/выключать, регулировать величину тяги. Жидкостный двигатель, если он заправлен криогенным топливом, обладает одной особенностью — сложнейшей процедурой заправки перед стартом (ракета Илона Маска Falcon 9 взорвалась именно во время заправки топливом). РДТТ включил, и все: пока не прогорит — не выключишь. 

Однажды произошла ситуация с американским шаттлом: авария одного из трех жидкостных двигателей на старте. Аварийный и два других жидкостных двигателя удалось выключить до запуска ТТУ. Если бы авария развивалась еще пару секунд и ТТУ включился, катастрофа и гибель экипажа были бы неминуемы. 

Твердотопливные двигатели проще в обслуживании. Лежат себе и лежат. Требуется только периодически проверять температуру и влажность в хранилище. Но если он пролежит очень долго, происходит «высыхание» заряда, и в нем появляются трещины, которые при зажигании двигателя резко увеличивают площадь горения топлива, и, соответственно, давление внутри камеры сгорания. Тогда ТТУ превращается в непредсказуемую мину: то ли сработает как надо, то ли разнесет вдребезги себя и все вокруг.

Гибкое управление

Жидкое топливо состоит из горючего и окислителя, но в камеру сгорания они закачиваются по отдельности и смешиваются позже. Топливо для жидкостных двигателей бывает однокомпонентное и двухкомпонентное. Однокомпонентное топливо (обычно это нитрометан) распадается на окислитель (кислород) и горючее. При использовании двухкомпонентного топлива окислитель подается к горючему отдельно. 

Для жидких ракетных топлив окислителями могут быть жидкий кислород, перекись водорода, азотная кислота с 15–20 % окислов азота, четырех­окись азота, тетранитрометан, фтор и его смеси с жидким кислородом. Горючим для жидких топлив бывают керосин, водород, гидразин (азотно-водородное соединение N2h5), бензин, парафины и ароматические соединения, окись углерода, циклогексан и циклопропан, этилен, окись пропилена или этилена, ацетилен с водородом.

Возможные комбинации «горючее — окислитель»:

Жидкие водород и кислород для космических шаттлов.
Бензин и жидкий кислород использовались в ракетах Годдарда.
Керосин и жидкий кислород применялись для первой ступени «Сатурн-5» в программе «Апполон».
Спирт и жидкий кислород в немецких ракетах V2, известных как «Фау-2» — первые в мире баллистические ракеты.
Четырехокись азота и монометилгидразин использовались в двигателях аппарата «Кассини».

Глупые вопросы о топливе

NT: Хранят ли топливо, и как это делают?

РОСКОСМОС: Двухкомпонентные хранят и транспортируют отдельно, и только непосредственно перед стартом ими заправляют ракету-носитель. Гептил может находиться в составе ракеты десятилетиями. Сроки хранения топлива в незаправленном состоянии (например, отдельно кислород и керосин) сопоставимы с автомобильным. 
Андрей Рюрикович: Криогенные компоненты, такие как жидкий кислород и жидкий водород, хранят в специальных цистернах-термосах – дюарах.

NT: Можно ли использовать ракетное топливо для заправки обычных двигателей внутреннего сгорания? 

РОСКОСМОС: Этот вопрос, на наш взгляд, больше относится к ведению автоинженеров и автопроизводителей. Вот, например, бензин и дизельное топливо, созданные и предназначенные для двигателей внутреннего сгорания, непригодны для использования в ракетных.
А.Р.: Бензин и дизельное топливо не используют из-за малой эффективности. Но ракеты Годдарда и первые советские ракеты летали на бензине.

NT: Вредно ли ракетное топливо для окружающей среды?
РОСКОСМОС: Экологичность заключается в воздействии соединений топлива на окружающую среду, здоровье людей и всего живого. К экологичным топливам можно отнести комбинации: керосин (нафтил) — кислород, водород — кислород, метан. Кислород, керосин и водород не опасны — при сгорании вреда от них даже меньше, чем от автомобильного топлива. Гептил токсичен, однако реальную опасность для здоровья он может представлять лишь в процессе производства. Хранится это топливо в герметичных условиях, исключающих взаимодействие с внешней средой. А продукты сгорания гептила опасности для экологии и здоровья человека не представляют.

Топливо будущего

Химическое ракетное топливо эффективно применяется для полетов на околоземной или лунной орбитах, но скорость, которую оно позволяет развивать космическому кораблю, недостаточна для освоения дальнего космоса.  

Эту проблему могли бы решить ядерные двигатели. Их разработки начались еще в 50-е годы прошлого века в США и СССР. Однако до сих пор ни одна ракета с ядерным двигателем не была запущена. Топливом для него служат уран и плутоний. Энергия распада или синтеза во время ядерных реакций нагревает горючее (водород или аммиак) и позволяет ракете лететь. Опасность заключается в том, что газ, который будет вылетать из сопла ракеты с ядерным двигателем, также радиоактивен. Это значит, что такие типы двигателей нельзя применять на Земле.

Ионный — еще один перспективный вид двигателя. Он состоит из электрического генератора, создающего сильное электрическое поле высокого напряжения. Положительно заряженные ионы газообразных веществ (водорода, гелия, ртути, ксенона, цезия) попадают в электрическое поле и разгоняются до космических скоростей. Затем выбрасываются из сопла, создавая таким образом тягу. 

Центр общественных коммуникаций корпорации «РОСКОСМОС»:

— В российской ракетно-космической промышленности используются в основном два вида жидких химических топлив: пара керосин (или его разновидность — нафтил) + кислород, которую применяют для ракет-носителей «Союз», «Ангара», «Зенит», и гептил — на ракетах-носителях «Протон», «Рокот», «Днепр». Ведутся перспективные разработки двигателя для работы на топливе водород + кислород — ранее этот вид топлива был использован для второй ступени сверхтяжелой ракеты-носителя «Энергия». Еще из перспективных видов ракетного топлива можно назвать метан. 

Возможности химического типа топлива (жидкого, твердого, газа) уже хорошо изучены, и его потенциал используется «на пределе». Поэтому ученые исследуют нехимические двигательные установки: ядерные, ионные, плазменные и подобные. Кое-какие успехи уже достигнуты, однако полностью заменить химическое топливо пока не представляется возможным. 

Материал опубликован в журнале NewTone

На твердой тяге

На прошлой неделе топливные сегменты двух ускорителей ракеты SLS прибыли в Космический центр имени Кеннеди во Флориде, прокатившись практически через все Соединенные Штаты с запада (штат Юта) на восток. Их везли сначала на огромных многоосных тягачах, а затем по железной дороге. На космодроме из них соберут два гигантских ускорителя сверхтяжелой ракеты SLS — ключевого элемента американской программы по возвращению на Луну. N + 1 разбирается, чем отличаются «лунные ускорители» от большинства двигателей, на которых сегодня летают в космос люди.

Первые ракеты работали на твердом топливе — порохе, чья низкая энергетика компенсировалась простотой изготовления и использования. Но когда потребовалось решать более сложные задачи, например, доставить заряд взрывчатки на расстояние в несколько сотен километров, полеты потребовали новых технологий — так топливо стало жидким, и двигатели соответственно изменились. 

Путь в космос был проложен на ракетах с ЖРД. На керосин-кислородных двигателях летала королёвская «семерка», которая вывела на орбиту «Спутник» и Гагарина. ЖРД стоят на американских «Фальконах» и «Дельтах», российских «Союзах» и «Протонах», китайских «Чанчжэнах», новозеландских «Электронах». 

Жидкостный двигатель действительно эффективен: его тягой удобно управлять, его можно выключить в любой момент и включать многократно. А компактные размеры позволяют легко перевозить двигатели и плотно компоновать их в торце ступени. При всей своей сложности, ЖРД — а это трубки и патрубки, турбонасосы, газогенераторы и форсуночные головки — уже давно технологически доступный уровень совершенства для выхода в космос.  

Но за плюсы ЖРД приходится платить сложностями эксплуатации. Жидкие компоненты топлива либо ядовиты, либо криогенны — и здесь вылезает множество проблем с их сжижением, защитой от тепловых потерь и расслоений. Утечки паров топлива токсичны и пожароопасны. Стартовая заправка ракеты требует большой наземной инфраструктуры: хранилищ для топлива, систем его подачи. Весь этот ком технологических операций усложняет пуск, на его подготовку уходит прорва времени. Заправленную ракету сложно хранить: на старте от нее идет белый туман — это стравливается испаряющийся жидкий кислород. 

В сравнении с этим ракетному двигателю на твердом топливе перед стартом не требуется ничего, кроме прикрепления к ракете — ни заправочных операций, ни строгих противопожарных мер, ни какого-либо обслуживания перед стартом. А запуск сводится к простому зажиганию воспламенителя.        

Однако у простых в одном отношении твердотопливных двигателей есть другая сложность. Увеличение их размеров оборачивается для ракетостроителей значительными трудностями. Во-первых, большое давление, запертое у ЖРД  в камере сгорания, у твердотопливных двигателей распространяется на весь корпус. Он должен его выдерживать — а значит быть прочнее и, следовательно, тяжелее. 

Сегмент ускорителя SLS отправляется в путь

NASA

Поделиться

Но самое сложное — это изготовление больших твердотопливных массивов. Попробуйте сделать топливную шашку весом сто тонн: такая громада будет оплывать под собственным весом, начнет меняться плотность в разных частях, внутри будут возникать напряжения и трещины. 

Поэтому когда в 1962 году появилась первая межконтинентальная твердотопливная ракета Minuteman I массой 28 тонн, в космосе уже летали спутники, запущенные жидкостными ракетами массой сотни тонн.  

Но прошло еще 20 лет твердотопливных инноваций, и люди все-таки полетели в космос на РДТТ — твердотопливные ускорители использовались при пусках «Спейс Шаттлов». 

Черным пятном на истории твердотопливных двигателей лежит катастрофа «Челленджера», которая случилась из-за негерметичности уплотнительных колец ускорителя — но она не отменила принципиальных преимуществ твердотопливных ускорителей: огромную тягу при компактном размере, простоту эксплуатации и невысокие затраты на изготовление. 

После доработки твердотопливные ускорители еще 110 раз вывели в космос шаттлы. За всю историю программы в космос слетало 355 человек — это 63 процента от всех людей, когда-либо побывавших на орбите. Иными словами, сегодня больше половины всех участников космических полетов попадали в космос на твердотопливном заряде. Поэтому для возвращения на Луну NASA решило вернуться к твердотопливным ускорителям.

Двигатель

Твердотопливный двигатель состоит из трех базовых частей: корпуса, топлива и реактивного сопла.  

Корпус больших РДТТ часто изготовляют намоткой прочных нитей с пропиткой твердеющими полимерами, получая крепкий и легкий композитный материал. Сопла РДТТ тоже часто делают из композитных материалов, используя различные вставки в напряженных частях сопла. 

Важны форма и площадь поверхности горения в топливе. Обычно в центре топлива идет канал, который может расширяться и усложняться — например, принимая форму звезды. Чем больше площадь горения, тем больше расход топлива и тяга двигателя. Геометрия канала и ее изменение в процессе горения программируют величину и изменение тяги двигателя во время работы.

Схема устройства твердотопливного ракетного двигателя на примере ускорителя SLS

Николай Цыгикало

Поделиться

Рецепт смеси

Твердое топливо по своему составу очень разнообразно, и делится на несколько типов. Львиную долю занимают смесевые топлива — тонко измельченные и перемешанные неорганические компоненты, соединенные связующими веществами. Одни из них являются окислителями, другие горючими, они реагируют во фронте горения топлива.

Помимо горючего и окислителя в топливо добавляют многие вспомогательные вещества. Чтобы топливо было пластичным, хорошо размешивалось и могло подаваться при снаряжении в корпус двигателя шнековыми машинами, в топливо вводят пластификаторы. Чтобы придать ему твердость, в топливо добавляют эпоксидные отвердители. При длительном вертикальном положении массив топлива не должен оплывать, давать трещины и накапливать внутренние напряжения — ракеты иногда стоят на боевом дежурстве десятки лет.

Если в топливе появятся трещины, то при работе двигателя они станут нерасчетными площадями горения, оплывший свод потеряет расчетную толщину и изменит форму канала, а возникшие в массиве топлива напряжения приведут к дополнительному разгару в этих местах. Эти риски возрастают под действием взлетной перегрузки, в разы усиливающей вес и давление массы топлива. 

Физические свойства топлива регулируются связующими добавками специальных стабилизаторов. Также в топливо добавляют ингибиторы и катализаторы горения, флегматизаторы (они уменьшают чувствительность топлива к трению, что необходимо при изготовлении смеси и снаряжения двигателя), ингибиторы окисления и другие добавки.

Состав топлива ускорителя SLS таков:

• 69,6 процентов окислителя, перхлората аммония NH₄ClO_4,
• 16 процентов металлического алюминия,
• 12 процентов полибутадиенакрилонитрила, 
• 1,96 процента эпоксидного отвердителя,
• 0,4 процента железа, которое используется в качестве катализатора.

В молекуле перхлората аммония — четыре атома кислорода. Они освобождаются при нагревании и окисляют металлический алюминий и полибутадиенакрилонитрил. Полибутадиенакрилонитрил, или бутадиен-нитрильный каучук (БНК) — это жесткая резина, которая работает и горючим, и связующим. Углерод и водород БНК при сгорании образуют газовое рабочее тело — смесь в основном углекислого газа и водяного пара. Второе горючее, мелкодисперсный алюминий, сгорает без выделения газов, но температура горения алюминия очень высока, около 3300 °С. Это повышает температуру газов, передавая им тепло сгорания металла.

Горение

Не каждое твердое ракетное топливо вы сможете зажечь спичкой или зажигалкой. Некоторые топлива не горят при обычном атмосферном давлении — так они спроектированы. Почему?

Давление внутри канала двигателя при горении составляет десятки атмосфер. Прижатый к горящей поверхности плотный горячий газ порождает поток тепла в массив топлива. Чем больше в одном кубическом сантиметре горячего газа, а значит тепла, тем быстрее этот сантиметр прогревает слой топлива. Ускорение сгорания топлива увеличивает выделение газов, приводя к росту давления. Повышенное давление может разорвать корпус двигателя или привести к нестационарному, разгоняющемуся горению наперегонки с давлением. Ускоренно развиваясь, эта взаимно усиливающая связка быстро достигает скорости и давления ударной волны, нагревающей топливо уже упругим сжатием до основных химических реакций — горение переходит в детонацию.

Горение твердого ракетного топлива

Николай Цыгикало

Поделиться

Поэтому скорость горения топлива проектируют для рабочих давлений в 30-50 атмосфер. А значит, для запуска двигателя это давление надо сначала создать. Это достигается специальным зарядом другого топлива, подобным пороховой шашке. Его сгорание поднимает давление в канале двигателя (с закрытым заглушкой соплом) до рабочего, при котором начинается устойчивое горение основного топлива. И одновременно нагревает поверхность топлива до начала химических реакций.

Соответственно, специфически устроено и выключение такого двигателя. Например, боевым межконтинентальным ракетам необходимо остановить двигатель последней ступени при достижении нужной скорости, иначе боеголовка перелетит свою цель (которая, как правило, находится ближе максимальной дальности ракеты). Если выжигать топливо целиком, и запускать ракету по высокой навесной траектории, ее полетное время недопустимо удлинится. Двигатель  надо остановить вовремя. Для обнуления его тяги взрывают детонационные шнуры, проложенные в корпусе двигателя. Шнуры подрывом вырезают в стенке корпуса два отверстия, и давление в канале двигателя мгновенно сбрасывается — без давления топливо гаснет, и тяга обнуляется.

Жесткий возница

На пресс-брифинге экипажа Crew Dragon сразу после стыковки корабля с МКС астронавт Боб Бенкен отметил, как плавно шел «Фалькон» первые минуты полета по сравнению с «Шаттлом». Это связано именно с тем, что двигатель «Мерлин»— жидкостный, а «Шаттлы» использовали на старте, помимо своих двигателей, еще и твердотопливные ускорители SRB.

Старт шаттла Discovery

NASA

Поделиться

Перед входом в имитатор полета на шаттле в Космическом центре им. Кеннеди у автора этих строк попросили выложить из карманов все мелкие предметы, ключи и монеты. Иначе их могло выбросить из карманов взлетной тряской.  

Первые две минуты, на этапе работы твердотопливных ускорителей, трясет так, будто вы мчитесь на телеге по крупной булыжной мостовой. На трансляциях из кабины шаттла видно, как экипаж при запуске мотает в креслах, а как только ускорители отсоединяются — тряска прекращается, и остается лишь еле ощутимая вибрация водородных двигателей шаттла.

В горячем газе, заполняющем канал работающего твердотопливного двигателя, возникают акустические колебания. Они сливаются в более сильные волны и усиливаются – растет давление во фронте волны, а большая скорость звука в раскаленном газе дает волнам большую быстроту движения. Натыкаясь на горящую топливную поверхность, акустические волны своим давлением ускоряют горение и выделение энергии — и сами получают от горящего топлива усиливающий удар и отражаются. Так они гуляют по всему сжатому газу канала внутри топлива, поддерживая и увеличивая свою силу. Под их действием горение топлива, в среднем равномерное, испытывает частые и множественные локальные усиления. Что и вызывает вибрации двигателя, которые приводят к тряске.

Выхлоп ускорителя выглядит как яркое белое пламя. Яркость ему придают раскаленные твердые микрочастицы, хорошо излучающие свет видимого диапазона: у свечи это микрочастицы твердого углерода, а у твердого ракетного топлива светят частицы продуктов разложения перхлората аммония, оксида алюминия — и тот же углерод.

Сверхзвуковая выхлопная струя тормозится об воздух, порождая сильные звуковые поля. От струи отходят множественные акустические волны, двигатель ревет и грохочет. Интенсивность этого процесса так сильна, что на огневых испытаниях рев двигателя вздымает грунтовую пыль — и кажется, что грунт дымится.

Поднятая с земли пыль окрашивает в темный цвет дым струи, бьющей на испытаниях горизонтально. Также дым затемняется несгоревшим углеродом полибутадиена. Без этих темных включений выхлоп имел бы белый цвет, образуемый частицами оксида алюминия и хлорида аммония.

Огневые испытания ускорителя в июне 2016 года

NASA

Поделиться

Ускоритель SLS

Ускорители ракеты SLS созданы на базе твердотопливных ускорителей «Спейс Шаттлов». К четырем
топливным сегментам добавили пятый, таким образом увеличив длину, массу и
мощность ускорителей. Отказались от многоразовости, сократив парашютный блок
приводнения и все затраты, связанные с циклом повторного использования. Высота
ускорителя 54 метра (это 18-этажный дом), масса — 726 тонн, а
тяга выросла до 1620 тонн, что в четыре раза мощнее ракеты-носителя «Союз». Сквозь сопло ускорителя свободно может пройти взрослый
человек.

Положение ускорителей на ракете SLS

Николай Цыгикало

Поделиться

Состоит ускоритель из трех основных элементов. Головная, или передняя, сборка
объединяет конус носового обтекателя и переднюю юбку, в которой находится
бортовая электроника и узел передачи тягового усилия на центральную ступень
ракеты. Пять топливных сегментов вырабатывают с большим расходом рабочее тело — газ с высокой температурой и давлением. Хвостовая юбка
защищает сопло от набегающего потока, содержит командную аппаратуру и механизм
поворота реактивного сопла для управления вектором тяги. Обе сборки, передняя и
задняя, несут по четыре небольших РДТТ для отведения отработавшего ускорителя
от центральной ступени. В верхнем топливном сегменте стоит также воспламенитель для запуска двигателя.

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

Поделиться

Ускорители SLS будут работать две минуты и шесть секунд, каждую секунду сжигая по 6
тонн топлива. После
этого они отделятся от ракеты и упадут в
Атлантический океан. Они стали самыми большими и мощными серийно выпускаемыми ракетными
двигателями, когда-либо сделанными человеком. Они будут
создавать четыре пятых всей тяги сверхтяжелой SLS,
летящей на Луну.

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

Топливо для ракеты своими руками.

Как я делаю ракетные двигатели. Это опасно! Вы делаете это на свой страх и риск

Классикой ракетомоделисты называют топливо, состоящее по весу из 35% сорбита и 65% калийной селитры, без каких-либо добавок. Это топливо достаточно хорошо изучено, имеет характеристики не хуже, чем у черного пороха, но изготовить его гораздо проще, чем правильный порох.
Для классики годится только калийная селитра. Если вы не найдете ее в продаже, придется изготовить самостоятельно из натриевой или аммиачной и сульфата или хлорида калия. Все это легко купить в магазинах,
торгующих минеральными удобрениями. Раньше в фотомагазинах продавали еще поташ (карбонат калия), он тоже годится для получения калийной селитры из аммиачной. При смешивании горячих насыщенных растворов натриевой селитры и хлорида калия калийная селитра сразу выпадет в осадок. Самодельную селитру придется очистить перекристаллизацией, для этого ее нужно растворить в небольшом количестве горячей кипяченой воды, профильтровать через вату и поставить раствор в холодильник. Затем слить раствор, селитру высушить на батарее, а потом и в духовке при примерно 150°С один-два часа. Тут главное — соблюдение температурного режима. При более высокой температуре селитра расплавится и станет непригодна к дальнейшему процессу. Сорбит (заменитель сахара] продается и в аптеках, и в продуктовых супермаркетах. Температура плавления чистого сорбита — 125°С, и по этой температуре его можно отличить от моногидрата сорбита, который иногда продается тоже под видом сорбита. Моногидрат плавится при 84°С и для топлива не годится.
Несмотря на несерьезное название, карамельное ракетное топливо — это в первую очередь ракетное топливо, и обращаться с ним надо уважительно. Первое и главное правило техники безопасности — ни в коем случае не готовьте карамель на открытом огне! Только электроплитка с закрытым нагревателем и регулятором температуры. Если нет подходящей электроплитки, можно воспользоваться обычным утюгом, только нужно сделать подставку, удерживающую его в перевернутом положении, подошвой вверх. Положение регулятора «три точки» отлично подходит для изготовления карамели.
Не следует отмеривать компоненты на глазок или по объему — только на весах. На вид кучки в 35 г сорбита и 65 г калийной селитры по объему почти одинаковы. И это нам на руку, так как легче смешивать топливо. Если селитра крупная, ее придется растолочь в ступке или смолоть в кофемолке. Но не перестарайтесь: кристаллики должны быть как у мелкой соли — если смолоть селитру в пыль, с топливом будет трудно работать, так как оно станет слишком вязким. 20 секунд — то что надо.
Теперь можно смешать порошки селитры и сорбита и выложить слоем не больше сантиметра толщиной на сковороду. Желательно мешать смесь непрерывно. Для перемешивания удобно использовать деревянную палочку от эскимо. Постепенно сорбит начнет плавиться, через некоторое время, по мере перемешивания, порошок превратится в однородную субстанцию, похожую на жидкую манную кашу. В расплавленном сорбите часть селитры растворяется, поэтому готовое топливо остается достаточно жидким и при 95°С. Перегревать топливо не следует, потому что при 140°С растворимость селитры скачком увеличивается и так же, скачком, увеличивается вязкость этого состава.
Как только последние комочки селитры размешаны, топливо готово — теперь его надо заливать в форму. Идеальная простота! Хорошо бы и двигатель сделать максимально простым, и такой вариант существует -если не требуются рекордные параметры, предпочтительным становится бессопловик. Он состоит только из корпуса и заряда. Несмотря на то что без сопла часть энергии топлива расходуется впустую, за счет экономии веса корпуса и сопла можно залить больше топлива и скомпенсировать потери.
Для корпуса понадобится картонная трубка с толщиной стенок 1-2 мм. Диаметр ее может быть от сантиметра до трех, но для первых опытов лучше брать не самую маленькую, так как с маленькими двигателями неудобно работать — и топливо застывает быстрее, и сложно его упаковать в маленькую трубку. Длина ее должна быть в 7-15 раз больше диаметра. Можно и в 20, но заливать топливо уже очень неудобно.
Еще потребуется стержень для формирования канала в топливе — в двигателях на карамели топливо горит по поверхности канала, а не с торца заряда, у торца не хватает площади. А для центрирования стержня потребуется деревянная или пластиковая бобышка, подходящая по диаметру и к картонной трубе, и к центральному стержню. Диаметр канала должен быть примерно втрое меньше внутреннего диаметра трубы.
Вставив бобышку в нижний конец трубы и стержень в нее, в оставшееся пространство заливаем «манную кашу» из селитры и сорбита. Топливо остывает и затвердевает, но не до конца. Из его остатков надо скатать палочку-образец — обычно размером с мужской мизинец. По ней измеряют скорость горения получившегося топлива — для этого ее снимают на видео и по видео засекают время. Конечно, длину палочки надо измерить до поджигания. Нормально изготовленная сорбитовая карамель должна гореть со скоростью от 2,6 до 2,8 мм/с, то есть палочка длиной 5 см сгорит за 17-19 с.
Примерно через шесть часов — пока топливо еще мягкое — нужно вынуть бобышку и стержень. Осталось сделать заглушку из эпоксидной смолы там, где была бобышка: на обнажившуюся поверхность топлива наклеить кружок скотча, чтобы прикрыть канал, и из скотча сделать бортик вокруг картонной трубки, после чего залить туда эпоксидную смолу с отвердителем. Уровень смолы должен быть на 0,5 см выше края трубки, чтобы смола впиталась в торец. Иногда еще делают
три-четыре отверстия диаметром 3 мм, в свободной от топлива части трубки, чтобы эпоксидная пробка лучше держалась.
После затвердевания клея двигатель к запуску готов. Для его воспламенения отлично подходят китайские «электрические спички», продающиеся в интернет-магазинах, надо лишь удлинить провода и вставить запал в двигатель до упора, до эпоксидной заглушки — если двигатель загорится в середине, полной тяги он не выдаст.
Но, полетав на «классике», ракетолюбитель часто чувствует потребность ее как-то усовершенствовать. Тут и начинается изобретение разных составов и технологий. Волшебное слово «перхлорат» волнует сердца конструкторов-самодельщиков. Но напрямую заменить нитрат калия на перхлорат калия не получится — топливо будет иметь другие характеристики. Без третьего компонента — катализатора — состав демонстрирует пульсирующее горение вплоть до взрыва. А с катализатором плавить топливо опасно, вот и приходится использовать вакуумное прессование с подогревом и прочую экзотику.

|
| |
| р-с |
т-у | ф-ц
| ш-я

Состав №1: 60% (9KNO 3)
+ 30% (9СОРБИТА) + 10%(9S)9 —

более высокая
пластичность

Состав №2: 63% (KNO 3)
+ 27% (СОРБИТА) + 10%(S)
—

максимальная удельная тяга

Это ракетное топливо является новой и
значительно более усовершенствованной разновидностью сорбитового топлива. Его
более высокая скорость горения и высокий удельный импульс, позволяют
использовать его как в средних, так и в больших ракетных двигателях.
Разработано оно было мною недавно, т.е. доработано, т.к. использовать сорбит в
качестве связующего придумал не я. Однако подобные ему составы были опубликованы
на некоторых веб-страничках Интернета. Но они так и не стали популярными среди
ракетостроителей. И я думаю, что вы знайте почему.

В состав нового сорбитового топлива
входит сера, которая участвует в реакции горения:

6C 6 H 14 O 6
+ 26KNO 3 +13S
= 13K 2 S + 36CO 2
+ 13N 2 + 42H 2 O
(теоретически)

На самом деле реакция протекает по более сложному механизму, по
окислительно-восстановительным свойствам элементов можно утверждать, что в самом
начале, реакция будет протекать именно по простому механизму, а уже потом
продукты реакции будут взаимодействовать между собой, давая уже другие
соединения. Правильное соотношение компонентов обеспечивает высокую
эффективность этого топлива. Данное топливо обладает сравнительно высокими
энергетическими характеристиками. Дело в том, что
сера участвует
здесь как восстановитель и вытесняет оставшийся атом кислорода из молекулы
K 2 O
, вследствие чего увеличивается
энергетический выход реакции. К тому же
K 2 S
не забирает СO 2
,
как это делает
K 2 O
. Выделяющейся энергии хватает на то
чтобы сместить равновесие в сторону образования таких
низкомолекулярных продуктов, как CO
и

H 2
. Это способствует значительному увеличению удельной тяги
топлива. Таким образом КПД двигателя в среднем повышается на
15 — 20%
(по грубым
прикидкам), а может и больше. Так
что можно сказать что данное ракетное топливо является достойной заменой пороху
и обычной карамели.

Недостатками этого топлива
по сравнению с обычным сорбитовым, являются: сложность в изготовлении, низкая
пластичность, невозможность заливки состава в корпус двигателя, быстрая
скорость затвердевания, при недостаточном нагревании сорбита топливо быстро
затвердевает. Опыт показал, что данное топливо хорошо
приготавливать и использовать в холодное время года, так как влажность в воздухе
значительно ниже, чем в летнее время. Пожалуй самой главной проблемой этого
топлива является быстрая скорость затвердевания и невозможность заливки топлива
прямо в корпус двигателя. Ещё у этого топлива есть очень неприятная вещь — при
недостаточном уплотнении массы внутри топливного заряда образуются пустоты, что
сильно сказывается на равномерности горения всего заряда. Проще говоря,
структура становится пористой, что способствует возникновению
аномального горения
— неустойчивое прерывистое горение,
вызванное уменьшением подвода тепла к непрореагировавшему топливу, длящееся от
нескольких долей до 2 секунд
. Особенно эта проблема характерна
только для малых двигателей, с зарядом топлива
30 — 35 грамм
— запрессовка
«Мощной карамели»

в такие
двигатели — работа весьма кропотливая и сложная, ну а на больших
двигателях такая вещь практически не сказывается, т.к относительно всего объёма
топлива воздушные пустоты незначительны. Хоть это топливо и быстро затвердевает,
но эту проблему можно легко устранить, поставив ёмкость с топливом на разогретую
песчаную баню. Это очень удобный способ, ну смотрите не переборщите с
температурой, а то сера в топливе расплавится и смесь станет неоднородной.

ИЗГОТОВЛЕНИЕ

По началу, при его
изготовлении, возникали серьёзные проблемы. Трудно было найти баланс между
температурой плавления сорбита и температурой плавления серы, а при
смешивании расплавов обоих компонентов топливо получалось крайне не однородным.
Был рассмотрен вариант с использованием глицерина, чтобы масса сохраняла
пластичность длительное время. Но использование глицерина приводило к снижению
прочности топливной шашки и повышенной гидроскопичности.

Сорбит при сильном нагревании и последующим охлаждении затвердевает не сразу и
сохраняет пластичность достаточно длительное время, которого хватает на заправку

2 — 3
небольших двигателей. Сорбит должен быть разогрет до достаточно высокой
температуры (около t кип). Когда я его
разогреваю до такой температуры, то он немного дымит, становится прозрачным (слегка желтоватым), и на
дне образуются небольшие пузырьки, что свидетельствует о начале кипения.

Перед тем, как вы начнёте плавить сорбит следует заранее приготовить все
компоненты.

1.
Сначала отвесьте необходимую порцию сорбита и отложите его подальше от места
работы

2.
Далее
вам нужно будет измельчить нитрат калия. Перед помолом его следует тщательно
просушить, можно на батарее, но я просушивал в печке при
t ≈
200 0 C
, больше этой температуры нельзя, т.к. начинается его
плавление и затем разложение. Просушенный нитрат калия легче измельчается и
меньше прилипает к стенкам электрокофемолки, нежели влажный. Помол я производил
в электрокофемолке где-то секунд 40
. Если он прилип к стенкам, то его можно
соскоблить ватными палочками или руками, только не голыми, а используя
одноразовые перчатки.

3.
После помола отвесьте необходимую порцию селитры и поместите в чистую баночку, я
использовал пластиковую, т.к. к стеклу он у меня прилипал.

Сера, которая я используется в топливе, содержит уголь в следующем соотношении:
100% (S)
+ 5% (С) (по массе)
.
При использовании угля масса образует меньше комочков, становится более
рассыпчатой и практически не прилипает к стенкам электрокофемолки во время
помола. Однако нужно молоть с перерывами, чтобы сера не расплавилась от
излишнего трения. После помола она остаётся сильно наэлектризованной и будет
образовывать комочки. Как я заметил, требуется достаточно длительное
время, чтобы сера стала рассыпчатой после помола, так что производить её помол
следует заранее. ()

5.
Только после того, как вы всё отмерили можно плавить сорбит. Для этих целей я
использовал мою любимую миниатюрную печь, но когда у меня её не было я обходился
плитой. Сорбит помещается в металлическую ёмкость, а лучше в
ёмкость из нержавеющей стали (лично я использую кружку из нержавейки, которую я
приобрёл в магазине «Всё для рыбалки и охоты»
)
и нагревается до температуры, приближённой к температуре его кипения.

6.
Затем в него
добавляется мелкоизмельчённый и просушенный нитрат
калия (калийная селитра). Перед тем как вы её будете засыпать, хорошенько
встряхните пузырёк с селитрой, чтобы она стала более рассыпчатой.

7.
Смесь перемешивается до полной однородности.
При таком соотношении селитры и сорбита смесь начинает быстро затвердевать,
поэтому вам придётся снова разогреть содержимое стакана, до тех пор пока смесь
не станет пригодной к перемешиванию.

8.
После
того как смесь остынет до
температуры, которая ниже температуры плавления серы, в неё добавляют саму серу.
Температуру можно проверить, бросив небольшое количество серы в выше полученную
смесь селитры и сорбита, если температура слишком велика, то сера будет плавиться и образовывать
мелкие, блестящие капельки на поверхности.
Перемешивать все компоненты нужно очень быстро, чтобы смесь не успела
затвердеть.

10.
После этого вытащить пластичную массу (желательно использовать
одноразовые полиэтиленовые перчатки) ножом или другим металлическим предметом.
Смесь также следует соскоблить и со стенок кружки и всё ещё раз перемять руками
для большей однородности (использовать
полиэтиленовые перчатки!).

Хочу заметить, что топливо начинает быстро затвердевать, поэтому я снова помещаю
его кружку и ставлю в прогретую печь, но только уже выключенную, т. к. она
сохранила в себе тепло и отлично помогает сохранять температуру расплава
топлива и оно не остаётся пластичным достаточно долгое время. В печь можно также
положить какие-нибудь теплоёмкие материалы: чистый сухой песок, металлически
гайки, гвозди, отлично подойдёт свинец. По мере необходимости кусочки топлива
отщипываются от основной массы и тщательно запрессовываются в корпус двигателя.

Производить
запрессовку топлива следует малыми порциями, потому
что если топливо запрессовывать не под достаточным давлением, то внутри
топливной шашки останется много пузырьков воздуха. Как показал опыт для
запрессовки лучше использовать графитовую палочку пропитанную парафином, и с
отполированным кончиком. Для этих целей так же подойдёт фторопласт, однако
топливо всё равно к нему прилипает и желательно иметь по рукой тряпочку с
помощью которой вы будете удалять налёт. Все работы желательно
проводить в сухом
помещении. Как я уже отметил, данное топливо больше подойдёт на
изготовление крупных топливных зарядов (от 70г
) для больших двигателей.

От автора:
Я не знаю,
станет ли данное топливо популярным среди ракетостроителей и химиков, но в ходе
длительной работы с ним я пришёл, что это единственное мощное топливо,
которое можно получить без особого труда, по сравнению с перхлоратным. А более
низкое содержание сорбита делают его немного более выгодным в использовании,
если конечно у вас сера стоит дешевле, чем сорбит. С первого раза, приготовить
его так как надо, у вас не получится, но в ходе длительной работы с ним, вы
действительно увидите разницу. Возможно вам покажется, что данный способ
изготовления этого топлива небезопасен, но за всю мою практику не было ни одного

ЧП
, потому что я строго соблюдаю чистоту реактивов и не допускаю попадания
веществ, которые воспламеняются ниже 200 0 C
.
При строгом соблюдении чистоты рабочего места данный способ является
сравнительно безопасным.

Внимание!

Если у вас есть
какие-то замечания, вопросы или предложения по данной теме, просьба сообщить
мне об этом.

Несколько десятилетий назад, когда человечество бредило освоением космоса, увлечение ракетостроением было повальным. И школьники, и взрослые мужчины с энтузиазмом конструировали в гаражах и на кухнях из подручных материалов. Сейчас ажиотаж немного спал, но что может быть увлекательнее, чем запустить в воздух собственноручно сделанный летательный аппарат? Как же заставить ракету взлететь? Самое доступное и практичное — использовать карамельное топливо, смесь селитры и углевода.

Что потребуется

Набор составляющих не так уж велик.

1. Сахар или сорбит — сырье для карамелизации.

2. Селитра (можно использовать разную, об этом подробнее ниже).

3. Металлическая емкость — чаще всего берут обычные консервные банки, хотя предпочтительнее брать посуду с толстыми стенками — для более равномерного нагрева. Еще лучше — эмалированную или из нержавейки, чтобы не было реакции раствора с материалом посуды.

4. Электроплитка — готовить топливо на газовой плите нельзя!

5. Газета или другая бумага с хорошими впитывающими свойствами (если ваша цель — сделать не просто карамельное топливо, а карамельную бумагу). Ее также используют в двигателях ракет, пропитывая готовой «карамелькой» и высушивая (без нагрева).

6. Средства защиты: очки и перчатки.

7. Вентиляция.

Три способа изготовления

Сделать карамельное топливо можно по-разному. Самое легкое — просто смешать компоненты. Еще «карамельку» варят — просто или с выпариванием. При обычном смешивании топливо ссыпают в стеклянную банку и встряхивают несколько раз, затем плотно закрывают, чтобы исключить впитывание воды. При непосредственном использовании в двигателях ракет этот вид горючего надо хорошо уплотнить, иначе возможен взрыв.

Варят, или, скорее, плавят карамельное топливо при температуре 120-145 градусов до полного преобразования сахара и образования массы, по консистенции похожей на жидкую манную кашу. Предварительно измельчать компоненты не нужно. Очень важно постоянно мешать ее, чтобы не образовались пузырьки воздуха. Варка с выпариванием подразумевает добавление воды с последующим ее испарением. Недостатки этого способа: в топливе остается влага, и это снижает скорость его горения.

Рецепт № 1

Карамельное топливо из — самый лучший вариант. Ингредиенты берутся в следующих пропорциях: сахар или сорбит — 35 %; селитра — 65 %. Селитру сушат на плоской широкой сковороде про 100-150 градусах около двух часов. Затем измельчают в течение примерно 20 секунд — можно использовать ступку или кофемолку.

Закладывают равными порциями, по 50 граммов. Чтобы не возиться с измельчением сахара, лучше купить уже готовую сахарную пудру. Для «вареного» карамельного топлива ничего ни молоть, ни сушить не нужно. Чтобы усилить эффективность, в смесь можно добавить 1%-ный оксида железа (Fe 2 O 3).

Рецепт № 2

Карамельное топливо из натриевой селитры. Особенности этой смеси — она более гигроскопична. Потребуется 70 % селитры, 30 % сахара и два объема воды (200 %).

Рецепт № 3

Пользоваться им не рекомендуется. топливо на (аммоний азотнокислый). Почему лучше обратить внимание на другие рецепты? Потому что это неустойчивое соединение, и при нагревании все что угодно может пойти не так. В результате затея, вполне вероятно, закончится пожаром!

Кроме того, при изготовлении «карамельки» из аммиачной селитры выделяются крайне токсичные пары. Поэтому все рецепты с использованием аммиачной селитры содержат дополнительные компоненты для преобразования ее в натриевую или калиевую. Проще всего вариант с натриевой. Берем 40 % селитры, 45 % пищевой соды и 200 % воды. Отмечаем уровень жидкости и выпариваем, пока не пропадет запах аммиака. Потом доливаем воду до первоначального уровня (она же выпарилась частично), добавляем 15 % сахара и дожидаемся его растворения.

Катализаторы

Для увеличения эффективности «карамельки» в нее добавляют различные катализаторы. Самый популярный — оксид железа. Менее известно карамельное топливо с алюминием. Внимание! Смесь алюминия с нитратами может воспламениться в присутствии воды. Особенно опасно наличие любых щелочных примесей, которые могут присутствовать в селитре, недостаточно чистой или сделанной самостоятельно. Поэтому в горючее на основе нитратов с алюминием в качестве катализатора обязательно добавление 0,5-1 % какой-нибудь слабой кислоты, причем не факт, что этого количества хватит, — все зависит от качества селитры. Борная — наилучший вариант. Щавелевая и уксусная не годятся — алюминий реагирует с ними. Если в процессе варки смесь сильно нагревается, пенится и испускает резкий запах аммиака — нужно незамедлительно снять ее с плитки и погрузить в воду.

Вообще, экспериментировать с катализаторами лучше опытным ракетостроителям, освоившим простейшие виды топлива. Да и подучить химию не помешает: пользоваться готовыми советами просто, но значительно ценнее знание и понимание того, что ты делаешь, и какие реакции происходят в смеси.

Алюминий добавляется в калиевую «карамельку». Допустимые вариации — от 2,5 до 20 %. Разное количество дает разное изменение скорости горения топлива. Рекомендуется использовать сферический алюминий АСД-4.

Как остаться целым и здоровым

Опаснее всего готовить карамельное топливо путем плавления сахара и селитры, но зато этот вариант и самый результативный. Емкость, в которой варят «карамельку», должна быть идеально чистой — посторонние вещества могут вызвать возгорание.

Рядом не должно быть источников открытого пламени — взрывы на кухне нам ни к чему. Очень важно следить за температурой смеси — выше 180 градусов она не должна подниматься ни при каких обстоятельствах!

При размешивании лучше использовать деревянную палочку во избежание побочных реакций. Мешать следует очень тщательно, но равномерно: пузырьки воздуха в готовом топливе при использовании приводят к взрыву ракеты. При розливе этого горючего в формы также нужно следить, чтобы не было пузырьков. Работать необходимо с вытяжкой или на свежем воздухе, особенно это касается рецепта с аммиачной селитрой.

Не перемалывайте сахар и селитру в кофемолке вместе! Молоть нужно отдельно, смешивать, встряхивая, в стеклянной посуде.

Новичкам не стоит связываться с нитратом аммония: сначала попробуйте самое простое и безопасное (на основе калиевой селитры) карамельное топливо. Изготовление любого самодельного горючего должно проходить под тщательнейшим контролем качества ингредиентов, температуры, содержания влаги и с соблюдением всех мер безопасности!

Где достать ингредиенты

Селитра продается в магазинах сельскохозяйственных товаров и отделах для дачников в качестве удобрения. Сорбит — заменитель сахара для диабетиков. Продается, соответственно, в аптеке. Fe 2 O 3 — оксид железа — раньше продавался под названием Можно попробовать сделать его самостоятельно, изучив соответствующую литературу. Минерал гематит — этот тоже Алюминий продается фирмами-производителями химреактивов.

Мало кто из моих ровесников не увлекался постройкой моделей ракет. Может,
сказывалось всемирное увлечение человечества пилотируемыми полетами,
а может,
кажущаяся простота постройки модели. Картонная трубка с тремя стабилизаторами и головным обтекателем из пенопласта или бальсы,
согласитесь,
намного проще даже элементарной модели самолета или автомобиля. Правда,
энтузиазм большинства молодых Королевых,
как правило,
улетучивался на этапе поиска ракетного двигателя. Оставшимся ничего не оставалось,
как осваивать азы пиротехники.

Александр Грек

Между Главным конструктором наших ракет Сергеем Королевым и Главным конструктором наших ракетных двигателей Валентином Глушко шла негласная борьба за звание Самого Главного: кто же действительно важнее, конструктор ракет или двигателей для них? Глушко приписывают крылатую фразу, якобы брошенную им в разгар такого спора: «Да я к своему двигателю забор привяжу — он на орбиту выйдет!» Впрочем, эти слова — отнюдь не пустое бахвальство. Отказ от «глушковских» двигателей привел к краху королевской лунной ракеты H-1 и лишил СССР каких-либо шансов на победу в лунной гонке. Глушко же, став генеральным конструктором, создал сверхмощную ракету-носитель «Энергия», превзойти которую до сих пор никому не удается.

Двигатели из патронов

Та же закономерность работала и в любительском ракетостроении — выше летала ракета, у которой был более мощный двигатель. Несмотря на то что первые ракетомодельные двигатели появились в СССР еще до войны, в 1938 году, Евгений Букш, автор вышедшей в 1972 году книги «Основы ракетного моделизма», взял за основу такого двигателя картонную гильзу охотничьего патрона. Мощность определялась калибром исходной гильзы, а производились двигатели двумя пиротехническими мастерскими ДОСААФ вплоть до 1974 года, когда было принято решение об организации в стране ракетомодельного спорта. Для участия в международных соревнованиях потребовались двигатели, подходящие по своим параметрам под требования международной федерации.

Их разработка была поручена Пермскому НИИ полимерных материалов. Вскоре была выпущена опытная партия, на основе которой и начал развиваться советский ракетомодельный спорт. С 1982 года с перебоями заработало серийное производство двигателей на государственном казенном заводе «Импульс» в украинской Шостке — в год выпускали 200−250 тысяч экземпляров. Несмотря на жесткий дефицит таких двигателей, это был период расцвета советского любительского модельного ракетостроения, который закончился в 1990 году одновременно с закрытием производства в Шостке.

Двигательный тюнинг

Качество серийных двигателей, как нетрудно догадаться, для серьезных соревнований не годилось. Поэтому рядом с заводом в 1984 году появилось мелкосерийное опытное производство, обеспечивавшее своей продукцией сборную страны. Особенно выделялись двигатели, частным образом изготовленные мастером Юрием Гапоном.

А в чем, собственно, сложность производства? По своей сути ракетомодельный двигатель — простейшее устройство: картонная трубка с запрессованным внутри дымным порохом марки ДРП-3П (дымный ружейный порох 3-й состав для прессованных изделий) с керамической заглушкой с соплом-дыркой с одной стороны и пыжом с вышибным зарядом — с другой. Первая проблема, с которой не справлялось серийное производство, — точность дозировки, от которой зависел и конечный суммарный импульс двигателя. Вторая — качество корпусов, которые часто давали трещины при прессовании под давлением в три тонны. Ну и третья — собственно, качество запрессовки. Впрочем, проблемы с качеством возникали не только в нашей стране. Не блещут им и серийные ракетомодельные двигатели другой великой космической державы — США. А лучшие модельные двигатели делают микроскопические предприятия в Чехии и Словакии, откуда их контрабандой провозят для особо важных мероприятий.

Тем не менее при социализме двигатели, пусть неважные и с дефицитом, но были. Сейчас же их нет вообще. Отдельные детские ракетомодельные студии летают на старых, еще советских запасах, закрывая глаза на то, что срок годности давно вышел. Спортсмены пользуются услугами пары мастеров-одиночек, а если повезет, то и контрабандными чешскими двигателями. Любителям же остается единственный путь — перед тем как стать Королевым, сначала стать Глушко. То есть делать двигатели самим. Чем, собственно, и занимались я и мои друзья в детстве. Слава богу, пальцы и глаза у всех остались на месте.

Из всех искусств

Из всех искусств для нас важнейшим является кино, любил поговаривать Ильич. Для ракетомоделистов-любителей середины прошлого века — тоже. Ибо кино- и фотопленка того времени делалась из целлулоида. Туго свернутая в небольшой рулончик и засунутая в бумажную трубку со стабилизаторами, она позволяла взлететь простейшей ракете на высоту пятиэтажного дома. У таких двигателей было два главных недостатка: первый — небольшая мощность и, как следствие, высота полета; второй — невозобновимость запасов целлулоидной пленки. Например, фотоархива моего отца хватило всего на пару десятков запусков. Сейчас, кстати, жалко.

Максимальная высота при фиксированном суммарном импульсе двигателя достигалась при кратковременном четырехкратном скачке мощности на старте и дальнейшем переходе на ровную среднюю тягу. Скачок тяги достигался формированием отверстия в топливном заряде.

Второй вариант двигателей собирался, так сказать, из отходов деятельности Советской армии. Дело в том, что при стрельбах на артиллерийских полигонах (а один из них как раз находился неподалеку от нас) метательный заряд при выстреле выгорает не до конца. И если хорошенько поискать в траве перед позициями, можно было найти довольно много трубчатого пороха. Самая несложная ракета получалась в результате простого заворачивания такой трубки в обычную фольгу от шоколадки и поджигания с одного конца. Летала такая ракета, правда, невысоко и непредсказуемо, зато весело. Мощный двигатель получался при собирании длинных трубок в пакет и заталкивании их в картонный корпус. Из обожженной глины изготавливалось и примитивное сопло. Работал такой двигатель очень эффектно, поднимал ракету довольно высоко, но часто взрывался. К тому же на артиллерийский полигон не особо походишь.

Третий вариант представлял собой попытку почти промышленного изготовления ракетомодельного двигателя на самодельном дымном порохе. Делали его из калиевой селитры, серы и активированного угля (он постоянно заклинивал родительскую кофемолку, на которой я его измельчал в пыль). Признаюсь честно, мои пороховые двигатели работали с перебоями, поднимая ракеты всего на пару десятков метров. Причину я узнал лишь пару дней назад — запрессовывать двигатели нужно было не молотком в квартире, а школьным прессом в лаборатории. Но кто бы, спрашивается, меня в седьмом классе пустил запрессовывать ракетные двигатели?!

Два редчайших двигателя, которые удалось достать «ПМ»: МРД 2, 5−3-6 и МРД 20−10−4. Из советских запасов ракетомодельной секции в Детском доме творчества на Воробьевых горах.

Работа с ядами

Вершиной же моей двигателестроительной деятельности стал довольно ядовитый двигатель, работавший на смеси цинковой пыли и серы. Оба ингредиента я выменял у одноклассника, сына директора городской аптеки, на пару резиновых индейцев, самую конвертируемую валюту моего детства. Рецепт я почерпнул в жутко редкой переводной польской ракетомодельной книжке. И двигатели набивал в папином противогазе, который хранился у нас в кладовке, — в книжке особый упор делался на токсичность цинковой пыли. Первый пробный запуск был проведен в отсутствие родителей на кухне. Столб пламени из зажатого в тисках двигателя с ревом устремился к потолку, прокоптив на нем пятно диаметром в метр и наполнив квартиру таким вонючим дымом, с каким не сравнится и коробка выкуренных сигар. Вот эти-то двигатели и обеспечили мне рекордные запуски — метров, наверное, на пятьдесят. Каково же было мое разочарование, когда через двадцать лет я узнал, что детские ракеты нашего научного редактора Дмитрия Мамонтова летали в разы выше!

1, 2, 4) При наличии заводского ракетного двигателя с постройкой простейшей ракеты справится и школьник начальных классов. 3) Продукт самодеятельного творчества — двигатель из патронной гильзы.

На удобрениях

Двигатель Дмитрия был проще и технологичнее. Основной компонент его ракетного топлива — это натриевая селитра, которая продавалась в хозяйственных магазинах как удобрение в мешках по 3 и 5 кг. Селитра служила окислителем. А в качестве горючего выступала обычная газета, которая и пропитывалась перенасыщенным (горячим) раствором селитры, а затем высушивалась. Правда, селитра в процессе сушки начинала кристаллизоваться на поверхности бумаги, что приводило к замедлению горения (и даже гашению). Но тут вступало в действие ноу-хау — Дмитрий проглаживал газету горячим утюгом, буквально вплавляя селитру в бумагу. Это стоило ему испорченного утюга, но зато такая бумага горела очень быстро и стабильно, выделяя большое количество горячих газов. Набитые свернутой в тугой рулон селитрованной бумагой картонные трубки с импровизированными соплами из бутылочных пробок взлетали на сотню-другую метров.

Карамель

Параноидальный запрет российских властей на продажу населению разных химреактивов, из которых можно изготовить взрывчатку (а ее можно изготовить практически из всего, хоть из древесных опилок), компенсируется доступностью через интернет рецептов практически всех видов ракетного топлива, включая, например, состав горючего для ускорителей «Шаттла» (69,9% перхлората аммония, 12,04% полиуретана, 16% алюминиевой пудры, 0,07% оксида железа и 1,96% отвердителя).

Картонные или пенопластовые корпуса ракет, топливо на основе пороха кажутся не очень серьезными достижениями. Но как знать — может, это первые шаги будущего конструктора межпланетных кораблей?

Безусловным хитом любительского ракетного двигателестроения сейчас являются так называемые карамельные двигатели. Рецепт топлива прост до неприличия: 65% калиевой селитры KNO3 и 35% сахара. Селитра подсушивается на сковородке, после чего измельчается в обычной кофемолке, медленно добавляется в расплавленный сахар и застывает. Итогом творчества становятся топливные шашки, из которых можно набирать любые двигатели. В качестве корпусов двигателей и форм прекрасно подходят стреляные гильзы от охотничьих патронов — привет тридцатым! Гильзы в неограниченном количестве есть на любом стрелковом стенде. Хотя признанные мастера рекомендуют использовать не сахарную, а сорбитовую карамель в тех же пропорциях: сахарная развивает большее давление и, как следствие, раздувает и прожигает гильзы.

Назад в будущее

Ситуация, можно сказать, вернулась в 1930-е годы. В отличие от других видов модельного спорта, где недостаток отечественных двигателей и прочих комплектующих можно компенсировать импортом, в ракетомодельном спорте это не проходит. У нас ракетомодельные двигатели приравниваются к взрывчатым веществам, со всеми вытекающими условиями по хранению, транспортировке и провозе через границу. Не родился еще на земле русской человек, способный наладить импорт таких изделий.

Выход один — производство на родине, благо технология тут вовсе не космическая. Но заводы, имеющие лицензии на производство таких изделий, за них не берутся — им этот бизнес был бы интересен лишь при миллионных тиражах. Вот и вынуждены начинающие ракетомоделисты из крупнейшей космической державы летать на карамельных ракетах. Тогда как в Соединенных Штатах сейчас стали появляться уже многоразовые модельные ракетные двигатели, работающие на гибридном топливе: закись азота плюс твердое горючее. Как вы думаете, какая страна лет через тридцать полетит к Марсу?

Иногда хочется чего-то странного. Вот, недавно меня потянуло на ракетомоделизм. Так как я строю ракеты на нубовском уровне, для меня ракета состоит из двух частей – двигателя и корпуса. Да, я знаю, что все намного сложнее, но даже с таким подходом ракеты летают. Естественно, вам интересно, как делается двигатель.

Хочу предупредить, что если вы соберетесь повторить то, что написано в этой статье, то будете делать это на свой страх и риск. Я не гарантирую точность или безопасность предложенной методики.

Для корпуса двигателя я использую толстостенные ПВХ трубы диаметром 3/4 дюйма. Трубы такого диаметра относительно дешевы и широкодоступны. Лучше всего трубы режутся специальными ножницами. Я очень много намучался, пытаясь резать такие трубы электролобзиком – всегда получалось очень криво.

Трубу я размечаю так:

Все размеры в дюймах. кто не знает, размер в дюймах нужно умножить на 2.54 и получится размер в сантиметрах. Эти размеры я нашел в замечательной книге

Там есть и куча других конструкций. Верхний кусок двигателя (который пустой) я не делаю. Там должен быть вышибной заряд для парашюта, мне пока далеко до этого.

Отрезанный кусок трубы вставляется в специальную приспособу. Покажу все приспособы сразу, дабы не возникало вопросов:

Длинная палка играет роль “пестика” Ей утрамбовывается глина и топливо. Вторая деталька – это кондуктор. Он служит для того, чтобы просверлить сопло точно по центру двигателя. Вот их чертежи:

Сверло используется длинное – длинной 13см. Его как раз хватает для того, чтобы просверлить канал через все топливо.

Теперь нужно замешивать топливо. Я использую стандартную “карамельку” – сахар и селитра в соотношении 65 селитры/35сахара. Плавить карамель я не хочу – занятие это рискованное, да и не стоит это того геморроя. Я не пытаюсь вытянуть из топлива все возможное. Это ведь любительское ракетостроение. Я просто смешиваю сахарную пудру и селитру в порошках:

Забиваем порошок по разметку. Бить нужно довольно сильно.

Забивка топлива и заглушки ничем не отличается. Кажется, что по топливу стучать опасно, но карамелька трудно воспламеняется даже от спички. Естественно, базовые меры предосторожности соблюдать стоит – не склонятся над двигателем, работать в защитной маске, итп.

Последние 5мм заглушки я оставляю для термоклея. Я несколько раз пробовал сделать ракету без заглушки из термоклея, верхнюю пробку вырывало давлением. Термоклей обладает отличной адгезией к пластику и не успевает расплавится при горении двигателя.

Сверлим сопло через кондуктор:

Топливо очень плохо сверлится – сахар плавится и липнет на сверло, поэтому его приходится часто вытаскивать и счищать налипшее топливо. Проверяем сопло:

Заливаем последние 5мм трубки и ее торец термоклеем

Все, двигатель готов. Вот так выглядит двигатель на статических испытаниях. К сожалению, видео не показательно – в этом двигателе канал был просверлен на половину, и фотоаппарат не правильно записал звук. В реале “рев” двигателе очень громкий и серьёзный, а не такой игрушечный как на записи.

Проектирование ракетных двигателей твердого топлива

Кафедра	Наименование  дисциплины	Трудоемкость, всего	Вид контроля
ГУиИ	История	144,00	ДифЗач: 1
ФиП	Философия	144,00	ДифЗач: 2
ИЯиСО	Иностранный язык	216,00	ДифЗач: 2; Зач: 1
ЭФ	Экономика	180,00	Экз: 3
СиП	Социология и политология	144,00	ДифЗач: 4
ФиП	Правоведение	108,00	Зач: 5
МиМ	Менеджмент и маркетинг	108,00	Зач: 9
МиМ	Управление инновациями	108,00	Зач: 10
ЭУПП	Экономика предприятия и отрасли	108,00	Зач: 7
МиМ	Основы предпринимательской деятельности	144,00	ДифЗач: 6
ИЯиСО	Деловой (профессиональный) иностранный язык	144,00	ДифЗач: 6
ВМ	Высшая математика	684,00	Экз: 2, 4; ДифЗач: 1, 3
РКТиЭС	Математическое моделирование в инженерных задачах	180,00	Экз: 5
АД	Вычислительные методы в технике	108,00	Зач: 6
МКМК	Информатика	252,00	Экз: 2; Зач: 1
ПФ	Общая физика	504,00	Экз: 2, 4; ДифЗач: 3
ТМБ	Теоретическая механика	288,00	Экз: 4; Зач: 3
АД	Прикладная газодинамика	216,00	Экз: 6
ХБТ	Химия	180,00	Экз: 1
СПиТКМ	Термодинамика	108,00	ДифЗач: 4; КР: 4
РКТиЭС	Механика жидкости и газа	108,00	Зач: 5
ООС	Экология	108,00	Зач: 7
РКТиЭС	Теория планирования, обработки и анализа эксперимента	108,00	Зач: 10
РКТиЭС	Теория поиска и принятия решения	108,00	Зач: 10
БЖ	Безопасность жизнедеятельности	108,00	Зач: 8
ДГНГ	Начертательная геометрия. Инженерная графика	216,00	Экз: 1; Зач: 2
ЭУПП	Организация и планирование предприятия	144,00	Экз: 8
АД	Менеджмент высоких технологий	144,00	ДифЗач: 10
РКТиЭС	Компьютерные технологии в научных исследованиях	180,00	Зач: 2
МКМК	Теория механизмов и машин	144,00	Экз: 5
МКМК	Сопротивление материалов	252,00	Экз: 4; Зач: 3; КР: 4
МКМК	Детали машин и основы конструирования	252,00	Экз: 5; Зач: 6; КП: 6
МТО	Материаловедение	144,00	Экз: 3
СПиТКМ	Технология конструкционных материалов	144,00	ДифЗач: 4
КТЭ	Электротехника и электроника	252,00	Экз: 7; Зач: 8
СПиТКМ	Теплопередача	216,00	Экз: 6; Зач: 5
МСИ	Метрология, стандартизация и сертификация	180,00	Экз: 5; КР: 5
АД	Технология производства авиационных и ракетных двигателей	144,00	ДифЗач: 6
АД	Энергетические машины и установки	180,00	Экз: 7
АД	Общая теория авиационных и ракетных двигателей	144,00	Экз: 6
РКТиЭС	Основы проектирования летательных аппаратов	216,00	Экз: 8
РКТиЭС	Проектирование комбинированных реактивных двигателей	144,00	ДифЗач: 10
РКТиЭС	Топлива и рабочие процессы в авиационных и ракетных двигателях	180,00	Экз: 7
РКТиЭС	Автоматизация проектирования авиационных и ракетных двигателей	216,00	Экз: 9
РКТиЭС	Технология производства и свойства твердых топлив	252,00	Экз: 8; Зач: 7; КР: 7
РКТиЭС	Теория и расчет ракетных двигателей твердого топлива	648,00	Экз: 7, 9, 10; Зач: 8; КР: 8
РКТиЭС	Проектирование ракетных двигательных установок твердого топлива	468,00	Экз: 9, 10; Зач: 8; КП: 10; КР: 9
РКТиЭС	Основы устройства ракетных двигателей	144,00	Экз: 1
РКТиЭС	Испытание и обеспечение надежности ракетных двигателей	108,00	Зач: 10
РКТиЭС	Автоматическое управление ракетными двигательными установками	108,00	Зач: 6
РКТиЭС	Научно-исследовательская работа	72,00	Зач: 9
РКТиЭС	Конструирование и инженерные методы расчета ракетных двигателей твердого топлива	72,00	Зач: 9
РКТиЭС	Управление техническими проектами	72,00	Зач: 9
РКТиЭС	Методы и средства экспериментальной отработки ракетных двигателей твердого топлива	72,00	Зач: 9
РКТиЭС	Динамика и прочность ракетных двигателей	72,00	Зач: 9
РКТиЭС	Конструирование и производство изделий из композиционных материалов	72,00	Зач: 10
РКТиЭС	Основы патентно-лицензионного обеспечения проектов	72,00	Зач: 10
ФК	Физическая культура	400,00	Зач: 1, 2, 3, 4, 5, 6
РКТиЭС	Учебная практика	216,00	2й семестр
РКТиЭС	Учебная практика	216,00	4й семестр
РКТиЭС	Производственная практика	216,00	6й семестр
РКТиЭС	Производственная практика	216,00	8й семестр
РКТиЭС	Производственная практика (организационно-управленческая)	216,00	10й семестр
РКТиЭС	Преддипломная практика	216,00	11й семестр
РКТиЭС	Итоговая государственная аттестация	864,00	ГосЭкз: 11; РукВКР: 11

ПРОПЕЛЛАНТЫ

ПРОПЕЛЛАНТЫ

6. ТОПЛИВЫ

Обычно используемые химические ракетные топлива обеспечивают удельные значения импульса.

в диапазоне от примерно 175 до примерно 300 секунд. Самый энергичный

химические ракетные топлива теоретически способны к удельным импульсам до

примерно до 400 секунд.

Высокие значения удельного импульса достигаются за счет высокого расхода отработавших газов.

температуре и от выхлопных газов, имеющих очень низкий (молекулярный) вес.

Следовательно, чтобы быть эффективным, топливо должно иметь большую теплоту

сгорание с получением высоких температур, и должно производить сгорание

продукты, содержащие простые легкие молекулы, содержащие такие элементы, как

водород (самый легкий), углерод, кислород, фтор и более легкий

металлы (алюминий, бериллий, литий).

Еще одним важным фактором является плотность топлива. заданный вес

плотного топлива можно перевозить в меньшем и более легком баке, чем

такой же вес топлива низкой плотности. Жидкий водород, например,

является энергичным, а его дымовые газы легкие. Однако это очень

громоздкое вещество, требующее больших резервуаров. Собственный вес этих танков

частично компенсирует высокий удельный импульс водородного топлива.

Другие критерии также должны учитываться при выборе топлива. Немного

химические вещества, которые дают отличный удельный импульс, создают проблемы в

работа двигателя. Некоторые из них не подходят в качестве хладагентов для горячего

стенки упорной камеры. Другие проявляют особенности горения, которые

сделать их использование затруднительным или невозможным. Некоторые из них неустойчивы к изменению

градусов, и его нельзя безопасно хранить или обрабатывать. Такие особенности препятствуют

их использование для ракетных двигателей.

К сожалению, почти любое топливо с хорошими характеристиками подходит для

быть очень активным химическим веществом; следовательно, большинство топлив являются коррозионными,

легковоспламеняющиеся или токсичные, и часто все три. Один из самых послушных

жидкое топливо — бензин. Но хотя сравнительно просто

использования, бензин, конечно же, легко воспламеняется, и с ним следует обращаться осторожно.

забота. Многие ракетные топлива высокотоксичны, даже в большей степени, чем

большинство боевых газов; некоторые из них настолько агрессивны, что только несколько специальных

вещества могут быть использованы для их сдерживания; некоторые могут сгореть самопроизвольно

при контакте с воздухом, или при контакте с любым органическим веществом, или в

некоторых случаях при контакте с наиболее распространенными металлами.

Также важным фактором при выборе ракетного топлива является его

доступность. В некоторых случаях для получения достаточного количества

топлива, необходимо построить целый новый химический завод. И потому что

некоторые пропелленты используются в очень больших количествах, наличие

необходимо учитывать сырье.

B. ТВЕРДОЕ ХИМИЧЕСКОЕ ТОПЛИВО

Используются два основных типа твердого топлива. Первое, так называемое двухосновное топливо, состоит из нитроцеллюлозы и нитроглицерина, а также добавок в небольшом количестве. Нет раздельного горючего и окислителя. Молекулы нестабильны и при воспламенении распадаются и перестраиваются, выделяя большое количество тепла. Это топливо хорошо подходит для небольших ракетных двигателей. Они часто обрабатываются и формируются методами экструзии, хотя также применяется литье.

Другой тип твердого топлива — композитный. Здесь используются отдельные топливо и окисляемые химикаты, тщательно смешанные с твердым зерном. Окислителем обычно является нитрат аммония, хлорат калия или хлорат аммония, и он часто составляет до четырех пятых или более всей топливной смеси. В качестве топлива используются углеводороды, такие как соединения асфальтового типа или пластмассы. Поскольку окислитель не обладает значительной структурной прочностью, топливо должно не только хорошо работать, но и придавать зерну необходимую форму и жесткость. Большая часть исследований в области твердого топлива посвящена улучшению как физических, так и химических свойств топлива.

Обычно при переработке твердого топлива компоненты горючего и окислителя готовят к смешиванию отдельно, при этом окислитель представляет собой порошок, а горючее — жидкость различной консистенции. Затем их смешивают в тщательно контролируемых условиях и заливают в подготовленный корпус ракеты в виде вязкого полутвердого вещества. Затем их заставляют затвердевать в камерах для отверждения при контролируемой температуре и давлении.

Преимущество твердотопливных двигателей состоит в минимальном техническом обслуживании и мгновенной готовности. Однако для более энергичных твердых веществ могут потребоваться тщательно контролируемые условия хранения, и могут возникнуть проблемы с обращением с очень большими размерами, поскольку ракету всегда нужно перевозить полностью загруженной. Необходима защита от механических ударов или резких перепадов температуры, которые могут привести к растрескиванию зерна.

В большинстве жидкостных химических ракет используется два отдельных топлива: горючее и окислитель. Типичные виды топлива включают керосин, спирт, гидразин и его производные, а также жидкий водород. Многие другие были испытаны и использованы. Окислители включают азотную кислоту, четырехокись азота, жидкий кислород и жидкий фтор. Одними из лучших окислителей являются сжиженные газы, такие как кислород и фтор, которые существуют в жидком состоянии только при очень низких температурах; это значительно усложняет их использование в ракетах. Большинство видов топлива, за исключением водорода, при обычных температурах представляют собой жидкости.

Определенные комбинации пропеллентов являются гиперголическими ; то есть они самовозгораются при контакте горючего и окислителя. Другим требуется воспламенитель, чтобы начать их горение, хотя они будут продолжать гореть при попадании в пламя камеры сгорания.

В целом, обычно используемые жидкие ракетные топлива дают удельный импульс выше, чем у доступных твердых веществ. С другой стороны, они требуют более сложных систем двигателя для перекачки жидкого топлива 9.0009

87162 °-59-4

к камере сгорания. Список, показывающий характеристики твердого и жидкого топлива, приведен в таблице 1.

Комбинации пороха:                                                                                  Isp Range

Monopropellants ( liquid ):                                                                    (sec)
Low-energy monopropellants________________________ 160 to 190.
Hydrazine
Ethylene oxide
Hydrogen peroxide

High-energy monopropellants:

Nitromethane_______________________________ 190 to 230

Bipropellants (liquid):

Низкоэнергетические двухкомпонентные топлива___________________________ от 200 до 230.
Перхлорилфторид – Доступное топливо
Аналин-кислота
JP-4-кислота
Перекись водорода-JP-4

Двухкомпонентные пропелленты средней энергии_______________________ от 230 до 260. JP-4
Жидкий кислород-спирт
Гидразин-трифторид хлора

Очень высокоэнергетические двухкомпонентные топлива ____________________________ от 270 до 330.

Жидкий кислород и фтор-JP-4
Жидкий кислород и озон-JP-4
Жидкий кислород-гидразин

Супер высокоэнергетические бипропеллянты ___________________________ 300 до 385.

фтор-гидроген
Флуорин-Аммония
Озоново-гидроген
. или асфальт_____________________________ от 170 до 210.

Перхлорат аммония:

Тиокол__________________________________________ от 170 до 210.
Каучук__________________________________________ от 170 до 210.
Полиуретан_________________________________ от 210 до 250.
Нитрополимер_________________________________ от 210 до 250.

Нитрат аммония:

Полиэфир_________________________________ от 170 до 210.
Каучук__________________________________________ от 170 до 210.

Нитрополимер_________________________________ От 210 до 250.

Двойное основание_______________________________________ От 170 до 250.
Металлические борсодержащие компоненты и окислитель_________________ От 200 до 250.
Компоненты металлического лития и окислитель ________________ от 200 до 250.
Компоненты металлического алюминия и окислитель ________________ от 200 до 250.
Компоненты металлического магния и окислитель ________________ от 200 до 250.
Пропелленты перфторированного типа____________________________ 250 и выше.

¹ Некоторые соображения, касающиеся космической навигации, Aerojet-General Corp.. Специальный представитель. № 1460, май 1958 г.

Жидкий кислород является стандартным окислителем, используемым в крупнейших ракетных двигателях США. Он химически стабилен и не вызывает коррозии, но его чрезвычайно низкая температура затрудняет перекачку, вентилирование и хранение. Контакт с органическими материалами может привести к возгоранию или взрыву.

Азотная кислота и четырехокись азота являются обычными промышленными химическими веществами. Хотя они вызывают коррозию некоторых веществ, существуют материалы, которые безопасно удерживают эти жидкости. Четырехокись азота, поскольку она кипит при довольно низких температурах, должна быть в некоторой степени защищена.

Жидкий фтор представляет собой вещество с очень низкой температурой, сравнимое с жидким кислородом, а также очень токсичное и вызывающее коррозию вещество. Кроме того, продукты его сгорания чрезвычайно агрессивны и опасны; следовательно, использование фтора создает проблемы при испытаниях и эксплуатации ракетных двигателей.

Большинство жидких топлив, за исключением водорода, очень похожи по характеристикам и удобству использования. Обычно это вполне послушные вещества. Водород, однако, существует в виде жидкости только при очень низких температурах — даже ниже, чем жидкий кислород; следовательно, с ним очень трудно обращаться и хранить. Кроме того, при попадании в воздух он может образовать взрывоопасную смесь. Это очень объемное вещество, примерно в 14 раз менее плотное, чем вода. Тем не менее, он предлагает наилучшие характеристики среди всех видов жидкого топлива.

Некоторые нестабильные жидкие химические вещества, которые при надлежащих условиях разлагаются и выделяют энергию, пробовали использовать в качестве ракетного топлива. Однако их характеристики уступают характеристикам двухкомпонентных или современных твердотопливных двигателей, и они представляют наибольший интерес для довольно специализированных приложений, таких как небольшие управляемые ракеты. Выдающимися примерами этого типа пропеллента являются перекись водорода и окись этилена. ¹

Использование более чем двух химикатов в качестве топлива в ракетах никогда не привлекало большого внимания и в настоящее время не считается выгодным. Иногда отдельное топливо используется для работы газогенератора, который подает газ для привода турбонасосов жидкостных ракет. В Фау-2, например, перекись водорода разлагалась для подачи горячего газа для основных турбонасосов, хотя основными ракетными топливами были спирт и жидкий кислород.

Если определенные молекулы разорвать на части, они отдадут большое количество энергии при рекомбинации. Было предложено использовать такие нестабильные фрагменты, называемые свободными радикалами, в качестве ракетного топлива. Трудность, однако, состоит в том, что эти виды имеют тенденцию к рекомбинации, как только они формируются; следовательно, центральной проблемой при их использовании является разработка метода стабилизации. Наиболее перспективным из этих веществ является атомарный водород. Использование атомарного водорода может дать удельный импульс от 1200 до 1400 секунд. ²

Такие устройства, как ядерная ракета, должны использовать какое-либо химическое вещество в качестве рабочего тела или топлива, хотя никакая химическая реакция не передает энергию ракете. Все тепло идет от реактора. Поскольку основное внимание уделяется минимизации молекулярной массы выхлопных газов, жидкий водород является лучшим веществом, которое до сих пор рассматривалось

¹ North American Aviation, Inc., пресс-релиз NL-45, 15 октября 19 г.58.

² Космические двигатели с использованием ядерной энергии, слушания перед подкомитетами Объединенного комитета по атомной энергии, Конгресс США, 85-й конгресс, 2-я сессия, 22, 23 января и 6 февраля 1958 г., подполковник П. , Аткинсон, с. 145.

, и маловероятно, что можно найти какое-либо вещество с превосходными характеристиками. Проблемы обращения с жидким водородом для ядерной ракеты такие же, как и для химической ракеты.

Еще одним веществом, упомянутым для использования в качестве топлива в ядерной ракете, является аммиак. Предлагая лишь около половины удельного импульса водорода при той же температуре реактора из-за его большей молекулярной массы, он представляет собой жидкость при разумных температурах и с ним легко обращаться. Его плотность также намного больше, чем у водорода, и примерно такая же, как у бензина.

Пропелленты, подходящие для использования в электрических движителях, представляют собой легко ионизируемые металлы. Наиболее часто рассматривается цезий; следующими лучшими являются рубидий, калий, натрий и литий.

Некоторые нетрадиционные подходы в области топлива включают следующее:

³ Начато исследование инкапсулированного жидкого топлива, Aviation Week, vol. 69, № 19, 10 ноября 1958 г., с. 29.

Ракета

| Характеристики, двигатель, разработка и факты

ракета

Посмотреть все СМИ

Ключевые люди:

Теодор фон Карман
Вернер фон Браун
Роберт Годдард
Герман Оберт
Сергей Королев

Похожие темы:

ракета-носитель
Ариана
зондирующая ракета
ступенчатая ракета
управление вектором тяги

Просмотреть весь связанный контент →

Сводка

Прочтите краткий обзор этой темы

ракета , реактивный двигатель любого типа, несущий твердое или жидкое топливо, которое обеспечивает как топливо, так и окислитель, необходимые для сгорания. Этот термин обычно применяется к любому из различных транспортных средств, включая ракеты-фейерверки, управляемые ракеты и ракеты-носители, используемые в космических полетах, приводимые в движение любым двигательным устройством, не зависящим от атмосферы.

Ракета отличается от турбореактивных и других «воздушно-реактивных» двигателей тем, что вся выхлопная струя состоит из газообразных продуктов сгорания «топлива», перевозимого на борту. Подобно турбореактивному двигателю, ракета развивает тягу за счет выброса массы назад с очень большой скоростью.

Фундаментальный физический принцип ракетного движения был сформулирован сэром Исааком Ньютоном. Согласно его третьему закону движения ракета испытывает увеличение импульса, пропорционального импульсу, уносимому в выхлопе, где М — масса ракеты, Δ v _R — увеличение скорости ракеты в короткий интервал времени, Δ t , м ° — скорость истечения массы в выхлопе, v _e — эффективная скорость истечения (почти равна скорости струи и взята относительно ракеты), а F — сила. Величина m ° v _e есть движущая сила или тяга, создаваемая ракетой за счет выхлопа топлива,

Очевидно, что тяга может быть увеличена за счет использования высокой скорости сброса массы или высокой скорости истечения. . Использование высоких м ° быстро расходует запас топлива (или требует большого запаса), поэтому предпочтительнее искать высокие значения v _e . Значение v _e ограничено практическими соображениями, определяемыми тем, как разгоняется выхлоп в сверхзвуковом сопле и какой запас энергии имеется для нагрева топлива.

Викторина «Британника»

Космос: правда или вымысел?

Марс и Млечный Путь больше, чем просто шоколадные батончики! Узнайте, насколько больше вы знаете о космосе, с помощью этого теста.

Большинство ракет получают энергию в виде тепла за счет сгорания топлива в конденсированной фазе при повышенном давлении. Газообразные продукты сгорания выбрасываются через сопло, преобразующее большую часть тепловой энергии в кинетическую энергию. Максимальное количество доступной энергии ограничено энергией, обеспечиваемой сгоранием, или практическими соображениями, обусловленными высокой температурой. Более высокие энергии возможны, если другие источники энергии (например, электрический или микроволновый нагрев) используются в сочетании с химическим топливом на борту ракет, и чрезвычайно высокие энергии достижимы, когда выхлоп ускоряется электромагнитными средствами.

Эффективная скорость истечения — это показатель качества ракетного двигателя, поскольку он является мерой тяги на единицу массы израсходованного топлива, т. е.

Оформите подписку Britannica Premium и получите доступ к эксклюзивному контенту.
Подпишитесь сейчас

Значения v _e находятся в диапазоне 2 000–5 000 метров (6 500–16 400 футов) в секунду для химических ракетных топлив, в то время как значения в два или три раза выше заявленных для топлив с электрическим нагревом. Значения свыше 40 000 метров (131 000 футов) в секунду прогнозируются для систем, использующих электромагнитное ускорение. В инженерных кругах, особенно в Соединенных Штатах, эффективная скорость выхлопа широко выражается в секундах, что называется удельным импульсом. Значения в секундах получаются путем деления эффективной скорости выхлопа на постоянный коэффициент 9.0,81 метра в секунду в квадрате (32,2 фута в секунду в квадрате).

В типичном полете с химической ракетой от 50 до 95 или более процентов взлетной массы составляет топливо. Это можно представить в виде уравнения для скорости выгорания (при условии полета без силы тяжести и сопротивления):

массы двигательной установки и конструкции к массе топлива с типичным значением 0,09(символ ln представляет собой натуральный логарифм). M _p / M _o – отношение массы топлива к полной взлетной массе, типичное значение 0,90. Типичное значение для v _e для водородно-кислородной системы составляет 3536 метров (11 601 фут) в секунду. Из приведенного выше уравнения можно рассчитать отношение массы полезной нагрузки к взлетной массе ( M _pay / M _o ). Для низкой околоземной орбиты v _b составляет около 7 544 метров (24 751 фут) в секунду, что потребует от M _оплаты / M _o 3, чтобы получить 4. Другими словами, потребуется взлетная система весом 1 337 000 кг (2 948 000 фунтов), чтобы вывести 50 000 кг (110 000 фунтов) на низкую орбиту вокруг Земли. Это оптимистичный расчет, поскольку уравнение (4) не учитывает влияние гравитации, сопротивления или поправок на направление во время набора высоты, которые заметно увеличили бы взлетную массу. Из уравнения (4) видно, что существует прямой компромисс между M _s and M _pay , so that every effort is made to design for low structural mass, and M _s / M _p is a second показатель качества двигательной установки. Хотя различные выбранные соотношения масс сильно зависят от миссии, полезная нагрузка ракеты обычно составляет небольшую часть взлетной массы.

Во многих миссиях используется техника, называемая множественной стадией, чтобы минимизировать размер взлетной машины. Ракета-носитель несет вторую ракету в качестве полезной нагрузки, которая будет запущена после выгорания первой ступени (которая осталась позади). Таким образом, инертные компоненты первой ступени не разгоняются до конечной скорости, а тяга второй ступени более эффективно воздействует на полезную нагрузку. В большинстве космических полетов используется как минимум две ступени. Стратегия распространяется на большее количество этапов миссий, требующих очень высоких скоростей. Американские пилотируемые лунные миссии «Аполлон» использовали в общей сложности шесть ступеней.

Уникальные особенности ракет, делающие их полезными, включают следующее:

1. Ракеты могут работать как в космосе, так и в атмосфере Земли.

2. Они могут быть построены для обеспечения очень высокой тяги (современный тяжелый космический ускоритель имеет взлетную тягу 3800 кН (850 000 фунтов).

3. Двигательная установка может быть относительно простой.

4. Двигательная установка может храниться в боеготовом состоянии (важно в военных системах).

5. Небольшие ракеты можно запускать с различных пусковых платформ, от упаковочных ящиков до плечевых пусковых установок и самолетов (отдача отсутствует).

Эти особенности объясняют не только то, почему все рекорды скорости и дальности устанавливаются ракетными системами (воздух, земля, космос), но и то, почему ракеты являются исключительным выбором для космических полетов. Они также привели к трансформации ведения войны, как стратегической, так и тактической. Действительно, появление и продвижение современных ракетных технологий можно проследить до разработок оружия во время и после Второй мировой войны, при этом значительная часть средств финансировалась за счет инициатив «космического агентства», таких как программы «Ариан», «Аполлон» и космические челноки.

Основы космического полета: ракетное топливо

РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО

---

• Жидкости
• Твердые вещества
• Гибриды
• Таблицы свойств

---

Топливо представляет собой химическую смесь, сжигаемую для создания тяги в ракетах и ​​состоящую из горючего и окислителя. Топливо А — это вещество, которое горит в сочетании с кислородом, образуя газ для движения. Окислитель представляет собой агент, который высвобождает кислород для соединения с топливом. Отношение окислителя к горючему называется соотношением смеси . Топливо классифицируют по состоянию — жидкое, твердое или гибридное.

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

Жидкие ракетные топлива

В жидкостной ракете топливо и окислитель хранятся в отдельных баках и подаются через систему труб, клапанов и турбонасосов в камеру сгорания, где они объединяются и сжигаются для создания тяги. Жидкостные двигатели более сложны, чем их твердотопливные аналоги, однако они имеют ряд преимуществ. Управляя потоком топлива в камеру сгорания, двигатель можно дросселировать, останавливать или перезапускать.

Хорошим жидким топливом является топливо с высоким удельным импульсом или, другими словами, с высокой скоростью выброса выхлопных газов. Это подразумевает высокую температуру сгорания и выхлопные газы с малым молекулярным весом. Однако необходимо учитывать еще один важный фактор: плотность топлива. Использование топлива с низкой плотностью означает, что потребуются большие резервуары для хранения, что увеличивает массу ракеты-носителя. Температура хранения также важна. Топливо с низкой температурой хранения, то есть криогенное, потребует теплоизоляции, что еще больше увеличит массу пусковой установки. Токсичность топлива также важна. Угрозы безопасности существуют при обращении, транспортировке и хранении высокотоксичных соединений. Кроме того, некоторые виды топлива очень агрессивны; однако были определены материалы, устойчивые к определенным видам топлива, для использования в ракетостроении.

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

Нефтяное топливо – это топливо, очищенное от сырой нефти и представляющее собой смесь сложных углеводородов, т. е. органических соединений, содержащих только углерод и водород. Нефть, используемая в качестве ракетного топлива, представляет собой разновидность керосина высокой степени очистки, называемого в США RP-1. Нефтяное топливо обычно используется в сочетании с жидким кислородом в качестве окислителя. Керосин дает удельный импульс значительно меньше, чем криогенное топливо, но в целом лучше, чем гиперголическое топливо.

Спецификации для RP-1 были впервые выпущены в Соединенных Штатах в 1957 году, когда была признана необходимость в ракетном топливе на нефтяной основе с чистым сгоранием. Предыдущие эксперименты с топливом для реактивных двигателей привели к образованию смолистых отложений в каналах охлаждения двигателя и чрезмерному количеству сажи, кокса и других отложений в газогенераторе. Даже с учетом новых спецификаций двигатели, работающие на керосине, по-прежнему производят достаточное количество выхлопных газов, что ограничивает срок их службы.

Жидкий кислород и РП-1 используются в качестве топлива в разгонных блоках первой ступени ракет-носителей Атлас и Дельта II. Он также приводил в действие первые ступени ракет Saturn 1B и Saturn V.

Криогенные пропелленты представляют собой сжиженные газы, хранящиеся при очень низких температурах, чаще всего жидкий водород (LH ₂ ) в качестве топлива и жидкий кислород (LO ₂ или LOX) в качестве окислителя. Водород остается жидким при температуре -253 ^o C (-423 ^o F), а кислород остается в жидком состоянии при температуре -183 ^o C (-297 ^o F).

Из-за низких температур криогенного топлива его трудно хранить в течение длительного времени. По этой причине они менее желательны для использования в военных ракетах, которые должны быть готовы к запуску в течение нескольких месяцев. Кроме того, жидкий водород имеет очень низкую плотность (0,071 г/мл) и поэтому требует хранения во много раз большего объема, чем другие виды топлива. Несмотря на эти недостатки, высокая эффективность жидкого кислорода/жидкого водорода делает эти проблемы достойными решения, когда время реакции и возможность хранения не слишком критичны. Жидкий водород обеспечивает удельный импульс примерно на 30-40% выше, чем у большинства других ракетных топлив.

Жидкий кислород и жидкий водород используются в качестве топлива в высокоэффективных главных двигателях космического корабля «Шаттл». LOX/LH ₂ также приводил в действие верхние ступени ракет Saturn V и Saturn 1B, а также верхнюю ступень Centaur, первой американской ракеты LOX/LH ₂ (1962 г.).

Другим криогенным топливом с желательными свойствами для космических двигателей является жидкий метан (-162 ^o C). При сжигании с жидким кислородом метан обладает более высокими эксплуатационными характеристиками, чем современное топливо для хранения, но без увеличения объема, характерного для LOX/LH 9.0226 2 , что приводит к снижению общей массы транспортного средства по сравнению с обычным гиперголическим топливом. LOX/метан также является чистым горением и нетоксичен. Будущие миссии на Марс, скорее всего, будут использовать метановое топливо, потому что его можно частично производить из марсианских ресурсов на месте. LOX/метан не имеет истории полетов и имеет очень ограниченную историю наземных испытаний.

Двигатели для сжигания жидкого фтора (-188 ^o C) также были разработаны и успешно запускались. Фтор не только чрезвычайно токсичен; это суперокислитель, который реагирует, обычно бурно, почти со всем, кроме азота, более легких благородных газов и уже фторированных веществ. Несмотря на эти недостатки, фтор обеспечивает очень впечатляющие характеристики двигателя. Его также можно смешивать с жидким кислородом для улучшения характеристик двигателей, работающих на LOX; полученная смесь называется FLOX. Из-за высокой токсичности фтора большинство космических держав в значительной степени отказались от него.

Некоторые фторсодержащие соединения, такие как пентафторид хлора, также рассматривались для использования в качестве «окислителя» в дальнем космосе.

Гиперголический ракетное топливо – это топливо и окислитель, которые самовозгораются при контакте друг с другом и не требуют источника воспламенения. Возможность легкого запуска и перезапуска гиперголов делает их идеальными для систем маневрирования космических кораблей. Кроме того, поскольку гиперголы остаются жидкими при нормальных температурах, они не создают проблем с хранением криогенных топлив. Гиперголы очень токсичны, и с ними нужно обращаться с особой осторожностью.

Гиперголические топлива обычно включают гидразин, монометилгидразин (MMH) и несимметричный диметилгидразин (UDMH). Гидразин дает наилучшие характеристики в качестве ракетного топлива, но он имеет высокую температуру замерзания и слишком нестабилен для использования в качестве хладагента. MMH более стабилен и обеспечивает наилучшую производительность, когда возникает проблема с точкой замерзания, например, в двигателях космических кораблей. НДМГ имеет самую низкую температуру замерзания и обладает достаточной термической стабильностью для использования в больших двигателях с регенеративным охлаждением. Следовательно, НДМГ часто используется в ракетах-носителях, хотя он наименее эффективен из производных гидразина. Также широко используются смешанные топлива, такие как Aerozine 50 (или «50-50»), который представляет собой смесь 50% НДМГ и 50% гидразина. Aerozine 50 почти так же стабилен, как НДМГ, и обеспечивает лучшую производительность.

Окислителем обычно является четырехокись азота (NTO) или азотная кислота. В Соединенных Штатах чаще всего используется состав азотной кислоты типа III-A, называемый азотной кислотой с ингибированным красным дымом (IRFNA), который состоит из HNO 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 лучшие характеристики, но имеет более высокую температуру замерзания. Следовательно, четырехокись азота обычно является предпочтительным окислителем, когда температура замерзания не является проблемой, однако точка замерзания может быть снижена путем введения оксида азота. Образующийся окислитель называется смешанным оксидом азота (СОН). Номер, включенный в описание, например. MON-3 или MON-25 указывает процентное содержание оксида азота по массе. В то время как чистый четырехокись азота имеет температуру замерзания около -9 ^o C, температура замерзания MON-3 составляет -15 ^o C, а MON-25 составляет -55 ^o C.

Военные спецификации США для IRFNA были впервые опубликованы в 1954 году, а в 1955 году последовали спецификации UDMH.

Ракеты-носители семейства Titan и вторая ступень ракеты Delta II используют топливо NTO/Aerozine 50. NTO / MMH используется в системе орбитального маневрирования (OMS) и системе управления реакцией (RCS) орбитального корабля Space Shuttle. IRFNA/UDMH часто используется в тактических ракетах, таких как Lance (1972-91).

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

Также использовались другие виды топлива , некоторые из которых заслуживают упоминания:

Спирты обычно использовались в качестве топлива в первые годы развития ракетной техники. Немецкая ракета V-2, как и американская Redstone, сжигала LOX и этиловый спирт (этанол), разбавленный водой для снижения температуры камеры сгорания. Однако по мере разработки более эффективных видов топлива спирты вышли из употребления.

Перекись водорода когда-то привлекла значительное внимание как окислитель и использовалась в британской ракете Black Arrow. В высоких концентрациях перекись водорода называется высокоактивной перекисью (HTP). Производительность и плотность HTP близки к азотной кислоте, и она гораздо менее токсична и коррозионно-активна; однако он имеет плохую температуру замерзания и нестабилен. Хотя HTP никогда не использовался в качестве окислителя в больших двухкомпонентных топливах, он нашел широкое применение в качестве монотоплива. В присутствии катализатора ПВТ разлагается на кислород и перегретый пар с удельным импульсом около 150 с.

Закись азота использовалась как в качестве окислителя, так и в качестве монотоплива. Это предпочтительный окислитель для многих конструкций гибридных ракет, который часто используется в любительской ракетной технике большой мощности. В присутствии катализатора закись азота экзотермически разлагается на азот и кислород с удельным импульсом около 170 с.

Твердое топливо

Твердотопливные двигатели — самые простые из всех конструкций ракет. Они состоят из корпуса, обычно стального, заполненного смесью твердых соединений (топлива и окислителя), которые сгорают с большой скоростью, выбрасывая горячие газы из сопла для создания тяги. При воспламенении твердое топливо сгорает от центра к краям корпуса. Форма центрального канала определяет скорость и характер горения, обеспечивая тем самым средства управления тягой. В отличие от жидкостных двигателей, твердотопливные двигатели не могут быть остановлены. После воспламенения они будут гореть до тех пор, пока не будет израсходовано все топливо.

Существует два семейства твердых топлив: гомогенные и составные. Оба типа плотны, стабильны при обычных температурах и легко хранятся.

Гомогенные топлива бывают одноосновными или двухосновными. Простое базовое топливо состоит из одного соединения, обычно нитроцеллюлозы, которое обладает как окислительной, так и восстановительной способностью. Двухосновные пропелленты обычно состоят из нитроцеллюлозы и нитроглицерина, к которым добавляется пластификатор. Гомогенные топлива обычно не имеют удельных импульсов более 210 секунд при нормальных условиях. Их главное преимущество в том, что они не выделяют дыма и поэтому широко используются в тактическом оружии. Они также часто используются для выполнения вспомогательных функций, таких как сброс отработанных деталей или отделение одной ступени от другой.

Современные композитные ракетные топлива представляют собой гетерогенные порошки (смеси), в которых в качестве окислителя используется кристаллизованная или тонкоизмельченная минеральная соль, часто перхлорат аммония, составляющий от 60% до 90% массы ракетного топлива. Само топливо, как правило, алюминий. Топливо скрепляется полимерным связующим, обычно полиуретаном или полибутадиеном, которое также используется в качестве топлива. Иногда включают дополнительные соединения, такие как катализатор, помогающий увеличить скорость горения, или другие вещества, облегчающие производство пороха. Конечный продукт представляет собой резиноподобное вещество с консистенцией твердого резинового ластика.

Композитные ракетные топлива часто идентифицируют по типу используемого полимерного связующего. Двумя наиболее распространенными связующими являются акрилонитрил полибутадиен-акриловой кислоты (PBAN) и полибутадиен с концевой гидроксильной группой (HTPB). Составы PBAN дают несколько более высокие удельный импульс, плотность и скорость горения, чем эквивалентные составы с использованием HTPB. Однако пропеллент PBAN сложнее смешивать и обрабатывать, и он требует повышенной температуры отверждения. Связующее HTPB прочнее и гибче, чем связующее PBAN. Составы как PBAN, так и HTPB позволяют получить пороха с превосходными характеристиками, хорошими механическими свойствами и потенциально длительным временем горения.

Твердотопливные двигатели имеют множество применений. Небольшие твердые частицы часто приводят в действие последнюю ступень ракеты-носителя или прикрепляются к полезной нагрузке, чтобы вывести ее на более высокие орбиты. Средние твердые тела, такие как вспомогательный модуль полезной нагрузки (PAM) и инерционная верхняя ступень (IUS), обеспечивают дополнительный импульс для вывода спутников на геостационарную орбиту или планетарные траектории.

Ракеты-носители «Титан», «Дельта» и «Спейс шаттл» используют накладные твердотопливные ракеты для обеспечения дополнительной тяги при старте. В Space Shuttle используются самые большие твердотопливные ракетные двигатели, когда-либо построенные и запущенные в космос. Каждый ускоритель содержит 500 000 кг (1 100 000 фунтов) топлива и может производить до 14 680 000 ньютонов (3 300 000 фунтов) тяги.

Гибридное топливо

Гибридные ракетные двигатели представляют собой промежуточную группу между твердотопливными и жидкостными двигателями. Одно из веществ твердое, обычно горючее, а другое, обычно окислитель, жидкое. Жидкость впрыскивается в твердое тело, топливный резервуар которого также служит камерой сгорания. Основным преимуществом таких двигателей является то, что они имеют высокие характеристики, аналогичные твердотопливным, но сгорание можно замедлить, остановить или даже возобновить. Эту концепцию трудно использовать для различных больших тяг, и поэтому гибридные ракетные двигатели строятся редко.

Гибридный двигатель, работающий на закиси азота в качестве жидкого окислителя и каучуке HTPB в качестве твердого топлива, приводил в движение корабль SpaceShipOne , который выиграл Ansari X-Prize.

PROPERTIES OF ROCKET PROPELLANTS
Compound	Chemical Formula	Molecular Weight	Density	Melting Point	Boiling Point
Liquid Oxygen	O 2	32. 00	1.14 g/ml	-218.8 o C	-183.0 o C
Liquid Fluorine	F 2	38.00	1.50 g /ml	-219.6 o C	-188.1 o C
Nitrogen Tetroxide	N 2 O 4	92.01	1.45 g/ml	-9.3 o С	21.15 o C
Nitric Acid	HNO 3	63.01	1.55 g/ml	-41.6 o C	83 o C
Hydrogen Peroxide	H 2 O 2	34.02	1.44 g/ml	-0.4 o C	150.2 o C
Nitrous Oxide	N 2 O	44. 01	1.22 g/ml	-90.8 o C	-88.5 o C
Chlorine Pentafluoride	ClF 5	130.45	1.9 g/ml	-103 o C	-13.1 o C
Ammonium Perchlorate	NH 4 ClO 4	117.49	1.95 g/ml	240 o C	N/A
Жидкий водород	H 2	2.016	0.071 g/ml	-259.3 o C	-252.9 o C
Liquid Methane	CH 4	16.04	0.423 g /ml	-182.5 o C	-161.6 o C
Ethyl Alcohol	C 2 H 5 OH	46. 07	0.789 g/ml	-114.1 o С	78.2 o C
n-Dodecane (Kerosene)	C 12 H 26	170.34	0.749 g/ml	-9.6 o C	216.3 o C
RP-1	C n H 1.953n	≈175	0.820 g/ml	N/A	177-274 o C
Hydrazine	Н 2 Н 4	32.05	1.004 g/ml	1.4 o C	113.5 o C
Methyl Hydrazine	CH 3 NHNH 2	46.07	0.866 g/ml	-52.4 o C	87.5 o C
Dimethyl Hydrazine	(CH 3 ) 2 NNH 2	60. 10	0.791 g/ml	-58 o С	63.9 o C
Aluminum	Al	26.98	2.70 g/ml	660.4 o C	2467 o C
Polybutadiene	(C 4 H 6 ) n	≈3000	≈0,93 г/мл	Н/Д	Н/Д

90
_{ЗАМЕТКИ:}

Химически керосин представляет собой смесь углеводородов; химический состав зависит от его источника, но обычно он состоит примерно из десяти различных углеводородов, каждый из которых содержит от 10 до 16 атомов углерода на молекулу; составляющие включают н-додекан, алкилбензолы, нафталин и его производные. Керосин обычно представлен одним соединением н-додеканом.

RP-1 — это особый тип керосина, подпадающий под действие военных спецификаций MIL-R-25576. В России аналогичные спецификации разрабатывались по спецификациям Т-1 и РГ-1.

Четырехокись азота и азотная кислота являются гиперголическими с гидразином, ММГ и НДМГ. Кислород не гиперголен с любым обычно используемым топливом.

Перхлорат аммония скорее разлагается, чем плавится, при температуре около 240 ^o C.

1.0389

ROCKET PROPELLANT PERFORMANCE
Combustion chamber pressure, P c = 68 atm (1000 PSI) … Nozzle exit pressure, P e = 1 atm
Oxidizer	Fuel	Гиперголический	Соотношение смеси	Удельный импульс (с, уровень моря)	Импульс плотности (кг-с/л, с.л.)
Жидкий кислород	Жидкий водород	No	5.00	381	124
	Liquid Methane	No	2. 77	299	235
	Ethanol + 25% water	No	1.29	269	264
	Kerosene	No	2.29	289	294
	Hydrazine	No	0.74	303	321
	MMH	No	1.15	300	298
	UDMH	No	1.38	297	286
	50-50	No	1.06	300	300
Жидкий фтор	Жидкий водород	Да	6,00	400	155
	Гидразин	Да	1.82	338	432
ФЛОКС-70	Керосин	Да	3,80	320	385
Тетроксид азота	Kerosene	No	3. 53	267	330
	Hydrazine	Yes	1.08	286	342
	MMH	Yes	1.73	280	325
	UDMH	Yes	2.10	277	316
	50-50	Yes	1.59	280	326
Red-Fuming Nitric Кислота (14% N 2 O 4 )	Керосин	Нет	4.42	256	335
	Гидразин	Да	276	341
	MMH	Yes	2.13	269	328
	UDMH	Yes	2.60	266	321
	50-50	Yes	1,94	270	329
Перекись водорода (концентрация 85%)	Керосин	Нет	7,84	258	324
	Гидразин	Да	2,15	269	328
Закись азота	HTPB (твердый)	№	6. 48	248	290
Хлор пятифтористый	Гидразин	Да	2.12	297	439
Перхлорат аммония (твердый)	Алюминий + HTPB (а)	No	2.12	277	474
	Aluminum + PBAN (b)	No	2.33	277	476

ЗАМЕТКИ: Удельные импульсы являются теоретическим максимумом при 100% эффективности; фактическая производительность будет меньше. Все соотношения смеси являются оптимальными для указанных рабочих давлений, если не указано иное. LO 2 /LH 2 и LF 2 /LH 2 соотношение смеси выше оптимального для улучшения импульса плотности. FLOX-70 представляет собой смесь 70% жидкого фтора и 30% жидкого кислорода. Там, где указан керосин, расчеты основаны на н-додекане. Состав твердого топлива (a): 68% AP + 18% Al + 14% HTPB. Состав твердого топлива (b): 70 % AP + 16 % Al + 12 % PBAN + 2 % эпоксидного отвердителя.

SELECTED ROCKETS AND THEIR PROPELLANTS
Rocket	Stage	Engines	Propellant	Specific Impulse
Atlas/Centaur (1962)	0 1 2	Rocketdyne YLR89- NA7 (x2) Rocketdyne YLR105-NA7 P&W RL-10A-3-3 (x2)	LOX/RP-1 LOX/RP-1 LOX/Lh3	259s sl / 292S VAC 220S SL / 309S VAC 444S VACUUM
TITAN II (1964)	1 2	AEROJET LR-87-AJ-5 (X2) AEROJETJETJETJETJETJETJETJETJETJETJET LR-87-AJ-5 (X2) 9061 AEROJETJETJETJETJETJETJETJETJETJETJET /Aerozine 50 NTO /Aerozine 50	259S SL /285S VAC 312S Vacuum
Saturn V (1967)	1 2 3	888 1 . ) Rocketdyne J-2	LOX/RP-1 LOX/Lh3 LOX/Lh3	265s sl / 304s vac 424s вакуум 424s вакуум
Space Shuttle (1981)	0 1 OMS RCS	Тиокол ​​SRB (x2) RocketDyne SSME (x3) Aerojet OMS (x2) Kaiser Marquardt R-40 & R-1E	PBAN SOLID LOX/LH3 NTO/MMH NTO/MMH	842S/MMH NTO/MMH	842S/MMH NTO/MMH	842S 268S . вакуум 313 с вакуум 280 с вакуум
Delta II (1989)	0 1 2	Колесико 4A (x9) Rocketdyne RS-27 Aerojet AJ10-118K	HTPB Solid LOX/RP-1 NTO/Aerozine 50	238s sl / 266s vac 264s sl / 295s vac 320s vacuum

---

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

Библиография

Главная страницаОсновы космических полетов — Ракетное топливо — Ракетное движение — Орбитальная механика — Межпланетный полет Космическое оборудование — Системы космических кораблей — Технические характеристики транспортных средств — Ракеты-носители Космические миссии — Пилотируемые космические полеты — Планетарные космические корабли — Лунные космические кораблиВсемирные космические центрыКосмические вехиГлоссарийБиблиография

Назад

Дом

Следующий

Годдард

Ракетные принципы

Следствием законов движения Ньютона является то, что для любого объекта или совокупности
объектов, силы, которые включают в себя только эти объекты и ничего больше («внутренние
силы») не может сместить центр тяжести. Например, космонавт
плавающий в скафандре не может изменить свое положение без участия чего-либо
иначе, т. грамм. толкает его космический корабль. Центр тяжести — или «центр
массы» — неподвижная точка, которую нельзя сдвинуть без посторонней помощи (поворот
вокруг него, однако, возможно).

Бросив тяжелый инструмент в одном направлении, космонавт мог двигаться в
в противоположном направлении, хотя их общий центр тяжести был бы
всегда оставайся такой же. Учитывая баллон со сжатым кислородом, тот же результат
следует из выброса газа (сцена, появившаяся в начале
научно-фантастический фильм). Ракета делает почти то же самое, за исключением того, что холодный газ
заменяется гораздо более быстрой струей раскаленного газа, образующейся при сжигании
подходящее топливо. В настоящее время ракеты являются единственным средством, способным достичь
высота и скорость, необходимые для вывода полезной нагрузки на орбиту.

Ракетный двигатель — это машина, развивающая тягу за счет быстрого выброса
иметь значение. Большинство современных ракет работают либо на твердом, либо на жидком топливе.
Слово «топливо» означает не просто топливо, как вы могли бы подумать; это означает
как горючее, так и окислитель. Топливо — это горение химических ракет, но для сжигания
чтобы произошло, должен присутствовать окислитель (кислород). Реактивные двигатели потребляют кислород
в их двигатели из окружающего воздуха. Ракеты не имеют роскоши
что есть у реактивных самолетов; они должны нести кислород с собой в космос, где
воздуха нет.

Существует ряд терминов, используемых для описания мощности, вырабатываемой ракетой.

• Тяга — это создаваемая сила, измеряемая в фунтах или килограммах. Толкать
  генерируемая первой стадией, должна быть больше, чем вес полного
  ракета-носитель, стоя на стартовой площадке, чтобы привести ее в движение.
  При движении вверх тяга должна продолжать создаваться, чтобы ускорить движение.
  ракета-носитель против силы земного притяжения. Разместить спутник
  на орбиту вокруг Земли тяга должна продолжаться до достижения минимальной высоты
  и орбитальная скорость достигнута, иначе ракета-носитель упадет
  на Землю. Минимальная высота редко желательна, поэтому тяга должна
  продолжают генерироваться, чтобы получить дополнительную орбитальную высоту.
• Импульс, иногда называемый полным импульсом, представляет собой произведение тяги и
  Эффективная продолжительность стрельбы. Ракета, запускаемая с плеча, имеет среднюю тягу
  600 фунтов и продолжительность стрельбы 0,2 секунды для импульса 120 фунтов-сек.
  Ракета «Сатурн-5», использовавшаяся во время программы «Аполлон», не только произвела много
  больше тяги, но и в течение гораздо более длительного времени. Он имел импульс 1,15 млрд.
  фунт-сек.
• Эффективность ракетного двигателя измеряется его удельным импульсом (Isp).
  Удельный импульс определяется как тяга, деленная на массу топлива.
  потребляется в секунду. Результат выражается в секундах. Удельный импульс
  можно представить как количество секунд, в течение которых один фунт топлива
  производить один фунт тяги. Если тяга выражена в фунтах,
  импульс 300 секунд считается хорошим. Чем выше значение, тем лучше. А
  Отношение масс ракеты определяется как полная масса при старте, деленная на
  масса, оставшаяся после того, как все топливо было израсходовано. Высокая массовая доля
  означает, что большее количество топлива толкает меньшую массу ракеты-носителя и полезной нагрузки,
  что приводит к более высокой скорости. Для достижения
  высокие скорости, необходимые для вывода полезной нагрузки на орбиту.

Существует три категории химического топлива для ракетных двигателей: жидкое
ракетное топливо, твердое топливо и гибридное топливо. Топливо для
химический ракетный двигатель обычно состоит из топлива и окислителя. Иногда
катализатор добавляется для усиления химической реакции между топливом и
окислитель. Каждая категория имеет свои преимущества и недостатки, которые делают их
лучше всего подходит для одних приложений и не подходит для других.

---

Твердотопливные ракеты:

Твердотопливная ракета имеет простейшую форму двигателя. Твердое топливо
Ракеты в основном представляют собой камеры сгорания, наполненные топливом, которое
содержит как горючее, так и окислитель, смешанные вместе однородно. Есть насадка,
корпус, изоляция, топливо и воспламенитель. Дело в двигателе
обычно это относительно тонкий металл, покрытый изоляцией, чтобы сохранить
топливо от прогорания. Само топливо упаковано внутри
изоляционный слой.

Твердое ракетное топливо, сухое на ощупь, содержит как горючее,
и окислитель объединены вместе в самом химическом веществе. Обычно это топливо
смесь соединений водорода и углерода, а окислитель состоит из
кислородные соединения. Основным преимуществом является то, что твердое топливо
относительно стабилен, поэтому его можно производить и хранить для будущего использования.
Твердое топливо имеет высокую плотность и может сгорать очень быстро. Они есть
относительно нечувствителен к ударам, вибрации и ускорению. Нет топлива
требуются насосы, поэтому ракетные двигатели менее сложны.

Недостатки заключаются в том, что после воспламенения твердое топливо нельзя дросселировать,
выключается, а затем перезапускается, потому что они горят до тех пор, пока все топливо не будет
использовал. Площадь поверхности горящего топлива имеет решающее значение для определения
величина создаваемой тяги. Трещины в твердом топливе увеличиваются
открытой площади поверхности, поэтому топливо сгорает быстрее, чем планировалось. Если
образуется слишком много трещин, давление внутри двигателя значительно возрастает и
ракетный двигатель может взорваться. Производство твердого топлива – это
дорогая, точная операция. Твердотопливные ракеты имеют размеры от
от легкого противотанкового оружия до твердотопливных ракетных ускорителей длиной 100 футов (SRB)
используется сбоку от основного топливного бака космического корабля «Шаттл».

Многие твердотопливные ракетные двигатели имеют полый сердечник, проходящий через
пропеллент. Ракеты, не имеющие полого сердечника, должны быть воспламенены при
нижний конец порохов и горение происходит постепенно с одного конца
ракеты к другому. Во всех случаях только поверхность пороха
горит. Однако для получения большей тяги используется полый сердечник. Это увеличивает
поверхность порохов, доступная для горения. Топливо горит
изнутри наружу с гораздо большей скоростью, и образующиеся газы выходят из
двигатель на гораздо более высоких оборотах. Это дает большую тягу. Некоторое топливо
сердечники имеют звездообразную форму, чтобы еще больше увеличить поверхность горения.

Для воспламенения твердого топлива могут использоваться многие виды воспламенителей. Огненные стрелы
воспламенялись от фитилей, но иногда они воспламенялись слишком быстро и сгорали
ракетчик. В настоящее время используется гораздо более безопасная и надежная форма зажигания.
тот, который использует электричество. Пример ракеты с электрическим запуском.
SRM космического челнока. Электрический ток, идущий по проводам от некоторых
расстояние, нагревает специальный провод внутри ракеты. Провод поднимается
температура топлива, с которым он находится в контакте с горением
точка.

Сопло в твердотопливном двигателе представляет собой отверстие в задней части
ракета, которая позволяет горячим расширяющимся газам выходить. Узкая часть
сопло горло. Сразу за горлом находится выходной конус. Цель
сопла заключается в увеличении ускорения газов при выходе из
ракеты и тем самым максимизировать тягу. Он делает это, сокращая
отверстие, через которое могут выходить газы.

Чтобы увидеть, как это работает, вы можете поэкспериментировать с садовым шлангом с распылителем.
крепление насадки. Этот тип сопла не имеет выходного конуса, но
в эксперименте не имеет значения. Важным моментом в насадке является
что размер отверстия может варьироваться. Начните с открытия на своем
самая широкая точка. Посмотрите, как далеко струится вода, и почувствуйте создаваемую тягу
по уходящей воде. Теперь уменьшите диаметр отверстия, и снова
обратите внимание на расстояние, на которое брызгает вода, и почувствуйте тягу. Сопла ракеты работают
так же.

Как и в случае с внутренней частью корпуса ракеты, изоляция необходима для защиты
сопло от горячих газов. Обычная изоляция постепенно разрушается.
по мере прохождения газа. Небольшие кусочки изоляции сильно нагреваются и
отрываться от сопла. Когда они сдуваются, тепло уносится вместе с
их.

---

Жидкостные ракеты:

Другой основной тип ракетного двигателя — это тот, который использует жидкое топливо.
Это гораздо более сложный двигатель, о чем свидетельствует тот факт, что
твердотопливные ракетные двигатели использовались по крайней мере за семьсот лет до
был испытан первый успешный жидкостный двигатель. Жидкие топлива имеют отдельные
резервуары для хранения — один для топлива и один для окислителя. У них также есть
насосы, камеру сгорания и сопло.
Топливом жидкостных ракет обычно служит керосин или жидкий водород;
окислителем обычно является жидкий кислород. Они объединены внутри полости
называется камерой сгорания. Примером могут служить турбонасосы высокого давления.
ракетного двигателя. Здесь топливо сгорает и нагревается до высоких температур.
и давлений, а расширяющийся газ выходит через сопло в нижней
конец. Чтобы получить наибольшую мощность от порохов, они должны быть смешаны как
полностью, насколько это возможно. Небольшие форсунки (форсунки) на крыше камеры
распыляйте и смешивайте пропелленты одновременно. Потому что камера работает
под высоким давлением топливо необходимо нагнетать внутрь. Мощный,
легкие турбинные насосы между топливными баками и камерами сгорания
позаботься об этой работе.

Основными компонентами химической ракеты в сборе являются ракетный двигатель или
двигатель, топливо, состоящее из горючего и окислителя, рама для удержания
компоненты, системы управления и груз типа спутника. Ракета отличается
от других двигателей тем, что он несет топливо и окислитель внутри,
поэтому он будет гореть как в космическом вакууме, так и в пределах Земли.
атмосфера. Груз обычно называют полезной нагрузкой. Ракета
называется ракетой-носителем, когда она используется для запуска спутника или другой полезной нагрузки
в космос. Ракета становится ракетой, когда полезной нагрузкой является боеголовка и она
используется как оружие.

Было разработано или предложено много различных типов ракетных двигателей.
В настоящее время наиболее мощными являются ракетные двигатели на химическом топливе.
Другими разрабатываемыми или предлагаемыми типами являются ионные ракеты, фотонные
ракеты, магнитогидродинамические приводы и ракеты ядерного деления; Однако,
они вообще больше подходят для обеспечения долговременной тяги в космосе
а не запускать ракету и ее полезную нагрузку с поверхности Земли в
пространство.

Криогенное топливо — это топливо, в котором в качестве топлива используются очень холодные сжиженные газы.
горючее и окислитель. Жидкий кислород кипит при -297 F и жидкий водород
кипит при -423 F. Криогенное топливо требует специальных изолированных контейнеров.
и вентиляционные отверстия для выхода газа из испаряющихся жидкостей. жидкость
топливо и окислитель перекачиваются из баков-накопителей в расширительную камеру
и впрыскиваются в камеру сгорания, где они смешиваются и воспламеняются
пламя или искра. Топливо расширяется при сгорании, и горячие выхлопные газы
направлены из сопла для создания тяги.

К преимуществам жидкостных ракет относятся самая высокая энергоемкость на единицу
массы топлива, переменной тяги и возможностью перезапуска. Сырье, такое
так как кислород и водород находятся в изобилии и их относительно легко
производство. К недостаткам жидкостных ракет относятся требования
для сложных контейнеров для хранения, сложной сантехники, точного топлива и окислителя
дозирование впрыска, высокоскоростные/мощные насосы и трудности с хранением
заправленные ракеты.

---

Гиперголические метательные ракеты:

Гиперголическое топливо состоит из горючего и окислителя, которые воспламеняют
когда они соприкасаются друг с другом. Нет необходимости в
механизм воспламенения, чтобы вызвать возгорание. В гиперголическом
топлива, топливная часть обычно включает гидразин, а окислитель
обычно четырехокись азота или азотная кислота.

Легкий запуск и перезапуск гиперголических топлив делают их
идеально подходит для систем маневрирования космических кораблей. Они также используются для орбитальных
вставки, так как их горение можно легко контролировать и, таким образом, позволяет
точные настройки, необходимые для вывода на орбиту. гиперголический
ракетное топливо также используется для контроля высоты.

Гиперголические топлива остаются в жидком состоянии при нормальных температурах. Они
не нуждаются в хранении с регулируемой температурой, как в случае криогенных
пропелленты. Но, по сравнению с криогенными порохами, гиперголические
пропелленты менее энергичны. То есть они производят меньше энергии на единицу
масса. Например: в шаттле, летящем на Луну, 75% бортовой массы будет
быть топливом, в случае криогенного топлива. Но при гиперголическом
пропеллентов, число повышается до 90%. По сравнению с криогенным
пропелленты, гиперголические пропелленты очень ядовиты. Они реагируют с
живые ткани также вызывают травмы. Так что это обязательно для техников
носить полный автономный ансамбль защиты от атмосферы (SCAPE)
костюмы. Они вызывают коррозию, поэтому для хранения требуются специальные контейнеры.
и средства безопасности. Необходимо, чтобы они хранились безопасно, без
возможные контакты между частями топлива.

---

Пионеры ракет
:

Писатели Жюль Верн и Герберт Уэллс писали об использовании ракет и космоса.
путешествия, и серьезные ученые вскоре обратили свое внимание на теорию ракет.

Это был, конечно, 20-й век, который стал свидетелем взрыва в
области ракетостроения. К концу 19 века трое мужчин
считается пионером современной ракетной техники.
начали учебу Константин Циолковский (русский), Герман Оберт
(немец) и Роберт Годдард (американец).

В 1898 году русский школьный учитель Константин Циолковский (1857-1935) предложил
идея освоения космоса ракетой. В отчете, опубликованном им в 1903 г.
Циолковский предложил использовать жидкое топливо для ракет.
добиться большей дальности. Циолковский утверждал, что скорость и дальность полета ракеты
ограничивались только скоростью истечения уходящих газов. За его идеи,
тщательные исследования и великое видение Циолковского называют отцом
современной космонавтики.

Герман Оберт, немецкий ученый, также внес свой вклад в теорию и дизайн.
ракет. В 1923 году он опубликовал работу, в которой доказал полет за пределы
Возможна атмосфера. В книге 1929 года под названием «Дорога к космическим путешествиям».
Оберт предложил жидкостные ракеты, многоступенчатые ракеты, космическую навигацию,
и системы наведения и повторного входа. Он также выдвинул идею трансатлантического
почтовая ракета для быстрой доставки почты. В то время к этому относились серьезно
но никогда не пытался.

С 1939 по 1945 год он работал над немецкими программами боевых ракет с такими знаменитостями.
как Вернер фон Браун. После войны приехал в США, где
снова работал с фон Брауном. Во время войны одно из орудий ученых
конструкции напоминали почтовую ракету Оберта. Немец в розыске
построить ракету, которая доставила бы бомбу из Европы для удара по Нью-Йорку
Город.

Большинство историков называют Оберта и Циолковского отцами современной ракеты.
теория. Если это так, то американца, доктора Роберта Х. Годдарда, можно назвать
отец практической ракеты. Его проекты и рабочие модели в конечном итоге
привели к тому, что немецкие большие ракеты, такие как Фау-2, применялись против союзников в
Вторая Мировая Война. Все трое находятся в Международном космическом зале
Слава в Аламогордо, Нью-Мексико,

Хотя ракеты использовались во время Первой мировой войны, они имели ограниченное значение.
Как и во время Гражданской войны в США, ракеты были просто не столь эффективны.
как артиллерийское оружие дня. Ракеты иногда использовались как на суше
и в море ставить дымовые завесы. Союзные войска также использовали ракеты в качестве метода
освещающих поля сражений. Ракеты взорвались яркой вспышкой
которые могли осветить поле боя на несколько секунд. Некоторые ракеты несли
парашют с прикрепленной сигнальной ракетой. Когда парашют и сигнальная ракета упали на
землю, поле боя могло быть освещено в течение примерно 30 секунд.

---

Роберт Годдард :

Роберт Хатчингс Годдард родился 5 октября 1882 года в Вустере, штат Массачусетс.
В начале своей жизни Годдард вдохновлялся произведениями научной фантастики, прежде всего
«Война миров» Герберта Уэллса и «С Земли на Луну» Жюля.
Верн. Совершенно независимый от Циолковского, Годдард понял, что
Принцип реакции послужил бы основой для космических путешествий. Скорее
чем полностью сосредоточиться на теории, Годдард в раннем возрасте решил стать
оборудованный для создания и тестирования оборудования, которое, по его мнению, было необходимо для наилучшего
продемонстрировать принцип реакции. Снова независимый от Циолковского, он
слишком теоретизировал, что комбинация жидкого водорода и жидкого кислорода
сделать идеальное топливо.

Годдард, которого до самой смерти считали стойким патриотом, пошел работать на
Армия в 1917 году с целью разработки ракет, которые помогли бы в войне.
усилие. Работа велась в Калифорнии и привела к разработке
небольшая ручная ракетная установка, похожая на то, что позже было названо
базука. В 1919 году Годдард опубликовал работу под названием «Метод достижения цели».
Экстремальные высоты», который содержал подробную компиляцию большей части
исследование, которое он завершил на сегодняшний день. Он также включал спекуляции на
возможности космического полета. Годдард пришел к выводу, что сочетание жидкости
кислород и бензин были единственным практическим топливом, которое можно было использовать в его
продолжение исследований в области разработки жидкостных ракетных двигателей.

К 1924 году Годдард разработал и испытал насос и двигатель для жидкого кислорода.
что функционировало. Однако установка была слишком мала, чтобы ее можно было использовать на
рабочая ракета. Но, имея рабочий проект, он начал планировать более сложные
исследовательская работа. Годдард успешно испытал двигатель на жидком кислороде с подачей под давлением
внутри физической лаборатории Университета Кларка 6 декабря 1925 года. Двигатель
был прикреплен к небольшой испытательной ракете, размещенной внутри стационарного стенда. Двигатель
стрелял около 24 секунд и поднимал ракету около 12 секунд
в пределах своего стенда. 16 марта 1926 Годдард запустил 10-футовую ракету.
из рамы длиной 7 футов. Ракета достигла максимальной высоты 41 фут.
со средней скоростью 60 м/ч. Ракета оставалась в воздухе 2,5 часа.
секунд и пролетел расстояние 184 фута. Пока этот рейс даже не пришел
близкие к характеристикам пороховых реактивных снарядов тех лет
прошлое, оно остается одним из самых значительных событий в истории ракетостроения.
Ракета была запущена на смеси жидкого кислорода и бензина.
Годдард 16, 19 марта26 был первым запуском на жидком топливе.
топливо.

После этого полета Годдард понял, что его ракета слишком мала.
изысканный. Он решил разработать более крупные ракеты для дальнейших испытаний. Работа была
также началась разработка более сложной пусковой башни. Новый
ракеты включают в себя инновационные технологии, такие как регуляторы потока, несколько
впрыск жидкости, измерение давления и подъемной силы и электрически
пороховой воспламенитель, который заменял использовавшийся ранее пороховой воспламенитель. Поворотный стол
также был разработан для обеспечения стабилизации вращения.

Четвертый пуск жидкостной ракеты произошел 17 июля 1929 года.
Считавшийся гораздо более сложным, чем первые три, Годдард оборудовал
ракета с барометром, термометром и камерой для записи их показаний
во время полета. Ракета достигла максимальной высоты 90 футов в
18,5-секундный полет на расстояние 171 фут. Научная полезная нагрузка
был благополучно эвакуирован с помощью парашюта. Однако запуск был таким шумным и
яркий, что он привлек большое внимание общественности. Многие очевидцы полагали, что
в этом районе разбился самолет. Местные пожарные быстро заставили Годдарда
прекратить свои пусковые операции на площадке Оберн.

Затем Годдард сделал большой шаг, решив приступить к своему первому полному занятию.
усилия по конструированию и испытанию ракет. Он открыл магазин в Мескалеро.
Ранчо недалеко от Розуэлла, штат Нью-Мексико, июль 1930 года.
финансируется за счет гранта Гуггенхайма. Первый пуск в Розуэлле произошел
30 декабря 1930 г. с использованием ракеты длиной 11 футов и шириной 12 дюймов и весом
Пустой 33,5 фунта. Испытание было впечатляющим, так как ракета достигла максимума
высота 2000 футов и максимальная скорость 500 миль в час. Используемая ракета
новый газовый баллон для подачи жидкого кислорода и бензина в
камера сгорания.

В годы, предшествовавшие Второй мировой войне, Годдард согласился разрешить военным
должностных лиц для проверки его исследований. 28 мая 1940 года Годдард и Гарри Ф.
Гуггенхайм встретился с объединенным комитетом представителей армии и флота в
Вашингтон, округ Колумбия. Полный отчет был предоставлен этим официальным лицам Годдардом.
в котором изложены его достижения в области твердотопливных и жидкотопливных ракет.
Армия вообще отвергла перспективу ракет большой дальности. Военно-морской флот
проявил незначительный интерес к ракетам на жидком топливе. Позже Годдард охарактеризовал
эти ответы как отрицательные. Ни одна из служб не была заинтересована в
инновационный ракетный самолет, запатентованный Годдардом 9 июня. , 1931 год.
Отсутствие военного интереса к ракетной технике годами приводило Годдарда в замешательство.
поскольку он понимал, что только у правительства есть достаточные ресурсы для финансирования
надлежащее исследование.

• Первый американец, математически исследовавший практичность использования ракетного двигателя для достижения
  большие высоты и траектория к Луне (1912 г.)
• Первый, кто получил патент США на идею многоступенчатой ​​ракеты (1914 г.)
• Первый, кто доказал реальными статическими испытаниями, что ракетный двигатель работает в вакууме, что он
  не нуждается в воздухе, чтобы отталкиваться (1915-1916)
• Первые, кто разработал подходящие легкие насосы для жидкостных ракет (1923 г.)
• Первый, кто разработал и успешно запустил ракету на жидком топливе (16 марта 1926 г.)
• Первый запуск научной полезной нагрузки (барометр, термометр и камера) на ракете
  полет (1929)
• Первое использование лопаток в выхлопе ракетного двигателя для наведения (1932 г. )
• Первая разработка гироскопического устройства управления полетом ракеты (1932 г.)
• Первый, кто запустил ракету на жидком топливе со скоростью, превышающей скорость звука (1935)
• Первый, кто запустил и успешно навел ракету с двигателем, вращающимся за счет движения хвоста.
  секция (как бы на карданах), управляемая гиромеханизмом (1937 г.)

---

Вернер фон Браун :

В 1927 году к нам присоединился энергичный 17-летний ученый по имени Вернер фон Браун.
VfR, или Verein fur Raumschiffahrt (Общество космических путешествий), которое было
образовалась в июне 1927 г. Эта группа, в основном молодых ученых, сразу начала
проектирование и изготовление различных ракет. Членство в VfR быстро
выросло примерно до 500 человек, что является достаточной членской базой для публикации
периодический журнал «Die Rakete» («Ракета»). Ряд членов VfR, в том числе
Уолтер Хохманн, Вилли Лей и Макс Валье писали и продолжали писать:
популярные работы в области ракетостроения.

Хомана «Die Erreichbarkeit der Himmelskorper» («Достижимость
Небесные тела), опубликованная в 1925 году, была настолько технически продвинутой, что
несколько лет спустя с ним консультировалось НАСА. Позже Валье попытается популяризировать ракетную технику.
помогая организовать испытания немецких ракетных машин, планеров, вагонов и
снежные санки. Другие члены VfR, включая Германа Оберта и фон Брауна,
участвовал в проекте Уфимской кинокомпании в конце 1920-х — 1930-х гг.,
который также стремился популяризировать область ракетной техники.

Немцы также разработали первый самолет с ракетным двигателем Ente («Утка»).
планер с двумя ракетами «Сандер». Энте пролетел расстояние
три четверти мили менее чем за одну минуту во время испытательного полета на
11 июня 1928 г. Испытания провела немецкая планерная группа Рон-Росситтен.
Общество. Чтобы не отставать, ищущий известности Фриц фон Опель
пилотировал планер с 16 ракетами Сандера 30 сентября 1928 года.
планер достиг максимальной скорости 95 миль в час

---

Исследования в области ракетостроения России продолжаются :

В 1930 году российские правительственные конструкторские группы ракетостроителей под руководством Фридриха Артуровича
Цандер и Валентин Петрович Глушко приступили к испытаниям ряда жидкостных двигателей.
ракетные двигатели. Цандер опубликовал «Проблемы полета на реактивных двигателях».
Приборы» в 1932 году, а Глушко опубликовал «Ракеты, их конструкция и
Утилизация» в 1935 году. Эти русские ракетные испытания продолжались до 1937 года,
и протестировали концепции жидкостных ракетных двигателей, сжигающих такие комбинации, как
бензин/газообразный воздух, толуол/четырехокись азота, бензин/жидкий кислород,
керосин/азотная кислота и керосин/тетранитрометан.

Одна из разработок российской ракеты, возникшая в результате этих испытаний, получила название ГИРД-Х.
который весил 65 фунтов, имел длину 8,5 футов и ширину 6 дюймов. Ракета ГИРД-Х
достиг максимальной высоты в три мили во время испытаний 25 ноября 1933 года.
Другая из русских ракет, названная «Авиавнито», весила 213 фунтов, была 10
футов в длину и 1 фут в ширину. Ракета «Авиавнито» достигла высоты 3,5
миль в 1936 году.

---

Ракетные испытания VfR :

Также в 1930 октября VfR открыла постоянные офисы в Берлине и начала испытания
ракет, которые в конечном итоге изменят характер войны и приведут в движение
мир в космическую эру. Эти сначала скромные испытания начались в заброшенном
Немецкая свалка боеприпасов в Райникендорфе по прозвищу Raketenflugplatz (Ракетная
аэродром).

К августу 1930 г. начались испытания первой из ракет VfR, получившей название Mirak-1.
(минимум Ракета-1). Работает на комбинации жидкого кислорода и бензина.
В «Мирак-1» использовался 12-дюймовый бак с жидким кислородом, закрывавший камеру сгорания.
камеру, тем самым охлаждая ее. Бензин везли в трехфутовом хвосте
палка. Мирак-1 успешно прошел статические испытания 19 августа.30 в Бернштадте,
Саксония. Во время второй статической стрельбы в сентябре 1930 г. «Мирак-1» взорвался.
когда его резервуар с жидким кислородом лопнул.

Зимой 1933/1934 года VfR был вынужден распустить, потому что организация
не мог выполнить свои финансовые обязательства. Ракетные эксперименты прекратились в
Raketenflugplatz в январе 1934 года, и район возобновил работу как
склад боеприпасов. После расформирования VfR все частные ракетные испытания
в Германии прекратились. Однако Вернер фон Браун официально пошел работать на
немецкая армия в Куммерсдорфе. Там Heereswaffenamt-Prufwesen (Армия
Отдел исследований и разработок боеприпасов) основал Versuchsstelle.
Куммерсдорф-Вест в качестве статического полигона для испытаний баллистических ракет.

Куммерсдорф также стал площадкой для разработки и тестирования ряда
прототипов реактивных взлетных установок (JATO) для самолетов. Эти тесты
проводились Вернером фон Брауном совместно с майором фон Рихтгофеном.
и Эрнст Хейнкель. Под руководством капитана Уолтера Дорнбергера
Команде Куммерсдорфа удалось быстро спроектировать и построить А-1 (Агрегат-1).
ракета. А-1 работал на смеси жидкого кислорода и спирта.
и мог развивать тягу около 660 фунтов.

В носовой части ракеты был установлен 70-фунтовый гироскоп с маховиком.
устойчивость во время полета. В конечном итоге А-1 не увенчался успехом, потому что его
Небольшой резервуар с жидким кислородом из стекловолокна, размещенный внутри его резервуара для спирта, сгорел.
склонный. Кроме того, гироскоп располагался слишком далеко от центра
ракета должна быть эффективной. Вскоре за А-1 последовал А-2, в котором использовались
отдельные баллоны со спиртом и жидким кислородом. Гироскоп А-2 располагался вблизи
центр ракеты между двумя топливными баками. В декабре 1934 два
Ракеты А-2 по прозвищу «Макс и Мориц» стартовали с острова в Северном море.
из Боркума. Каждый достиг высоты около 6500 футов. Но осуществимость
эффективных военных ракет оставались в лучшем случае спекулятивными, примером чего
тот факт, что в 1935 году Адольф Гитлер отверг предложение Артиллерии
Генерал Карл Беккер за ракету дальнего действия.

---

Немецкие ракетные испытания начинаются в Пенемюнде

В апреле 1937 года все немецкие ракетные испытания были перенесены в сверхсекретное
База в Пенемюнде на Балтийском побережье. Первая задача инженеров при чем
была основана как Heeresversuchsstelle Peenemunde (Армейский экспериментальный
Станция Пенемюнде) должна была разработать и испытать новую ракету под названием А-3. По
конец 1937 команда Пенемюнде разработала и испытала 1650-фунтовый,
Ракета А-3 длиной 21 фут, которая сжигала смесь жидкого кислорода и
алкоголь. Хотя двигательная установка А-3 работала хорошо, ее
экспериментальной инерциальной системы наведения не было. Проблемы с наведением были
решена, и были запланированы более крупные ракеты.

К 1938 году Германия начала вторгаться в огромные части Восточной Европы.
Адольф Гитлер начал осознавать необходимость создания эффективной баллистической ракеты.
оружие. Немецкое артиллерийское управление потребовало, чтобы команда Пенемюнде
разработать баллистическое оружие, которое имело дальность от 150 до 200 миль и могло
нести однотонную фугасную боеголовку. Промежуточный испытательный автомобиль для преодоления
промежуток между А-3 и А-4 был назван А-5. А-5 был похож на
конструкции по сравнению с А-3, но использовал более простую и надежную систему наведения и
более прочная структура. Внешний вид А-5 отличался
предлагаемое оружие А-4. Испытания А-5 проводились с осени 1938
по 1939 г. Ракеты запускались как горизонтально, так и вертикально,
и часто поднимались с парашютом и снова запускались. Первый А-5
запущенный вертикально, достиг высоты 7,5 миль.

Гражданские и военные усилия в области ракетной техники во всех других странах
в совокупности бледнели по сравнению с успехами, достигнутыми в Германии, где
первый А-4 был испытан с полным успехом 3 октября 1942 года. Самый первый
Ракета А-4 достигла высоты 50 миль и пролетела расстояние 120 миль.
А-4, позже переименованный в Фау-2, заложил краеугольный камень современной ракетной техники.

---

Жужжащая бомба V-1

Хотя Германия произвела и развернула ряд ракетно-ракетных вооружений
во время Второй мировой войны эффективность их оружия основывалась на так называемом
Оружие «В». «V» было сокращением от «Vergeltungswaffen», что примерно переводится как «Vergeltungswaffen».
«оружие возмездия», «оружие возмездия» или «оружие мести».
V-1 был первым из пронумерованных V-оружий. Фау-1 был беспилотным
бомбардировщик с бензиновым импульсно-реактивным двигателем, который мог производить
тяга около 1100 фунтов. Весь Фау-1 весил около 4,9 т.00 фунтов.
Испытательные полеты Фау-1 начались в 1941 году над полигоном Пенемюнде. Изначально V-1
под названием Fieseler Fi-103. Фау-1 не был похож на Фау-2, который
в то же время разрабатывался в Пенемюнде.

Британская разведка получила информацию о том, что секретное оружие находится под
развития в Пенемюнде, поэтому сотни тяжелых бомбардировщиков союзников атаковали
Пенемюнде 17 августа 1943 г. Погибло около 800 человек, в том числе д.
Уолтер Тиль, который в то время отвечал за разработку двигателя V-2. Союзник
силы не знали ни о масштабах развития оружия в Пенемюнде, ни о том, что
их бомбардировки не сильно мешали развитию вооружения
сами себя. Действительно, V-оружие вскоре должно было использоваться в бою. Атаки Фау-1
наведение на цели в Англии началось в июне 1944. Каждый Фау-1 запускался с
пандус и был неуправляемым. После запуска Фау-1 летел заданным курсом.
пока переключатель не выключил его двигатель, в результате чего Фау-1 просто упал на что-то
был под ним.

За характерный звук двигателя В-1 машина получила прозвище
«жужжащая бомба» союзных войск. Люди на земле знали, что они относительно
безопасно, если жужжащий звук раздастся, а затем исчезнет, ​​когда оружие выйдет из
диапазон. Однако если жужжание резко прекращалось, его быстро понимали.
что поблизости мог произойти мощный взрыв. Каждый Фау-1 нес около 2000
фунтов взрывчатки и был способен нанести большой ущерб. Но с тех пор
Фау-1 был неуправляемым, оружие редко поражало конкретную цель. У Фау-1 был
максимальная скорость около 390 миль в час так мог быть перехвачен истребительной авиацией
или уничтожены зенитной артиллерией.

Планер Фау-1 также мог выйти из строя из-за вибрации двигателя. это
считал, что около 25 процентов всех запущенных ракет Фау-1 были уничтожены
из-за отказа планера до достижения своих целей. Хотя конкретные цифры
варьируются от источника к источнику, говорится в британском отчете, опубликованном после войны.
что по Англии было запущено 7547 ракет Фау-1. Из них отчет
указано, что истребителями было уничтожено 1847 человек, уничтожено 1866 человек.
зенитной артиллерией 232 человека были уничтожены, влетев в аэростат заграждения.
кабелей и 12 были уничтожены корабельной артиллерией Королевского флота. Осталось около
половина всех ракет Фау-1, выпущенных по Англии, пропала без вести, а большая
число могло причинить значительный материальный ущерб. Британцы сообщили
что 6139человек погибли в результате прямых атак Фау-1, около трех
раз больше числа убитых Фау-2.

---

Пилот немецкой бомбы «Фау-1»

Менее известно, что немцы разработали пилотируемую версию Фау-1.
называется V-1e. V-1e не предназначался для восстановления. Это было бы
был запущен, а затем наведен на цель пилотом-самоубийцей.
Подобно концепции японских камикадзе, группа V-1e получила кодовое название
Проект Райхенберг. V-1e был около 27 футов в длину и имел кабину.
и контрольно-измерительные приборы. V-1e несколько раз испытал немецкую авиацию.
летчик-испытатель Ханна Райч.

Райч подтвердил, что базовый планер Фау-1 был подвержен сильной вибрации.
в результате шума двигателя. Она считала развертывание V-1e
введение приведет к значительным потерям пилота, даже если пилот
согласился выполнить самоубийственную миссию. Немцы не выдержали конструкции
изменения в конце войны, поэтому V-1e никогда не использовался в бою.

---

Разработан и испытан немецкий V-2

Считается, что немецкая ракета Фау-2, разработанная под обозначением А-4,
быть одним из самых значительных научных достижений Второй мировой войны, второй
только к созданию атомной бомбы. Созданы аэродинамические данные
за базовую конструкцию В-2 при испытаниях в аэродинамической трубе, проведенных в 1936 и 1937.
Некоторые детали В-2 были в производстве еще весной 1939 года.
когда шли пуски опытной версии ракеты под названием А-5
проведенный. До 1942 года разработка Фау-2 велась 24 часа в сутки.
день под руководством Вернера фон Брауна. Первые модели В-2
были готовы к стрельбе к весне 1942 г.

Первый испытательный пуск Фау-2 состоялся 13 июня 1942 года.
вышел из-под контроля и разбился в результате отказа системы подачи топлива.
Второй испытательный пуск Фау-2 был произведен 16 августа 19 г.42. Этот полет V-2
также считалась неудачной, но машина стала первой управляемой ракетой
превышать скорость звука. Только во время третьего испытательного пуска 3 октября
1942 г. Фау-2 добился полного успеха. Ракета достигла максимальной высоты
50 миль и максимальная дальность 120 миль, отвечающие начальным характеристикам
Критерии для оружия.

После этого достижения Адольф Гитлер, всего несколькими годами ранее невосприимчивый
к потенциалу управляемых баллистических ракет, налажено военное производство
комитет в Министерстве вооружений и военного производства для управления
дальнейшее развитие В-2. Хотя это и потребовало необходимых ресурсов для
программе Фау-2, Вернер фон Браун позже заявил, что военная организация
назначенный Гитлером ответственным за разработку Фау-2, не имел научного суждения,
и в конечном итоге значительно ухудшил возможности оружия. Верно,
фон Брауну не суждено было участвовать в программе разработки Фау-2 без больших усилий.
личный риск.

---

Немецкий V-2 запускается в производство

Военное производство Фау-2 началось на новом заводе в Пенемюнде.
Экспериментальный центр. После бомбардировки Пенемюнде союзниками в августе
17 ноября 1943 года производство Фау-2 было перенесено в подземный цех в Миттельверке,
недалеко от Нордхаузена в горах Гарца. Сайт был преобразован из нефти
депо. Площадка Mittelwerk объединила все производственные усилия
ранее проводившийся в Пенемюнде, и в конечном итоге стал единственным местом
для производства В-2. Заводы по производству В-2 изначально находились в стадии строительства
на объектах вблизи Вены, Берлина и Фридрихсхафена, но строительство этих
сайты были заброшены из-за постоянной угрозы атак союзников.

Некоторые отдельные компоненты V-2 производились на заводах по всему миру.
Германии, а обучение войск проводилось и на других полигонах. Но В-2
производство базировалось на заводе в Миттельверке. Замечательные 900 ракет Фау-2
в месяц производились на заводе Mittelwerk к концу
война.

Каждый Фау-2 был 46 футов в длину, имел диаметр 5 футов 6 дюймов и размах киля
12 футов. Вся ракета при запуске весила около 27 000 фунтов. Вершина
шесть футов Фау-2 была боеголовкой, содержащей до 2000 фунтов обычного
взрывчатые вещества. Под боеголовкой находилась 5-футовая секция с приборами.
20-футовая секция с топливными баками и 15-футовая секция с
двигатель. В приборной секции находился автопилот,
акселерометр и радиоаппаратура. Автопилот состоял из двух
электрические гироскопы, которые стабилизировали движение ракеты по тангажу, крену и рысканию.
При движении ракеты вокруг осей гироскопов измерялось движение
электронными потенциометрами. Это вызвало отправку электрических командных сигналов.
к ряду рулевых лопастей в основании ракеты.

На V-2 использовалось два комплекта рулевых лопаток. Внешний комплект из четырех рулевых
лопасти состояли из одного рулевого лопасти в основании каждого из четырех V-2
плавники Внутренний набор из четырех рулевых лопаток располагался в основании
двигатель. Оба комплекта рулевых лопастей были спроектированы так, чтобы работать вместе, чтобы отклонять
выхлоп двигателя и управлять ракетой. Движение рулевых лопаток было
предназначен для того, чтобы потенциометры в приборной секции считывали показания
нулевое напряжение, таким образом удерживая ракету на заданной траектории. Всякий раз, когда
потенциометры считывают любое напряжение, электрическая команда будет отправлена ​​на
соответствующие рулевые лопасти, чтобы корректировать движение ракеты до тех пор, пока
напряжение снова нулевое. Рулевые лопасти управлялись электрогидравлическим приводом.
механизмы. Акселерометр использовался для измерения скорости ракеты,
в то время как радиооборудование использовалось для самых разных целей. В некоторых случаях,
радиооборудование использовалось только для приема команд с земли на
перекрыть подачу топлива к двигателю.

Фау-2 имел два топливных бака. В одном находился жидкий кислород, а в
второй содержал комбинацию 75% спирта и 25% воды. Это были
топливо, которым питался двигатель В-2. Сам двигатель состоял из
камера сгорания, трубка Вентури, топливопроводы, топливный насос на жидком кислороде, спирт
топливный насос, паровая турбина, которая приводила в действие два топливных насоса и водород
пероксидное вспомогательное топливо, которое приводило в действие паровую турбину. Через естественный
химическое разложение, перекись водорода разлагается на кислород и воду.
Пробой произошел при достаточно высокой температуре, чтобы мгновенно
воды в пар, который, в свою очередь, приводил в движение турбину. Затем турбина прокачала
топлива в двигатель.

---

Развертывание и запуск немецкого Фау-2

Готовые ракеты Фау-2 перевозили вагонами с завода на склад
районах, где они были перемещены в специальные трейлеры с помощью переносных кранов. Хранилище
время сократилось до нескольких дней, так как тестирование показало, что чрезмерное хранение
время привело к большему количеству отказов Фау-2. После хранения ракеты Фау-2 были
перевезены на грузовиках и прицепах к местам старта. Несмотря на развертывание
Фау-2 на стационарных пусковых площадках упростит обработку пусков, считалось, что
стационарные пусковые площадки были бы слишком уязвимы для атак. Поэтому В-2 был
развернута как мобильная ракета.

Перед пуском каждая ракета Фау-2 переносилась на транспортное средство, называемое
«Мейллерваген». Здесь ракета была закреплена на люльке в горизонтальном положении.
должность. Люлька на «meillerwagen» тогда поднималась с помощью гидравлики.
поршни до тех пор, пока ракета не займет вертикальное положение. Стартовая платформа
затем поднимался до тех пор, пока не принял на себя полный вес ракеты. колыбель
Затем зажимы были сняты, и «meillerwagen» отодвинули на несколько футов.
Стартовая платформа представляла собой 10-футовое вращающееся кольцо, расположенное в квадрате.
каркас из уголкового железа, поддерживаемый по углам домкратами. Стартовая платформа
был очень прост по конструкции, и его можно было легко перемещать со стартовой площадки на
место запуска.

Каждую стартовую площадку обеспечивало около 30 машин, в том числе транспортная
грузовики и прицепы, «meillerwagen», грузовики для хранения горючего, командирские
и контрольные грузовики, бронетранспортеры и военные машины поддержки.
операция была очень эффективной, и Фау-2 обычно можно было запустить с четырех
до шести часов после выбора подходящей стартовой площадки. Электроэнергия
для Фау-2 обеспечивался наземными источниками, когда он опирался на пусковую
платформе и батареями во время полета. Наземная энергия была необходима для
подготовка к запуску, включая систему стрельбы.

Фактический запуск контролировался с расстояния от 200 до 300 ярдов.
подальше от ракеты. Бронемашина того или иного типа обычно использовалась в качестве
«стрелковая комната». Когда ракета была готова к пуску, диспетчер
запускал воспламенители по электрической команде. Тогда расход топлива будет
активируется электромагнитными клапанами. Затем жидкий кислород и спирт протекали по
силы тяжести к выхлопному соплу, где они были зажжены воспламенителями, которые
напоминал вертушку 4 июля. Одного этого горения было недостаточно.
запустить ракету, но это дало диспетчеру визуальную индикацию
что ракета исправна. Однажды офицер контроля поверил
ракета была готова к пуску, была подана электрическая команда на запуск
топливные насосы. Примерно через три секунды паровая турбина топливного насоса достигла
на полной скорости расход топлива достиг своего полного значения в 275 фунтов в секунду.
а тяга двигателя достигала около 69,000 фунтов стерлингов.

Затем был запущен Фау-2, и он начал медленно подниматься. Он продолжился по вертикали
подниматься примерно на четыре секунды, затем поворачивался на запрограммированный угол запуска.
с помощью гироскопической системы наведения. Максимальный угол наклона обычно
около 45 градусов, что дает наибольшую дальность. Примерно через 70 секунд
подача топлива В-2 была остановлена, двигатель заглушен. К этому времени
ракета достигла скорости от 5000 до 6000 футов в секунду. Ракета
затем завершит баллистическую траекторию без двигателя, достигнув цели
всего через пять минут после запуска. Достижение максимальной высоты 50
до 55 миль, Фау-2 мог поразить цель в расчетной дальности.
от 180 до 190 миль, хотя считается, что некоторые из них пролетели до 220
миль. Поскольку Фау-2 летал так высоко и так быстро, от него не было никакой защиты.
Это. Ракеты не могли быть обнаружены, пока они не взорвались на земле.

---

Немецкий Фау-2 становится оружием войны

Первые вражеские ракеты Фау-2 были запущены 6 сентября 1944 года.
днем по Парижу были выпущены две ракеты Фау-2, но они не причинили никакого вреда.
наносить ущерб. Атаки Фау-2 на Англию начались 8 сентября 1944. Ракеты Фау-2 были
обычно отправляется в сторону Лондона и Антверпена, Бельгия. Союзные войска также
сообщил, что одиннадцать ракет Фау-2 упали недалеко от Ремагена, Германия, 9 марта.
и 10 сентября 1945 г., когда немцы предприняли неудачную попытку помешать инженерам
от завершения строительства понтонного моста через реку Рейн и помешать союзному
продвигаться туда.

Конкретные цифры варьируются от источника к источнику, но обычно считается
что около 1100 ракет Фау-2 достигли Англии, пока не прекратились атаки Фау-2 на
27 марта, 1945. Считается, что около 2800 человек были убиты и
еще 6500 человек получили ранения в результате атак Фау-2. Обычно это
считал, что до этого немцами было изготовлено около 5000 ракет Фау-2
к концу Второй мировой войны. Около 600 было использовано для испытательных пусков и войсковых пусков.
обучение, а остальные отправляются к целям. Учитывая эти числа,
частота отказов Фау-2 была довольно большой. Частота отказов Фау-2 была связана с
количество факторов. Во многих случаях ракеты не срабатывали.
запущен. В других случаях отказала система наведения, в результате чего ракета
пропустить свою цель. Ракета часто взрывалась или разрушалась из-за напряжения
сверхзвукового полета, и во многих случаях фугасная боевая часть Фау-2 не срабатывала.
детонировать после попадания в цель.

И Фау-1, и Фау-2 зарекомендовали себя как мощное оружие, но они пострадали
от основных слабостей, не позволивших оружию переломить ситуацию для
Германия в конце Второй мировой войны. Оружие было срочно развернуто
прежде чем их можно будет полностью протестировать и уточнить. В результате им не хватило
точность и способность нести взрывчатые вещества, достаточно большие, чтобы компенсировать
за эту неточность. Пока заграждает огромное количество Фау-1 и Фау-2
ракеты могли бы компенсировать основные недостатки оружия,
Немцы не смогли ввести достаточное количество войск, чтобы сокрушить союзников.
достижения.

Следует отметить, что ряд последующих модификаций Фау-2 был
немецкими инженерами, и историки будут продолжать задаваться вопросом, как
Вторая мировая война закончилась бы, если бы у Германии было время разработать эти
концепции, а также, возможно, атомное или биологическое оружие.
Немецкое концептуальное оружие имело обозначение «А», как и А-4, который
со временем стал известен как V-2. А-5 фактически предшествовал А-4, и
использовался как промежуточный опытный образец А-4. Немецкие концепт-кары
Считается, что последующий за В-2 начался с А-6.

Хотя проектирование А-6 было завершено, машина так и не была построена.
А-6 был бы идентичен Фау-2, за исключением топлива. А-6
использовал бы азотно-серную кислоту в качестве окислителя и винилизобутиловый эфир
смешанный с анилином в качестве топлива. Это топливо можно было хранить, и оно предназначалось для
повысить скорость и легкость обращения с оружием и
запущен. Такое же операционное усовершенствование было включено, когда США
Титан I ВВС, работающий на жидком кислороде, был заменен Титаном II, который
использовали хранимое топливо.

А-7 представлял собой крылатую ракету, основанную на конструкции А-5. фиктивные версии
А-7 сбрасывались с самолетов с целью сбора баллистических
полетные данные. Испытательные версии А-7 были запущены с тягой 3500 фунтов.
двигатель адаптирован от А-5. У А-7 была обнаружена 30-мильная глиссада.
при запуске с самолета, летящего на высоте пяти миль, или
Дальность действия 15 миль при пуске с земли. Автомобиль предназначался для
только для испытаний и никогда не применялся в качестве оружия. А-8, которого никогда не было
построенный, это был бы крылатый вариант А-6.

А-9, схожий по концепции с недолговечным А-4б, предлагалось увеличить
дальность полета Фау-2 до 400 миль за счет включения крыльев.
крылья позволили бы А-9 планировать к своей цели, а не падать на
землю в конце своего баллистического полета. Однако, поскольку А-9
иметь большую дальность, чем V-2, он должен был бы планировать к его
цели на относительно низких скоростях. Как и Фау-1, А-9 был бы
относительно легко перехватить в полете. В результате А-9не был ни
построены и не испытаны. Интересным применением концепции А-9 стал пилотируемый
вариант А-9 с треугольным шасси. Если бы он был построен,
пилотируемый А-9 потенциально мог нести пилота на расстояние 400 миль
всего за 17 минут.

Обозначение А-10 было присвоено тому, что должно было стать первой ступенью
ракета с А-9 в качестве второй ступени. Стадия А-10 была бы
65 футов в длину и имел диаметр 13 футов 8 дюймов. Он был разработан для
производить тягу в 400 000 фунтов путем сжигания азотной кислоты и дизельного топлива.
Расчеты показали, что первая ступень А-10 в паре с А-9второй
ступень могла нести полезную нагрузку в 2000 фунтов на расстояние 2500 миль. Если построено,
это была бы первая в мире баллистическая ракета средней дальности.

Но команда дизайнеров фон Брауна не остановилась на достигнутом и действительно имела планы на
чертежная доска, которая могла привести к созданию первых космических ракет-носителей.
Обозначение А-11 было присвоено первой ступени машины, которая должна была
использовали А-10 в качестве второй ступени и А-9 в качестве третьей ступени. Конкретный
намерение фон Брауна состояло в том, чтобы нести пилотируемый А-9третий этап в космос.

Обозначение А-12 было присвоено мощной концепции первой ступени, способной
производя стартовую тягу в 2,5 миллиона фунтов. А-12 был бы
в паре со второй ступенью А-11 и третьей ступенью А-10. Расчеты указаны
что весь корабль мог нести в космос полезную нагрузку весом 60 000 фунтов.

---

Актуальные вопросы :

Что такое тяга, полный импульс и удельный импульс?

Каковы преимущества и недостатки твердотопливных ракет?

Каковы преимущества и недостатки ракет на жидком топливе?

Каковы преимущества и недостатки гиперголических ракет?

Каков главный вклад Циолковского в ракетостроение?

Каков был главный вклад Оберта в ракетостроение?

Каков был главный вклад Годдарда в ракетостроение?

Что такое программа Фау-2 и как произошел такой технологический скачок
предыдущие ракетные исследования?

---

Пропелленты

Пропелленты

Главная — Поиск — Обзор — Алфавитный указатель: 0- 1- 2- 3- 4- 5- 6- 7- 8- 9
A- B- C- D- E- F- G- H- I- J- K- L- M- N- O- P- Q- R- S- T- U- V- W- X- Y- Z

---

Пропелленты

---

Топливо, топливо и окислители — их характеристики и транспортные средства, которые их используют

---

---

Подтемы

---

30% бериллий+пентаборан в 70% гидразине Высокоэффективное топливо, разработанное в России. Никогда не летал из-за токсичности. Идея использования бериллия и пентаборана в качестве топлива как для ракет, так и для перспективных самолетов была популярна в начале 1960-х годов (так называемое «молниеносное» топливо, предназначенное, например, для американского бомбардировщика B-70). Однако, хотя производительность была улучшена на целых 50%, выхлоп двигателя был токсичным. Такие двигатели никогда не поступали в производство.

---

Aerozine-50 Смесь гидразина и НДМГ в соотношении 50:50, разработанная Aerojet для использования в качестве топлива в ракете Titan 2. Скопирован в одной российской ракете, но в остальном чаще использовался прямой НДМГ. Более высокая температура кипения, чем у НДМГ.

---

Воздух Воздух (78 % азота, 21 % кислорода и т. д.), используемый в качестве инертного холодного газа, может удерживаться под давлением и выпускаться клапанами для создания тяги. Окружающий воздух может засасываться воздухозаборниками и использоваться в турбореактивных, турбовентиляторных, прямоточных, ГПВРД или других воздушно-реактивных двигателях и сжигаться вместе с топливом в качестве окислителя. Его также можно смешивать с выхлопом ракеты для увеличения тяги.

---

Воздух/керосин Воздух/керосин-вытеснитель. Топливо, используемое в обычном реактивном двигателе. Окружающий воздух (78 % азота, 21 % кислорода и т. д.) засасывается воздухозаборниками и используется в ТРД, ТРДД, ПВРД, ГПВРД и других воздушно-реактивных двигателях. Он используется для сжигания авиационного керосина, коммерческого керосина JP-4 или JP-5, их военных аналогов или специальных высокотемпературных смесей, таких как те, которые используются в SR-71.

---

Air/Lh3 Air/Lh3 топливо. Пропелленты испытаны и предложены для использования в экологически чистых или быстроходных реактивных двигателях. Окружающий воздух (78 % азота, 21 % кислорода и т. д.) засасывается воздухозаборниками и используется в ТРД, ТРДД, ПВРД и других воздушно-реактивных двигателях в качестве окислителя. Жидкий водород до сих пор не использовался в качестве топлива для самолетов из-за его больших недостатков — он был очень криогенным и имел очень низкую плотность, что делало баки большими. США освоили водородную технологию для строго засекреченного разведывательного самолета Lockheed CL-400 Suntan в середине 19-го гг.50-е годы. В основном он предлагается в воздушно-реактивных двигателях для высокоскоростных ГПВРД и многоразовых одноступенчатых на орбите конструкциях со смешанной силовой установкой, где использование углеводородного топлива создает закоксовывание и другие проблемы. Он также предлагается и был испытан в качестве топлива для всех коммерческих реактивных самолетов в рамках постнефтяной «водородной экономики».

---

Air/Lox/Lh3 Air/Lox/Lh3 трехкомпонентная схема. Окружающий воздух (78 % азота, 21 % кислорода и т. д.) засасывается воздухозаборниками и используется в ТРД, ТРДД, ПВРД и других воздушно-реактивных двигателях в качестве окислителя. В одноступенчатых вариантах для выхода на орбиту воздух может быть сжижен перед использованием, а позже двигатель преобразуется в чистый ракетный двигатель с использованием бортового жидкого кислорода для окончательного выхода на орбиту. В ракете с воздушным форсажем воздух собирается воздухозаборником, окружающим корпус ракеты, и используется для увеличения выхлопа ракеты.

---

Воздух/Слякоть Lh3 Воздух/Слякоть Lh3. В этой топливной схеме окружающий воздух (78 % азота, 21 % кислорода и т. д.) засасывается воздухозаборниками и используется в ТРД, ТРДД, ПВРД или других воздушно-реактивных двигателях в качестве окислителя. Слякообразный водород образуется при доведении жидкого водорода почти до точки плавления. Это дает частично затвердевшую, но все еще подвижную версию топлива с плотностью на 20% большей, чем у самого жидкого водорода. Предлагается к использованию с 1980-х годов в одноступенчатых космических кораблях с воздушно-реактивным двигателем и ракетным двигателем, где абсолютно необходимо максимальное увеличение веса топлива до веса пустого.

---

Спирт Спирт (этиловый спирт или этанол) (C2H5OH) был топливом, используемым для немецкой ракеты Фау-2 и первых производных ракетных двигателей в Соединенных Штатах, Советском Союзе и Китае. Лучшие характеристики были достигнуты за счет увеличения концентрации спирта в послевоенных двигателях. Но после того, как ракетный керосин с более высокими характеристиками был разработан компанией Rocketdyne в рамках программы REAP 1953, употребление алкоголя было прекращено.

---

Алюмизин Алюмизин представлял собой смесь 43% порошка алюминия, суспендированного в безводном гидразине с гелеобразователем. Идея состояла в том, чтобы увеличить теплоту сгорания за счет высокой энтальпии образования оксида алюминия как продукта горения, подобного металлизированному керосину («керосолю»), испытанному Зенгером в 30-х годах. Алюмизин никогда не летал, а тестировался только в статических наземных испытаниях. Бочка с алюмизином взорвалась в Калифорнии, когда ее не утилизировали безопасным образом. Топливо было предложено для некоторых конструкций «больших тупых ускорителей» конца 19 века с подачей под давлением.60-е годы.

---

Амин Первые хранимые ракетные системы стремились улучшить характеристики воспламенения и производительность за счет исключения керосина из топлива. Амин представляет собой органическое соединение, образующееся при замещении одного или нескольких атомов водорода аммиака органическими группами. Смешанное аминное топливо было впервые разработано немцами во время Второй мировой войны. ТОНКА-250, разработанная для ракеты «Вассерфаль», использовалась русскими после войны в различных двигателях по спецификации ТГ-02.

---

Аммиак Аммиак (Nh4) представляет собой бесцветный газ и жидкость с сильным раздражающим характерным запахом. Хотя аммиак сам по себе токсичен, выхлопные газы от сгорания аммиака и кислорода — нет. Используется в качестве топлива в двигателе XLR-99 пилотируемого космического самолета X-15; используется в качестве топлива в некоторых конструкциях электрических двигателей; разработан в качестве топлива в российских атомных межконтинентальных баллистических ракетах 1950-х годов.

---

Аммиак+алкоголь Предлагается в качестве топлива для нагрева термическим ядерным реактором в одном Советском дизайне 1960.

---

---

---

---

---

---

---

---

. ранние ракетные двигатели 1940-х годов. Его использовали в чистом виде или с фурфуроловым спиртом для улучшения его охлаждающих свойств. После войны на смену ему быстро пришел гидразин в хранимых ракетах. Анилин самовозгорается в присутствии красной дымящей азотной кислоты и натрия.

---

BrF5 Пятифтористый бром был еще одним чрезвычайно реактивным и токсичным окислителем, испытанным в Соединенных Штатах в конце 1950-х годов. Как и в других случаях, было обнаружено, что проблемы с обращением и риски для безопасности, если токсичное химическое вещество перевешивает преимущества в производительности.

---

BrF5/гидразин BrF5/гидразин пропеллент. Ни один из двигателей не достиг рабочей стадии, используя эту хранимую комбинацию топлива. Проблемы с обращением и риски для безопасности токсичного окислителя пятифтористого брома перевешивают преимущества производительности. Гидразин (N2h5) раньше использовался в качестве ракетного топлива, но в большинстве случаев его быстро заменили НДМГ.

---

BrF5/Hydyne BrF5/Hydyne пропеллент. Ни один из двигателей не достиг рабочей стадии, используя эту хранимую комбинацию топлива. Проблемы с обращением и риски для безопасности токсичного окислителя пятифтористого брома перевешивают преимущества производительности. Hydyne был топливной смесью, довольно энергично продвигаемой в арсенале Redstone в конце 1950-х годов, но она не нашла применения.

---

BrF5/MMH Порох БрФ5/ММХ. Ни один из двигателей не достиг рабочей стадии, используя эту хранимую комбинацию топлива. Проблемы с обращением и риски для безопасности токсичного окислителя пятифтористого брома перевешивают преимущества производительности. Монометилгидразин (Ч4НХНх3) представляет собой хранимое жидкое топливо, которое в Соединенных Штатах было одобрено для использования в двигателях орбитальных космических аппаратов. Его преимущества по сравнению с UDMH — более высокая плотность и несколько более высокая производительность.

---

БрФ5/НДМГ БрФ5/НДМГ Пропеллент. Ни один из двигателей не достиг рабочей стадии, используя эту хранимую комбинацию топлива. Проблемы с обращением и риски для безопасности токсичного окислителя пятифтористого брома перевешивают преимущества производительности. К середине 1950-х годов несимметричный диметилгидразин ((Ch4)2NNh3) стал предпочтительным жидким топливом для хранения.

---

CF2 CF2 был свободным радикалом, считавшимся ракетным окислителем в 1950-е годы. Он оказался слишком нестабильным для использования.

---

CF2/гидразин CF2/гидразиновый пропеллент. Ни один из двигателей, использующих эту комбинацию топлива, не достиг эксплуатационной стадии. CF2 был свободным радикалом, который в 1950-х считался ракетным окислителем. Он оказался слишком нестабильным для использования. Гидразин (N2h5) рано нашел применение в качестве топлива, но его быстро заменил НДМГ.

---

CF2/Lh3 CF2/Lh3 метательное топливо. Ни один из двигателей, использующих эту комбинацию топлива, не достиг эксплуатационной стадии. CF2 был свободным радикалом, считавшимся ракетным окислителем в 19 веке.50-е годы. Он оказался слишком нестабильным для использования. Жидкий водород считался теоретически идеальным ракетным топливом всеми ведущими ракетными провидцами. Однако у него были большие недостатки — он был очень криогенным и имел очень низкую плотность, что позволяло использовать большие резервуары.

---

ClF3 Трифторид хлора был еще одним чрезвычайно реакционноспособным и токсичным окислителем, испытанным в Соединенных Штатах в конце 1950-х годов. Как и в других случаях, было обнаружено, что проблемы с управлением и риски для безопасности перевешивают преимущества в производительности. Однако были разработаны способы его хранения и использования, и он нашел применение в малых двигателях «Рокетдайн» для ракет и противоракетных перехватчиков в 1990-е годы.

---

ClF3/гидразин ClF3/гидразиновый пропеллент. Трифторид хлора был еще одним чрезвычайно реакционноспособным и токсичным окислителем, испытанным в Соединенных Штатах в конце 1950-х годов. Это было топливо с наивысшими характеристиками, использующее ClF3. Были разработаны методы его хранения и использования, и он нашел применение в двигателях Rocketdyne для ракет и противоракетных перехватчиков в 1990-х годах. Гидразин (N2h5) давал лучший удельный импульс при использовании с ClF3, чем топливо НДМГ, обычно используемое в других применениях.

---

ClF3/Hydyne ClF3/Hydyne пропеллент. Ни один из двигателей, использующих эту комбинацию топлива, не достиг стадии эксплуатации; трифторид хлора имел лучшие характеристики при использовании гидразинового топлива. Hydyne был топливной смесью, довольно энергично продвигаемой в арсенале Redstone в конце 1950-х годов, но она не нашла применения.

---

ClF3/керосин ClF3/керосин пропеллент. Ни один из двигателей, использующих эту комбинацию топлива, не достиг стадии эксплуатации; трифторид хлора имел лучшие характеристики при использовании гидразинового топлива. Ракетный керосин РП-1 представлял собой прямогонную керосиновую фракцию.

---

ClF3/UDMH ClF3/UDMH пропеллент. Ни один из двигателей, использующих эту комбинацию топлива, не достиг эксплуатационной стадии. К середине 1950-х годов несимметричный диметилгидразин ((Ch4)2NNh3) стал предпочтительным жидким топливом для хранения. Однако гидразин показал лучшие характеристики при использовании с трифторидом хлора.

---

ClO3F Перхлорилфторид был еще одним чрезвычайно реактивным и токсичным окислителем, испытанным в Соединенных Штатах в конце 19 века. 50-е годы. Как и в других случаях, было обнаружено, что проблемы с управлением и риски для безопасности перевешивают преимущества в производительности.

---

ClO3F/гидразин ClO3F/гидразин-вытеснитель. Перхлорилфторид был еще одним чрезвычайно реакционноспособным и токсичным окислителем, испытанным в Соединенных Штатах в конце 1950-х годов. это было топливо с наивысшими характеристиками, использующее ClO3F. Гидразин (N2h5) давал лучший удельный импульс при использовании с ClF3, чем топливо НДМГ, обычно используемое в других применениях.

---

ClO3F/Hydyne ClO3F/Hydyne пропеллент. Ни один из двигателей, использующих эту комбинацию топлива, не достиг стадии эксплуатации; перхлорилфторид имел лучшие характеристики при использовании гидразинового топлива. Hydyne был топливной смесью, довольно энергично продвигаемой в арсенале Redstone в конце 1950-х годов, но она не нашла применения.

---

ClO3F/керосин ClO3F/керосин пропеллент. Ни один из двигателей, использующих эту комбинацию топлива, не достиг стадии эксплуатации; перхлорилфторид имел лучшие характеристики при использовании гидразинового топлива. Ракетное топливо РП-1 или его зарубежные аналоги представляет собой прямогонную керосиновую фракцию.

---

ClO3F/MMH ClO3F/MMH пропеллент. Ни один из двигателей, использующих эту комбинацию топлива, не достиг стадии эксплуатации; перхлорилфторид имел лучшие характеристики при использовании гидразинового топлива. Монометилгидразин (Ч4НХНх3) представляет собой хранимое жидкое топливо, которое в Соединенных Штатах было одобрено для использования в двигателях орбитальных космических аппаратов. Его преимущества по сравнению с UDMH — более высокая плотность и несколько более высокая производительность.

---

Топливо ClO3F/НДМГ Топливо ClO3F/НДМГ. Ни один двигатель не достиг стадии эксплуатации, использующей эту комбинацию топлива; перхлорилфторид имел лучшие характеристики при использовании гидразинового топлива. К середине 1950-х годов несимметричный диметилгидразин ((Ch4)2NNh3) стал предпочтительным жидким топливом для хранения. Он используется практически во всех хранимых жидкостных ракетных двигателях, за исключением некоторых двигателей орбитального маневрирования в Соединенных Штатах, где предпочтение было отдано MMH из-за немного более высокой плотности и производительности. Ни один из двигателей, использующих эту комбинацию топлива, не достиг эксплуатационной стадии.

---

CO+Air+N2+C2H5OH Смесь топлив для нагрева газодинамическим лазером в одном российском прототипе.

---

Cordite N Топливо, используемое в пушках, используемых для запуска космических аппаратов Martlet.

---

CxHy Термин, используемый для неуказанного углеводородного топлива, используемого в некоторых двигателях Глушко 1970-х годов — возможно, то, что позже стало известно как «синтин» (синтетический керосин).

---

Диборан Топливо на основе бора было в моде в конце 1950-х годов. Казалось, они предлагали средства повышения эффективности как самолетов (бомбардировщик B-70), так и ракет. Однако расходы, токсичность и загрязнение двигателей привели к тому, что от них отказались.

---

EDA Этилендиамин Nh3(Ch3)2Nh3 рассматривался для использования в качестве ракетного топлива в конце 1950-х годов, но так и не нашел реального применения в производстве.

---

Электрический Многие версии электрических двигателей используют электрические или магнитные поля для ускорения ионизированных элементов до высокой скорости, создавая тягу. Источником энергии может быть ядерный реактор, теплоэлектрогенератор или солнечные батареи. Электродвигатели могут работать только в космосе и давать очень высокий удельный импульс, но при очень низкой тяговооруженности. Поэтому электрические космические корабли могут достигать очень высоких скоростей, но при длительном времени полета.

---

Электрический/аммиачный Электрический/аммиачный пропеллент. Аммиак используется в качестве топлива в электродуговых реактивных двигателях, где он нагревается, а не ионизируется. Он использовался в качестве топлива в двигателе ESEX Arcjet 2.0 N, запущенном в космос в 1999 году. Двигатель, в котором цезиевое топливо ионизировано и электрически ускоряется для создания тяги. Ни один электродвигатель не достиг эксплуатационной стадии с его использованием.

---

Электро/Криптон Электро/Криптон. Двигатель, в котором криптоновое топливо ионизировано и электрически ускоряется для создания тяги. Ни один электродвигатель не достиг эксплуатационной стадии с его использованием.

---

Электрический/Lh3 Электрический/Lh3 метательный. Жидкий водород, используемый в качестве топлива в электродуговом или резистивном двигателе, где он нагревается, а не ионизируется. Источником энергии может быть ядерный реактор, теплоэлектрогенератор или солнечные батареи. Однако жидкий водород имел большие недостатки: он был очень криогенным и имел очень низкую плотность, что делало возможным использование больших резервуаров и затрудняло долгосрочное хранение. Его использование в электродвигателях, которые по определению были маломощными и долговечными, означало, что ни один электродвигатель не достиг рабочей стадии, использующей это топливо.

---

Электрический/Ртутный Электрический/Ртутный. Многие версии электрических двигателей используют электрические или магнитные поля для ускорения ионизированных элементов до высокой скорости, создавая тягу. Источником энергии может быть ядерный реактор или теплоэлектрогенератор, или солнечные батареи. Ртуть использовалась в нескольких первых электрических двигателях, испытанных в космосе, но ксенон был предпочтительнее и использовался в более поздних применениях.

---

Электрический/тефлоновый Электрический/тефлоновый пропеллент. Использование импульсного плазменного двигателя с использованием твердого тефлона в качестве топлива привело к созданию полностью твердотельного двигателя с высокими характеристиками без движущихся частей. Разработан Aerojet Redmond, но на сегодняшний день не применяется в производстве.

---

Электрический/ксенон Электрический/ксенон. Многие версии электрических двигателей используют электрические или магнитные поля для ускорения ионизированных элементов до высокой скорости, создавая тягу. Источником энергии может быть ядерный реактор или теплоэлектрогенератор, или солнечные батареи. Ксенон стал предпочтительным топливом для производства электродвигателей как в России, так и в США в 19 веке.90-е и 21 век.

---

Flox Испытания, проведенные в начале 1960-х годов, показали, что смеси жидкого фтора и жидкого кислорода (получившие название «FLOX») обладают более высокими характеристиками при работе с керосином, чем при использовании только фтора, и более удобными в обращении. FLOx 30 (30% LF2, 70% Lox) может сжигаться в ракетных двигателях Atlas и улучшать характеристики на 5% по сравнению с Lox и почти идентично чистому фтору. FLOx 70 (70% LF2, 30% Lox) имел самые высокие характеристики с удельным импульсом на 8% лучше, чем только LF2, и на 15% лучше, чем только Lox.

---

Флокс/керосин Флокс/керосин-вытеснитель. FLOx представлял собой смесь жидкого фтора и жидкого кислорода. Составы 70% жидкого фтора и 30% жидкого фтора с жидким кислородом были испытаны в ракетных двигателях Atlas в 1950-х и 1960-х годах. Это улучшило производительность, избегая экстремальных проблем с обращением с чистым жидким фтором. Несмотря на то, что он был испытан в разгонных двигателях Atlas на обычном керосине RP-1, он не нашел практического применения.

---

Флокс/НДМГ Флокс/НДМГ пропеллент. FLOx представлял собой смесь жидкого фтора и жидкого кислорода и был испытан в 1950-х годах с двигателями UDMH. Это улучшило производительность, избегая экстремальных проблем с обращением с чистым жидким фтором.

---

Свободный радикал Некоторые молекулы при разрыве отдают большое количество энергии при рекомбинации. В 1950-х годах было предложено использовать такие «свободные радикалы» в качестве ракетного топлива. Однако свободные радикалы рекомбинируют, как только они образуются, и, несмотря на исследования, проведенные в течение десятилетий, не было найдено никакого метода, позволяющего сохранять их стабильность достаточно долго, чтобы их можно было использовать в качестве топлива. Атомарный водород был наиболее многообещающим из этих свободных радикалов, который мог давать удельный импульс более 1100 секунд, что в три раза больше, чем у обычных химических ракетных топлив.

---

Газодинамический лазер Лазерный двигатель использует мощность лазера для нагревания или ускорения сгорания смеси газов.

---

Газодинамический лазер/CO+Air+N2+C2H5OH Газодинамический лазер/CO+Air+N2+C2H5OH пропеллент. Лазерная тяга предполагает использование мощности лазера для нагревания или усиления сгорания смеси газов. Нагрев указанной смеси топлив осуществлялся газодинамическим лазером в одном из российских прототипов. О производительности не сообщалось.

---

Бензин Бензин различных сортов использовался в качестве топлива в первых ракетных двигателях Годдарда и других. После того, как в Соединенных Штатах и ​​Советском Союзе были разработаны соответствующие смеси керосина, они стали предпочтительным углеводородным топливом.

---

GOX Газообразный кислород используется в качестве окислителя в двигателях для орбитального маневрирования и ориентации. Он может использоваться совместно с системой контроля окружающей среды в пилотируемых космических кораблях; или как продуктивное использование жидкого кислорода в главном двигателе, который может со временем медленно выкипать в продолжительной миссии.

---

GOX/спирт GOX/спирт-вытеснитель. Газообразный кислород используется со спиртом как нетоксичная комбинация для ориентации пилотируемых космических кораблей. Глушко провел испытания небольшого двигателя GOX/Alcohol в 1980-х годах, и в 2000-х годах его снова рассматривали для американской капсулы CEV/Orion.

---

Gox/ГЧ5 Gox/ГЧ5 топливо. Газообразный кислород был предложен для использования вместе с газообразным метаном в будущих пилотируемых космических кораблях для дальнего космоса, работающих на жидком метане.

---

GOX/керосин GOX/керосин пропеллент. Газообразный кислород использовался вместе с топливом основного двигателя керосином в маневровом двигателе космического самолета «Буран» и двигателях ориентации.

---

GOX/Sintin GOX/Sintin пропеллент. Газообразный кислород предлагалось использовать вместе с топливом маршевых двигателей синтином, синтетическим керосином, в отечественных маневровых двигателях космических кораблей и двигателях ориентации. Однако распад Советского Союза положил конец производству Синтина и любых космических кораблей, которые могли его использовать.

---

Guncotton Топливо, придуманное Жюлем Верном для использования в его лунной миссии. На практике он был слишком нестабилен для использования в больших орудиях.

---

h3O2 Перекись водорода используется как в качестве окислителя, так и монотоплива. Имея относительно высокую плотность и нетоксичность, от него отказались после раннего использования в британских ракетах, но возродили в качестве топлива для космического самолета «Блэк Хорс» в 1919 г.90-е годы и концепции космических самолетов ВВС США в 21 веке.

---

h3O2/CxHy h3O2/CxHy пропеллент. В период с 1965 по 1975 год Глушко разработал серию двигателей, работающих на перекиси водорода и неуказанном углеводородном топливе, получившем название CxHy (возможно, «Синтин»). Летных двигателей не было.

---

h3O2/гидразин h3O2/гидразин-вытеснитель. Перекись водорода и гидразин представляли собой хранимую комбинацию ракетного топлива с более высокой плотностью, чем обычная азотная кислота или N2O4 и гидразин. Однако двигатели с использованием этой комбинации никогда не разрабатывались.

---

h3O2/Hydyne h3O2/Hydyne пропеллент. Перекись водорода и Hydyne представляли собой хранимую комбинацию пропеллентов с более высокой плотностью, чем обычная азотная кислота или N2O4 и гидразин. Hydyne представлял собой смесь топлива, состоящую из 60% НДМГ и 40% диэтилтрианина (ДЭТА). Арсенал Редстоуна активно продвигал его в конце 1950-х годов, но практически не нашел применения.

---

h3O2/керосин h3O2/керосиновый пропеллент. Перекись водорода использовалась в качестве окислителя с керосином в 1950-х годах в британских ракетах. В сочетании с керосином он представлял собой пороховую смесь с относительно высокой плотностью. В отличие от других хранимых комбинаций топлива, он был нетоксичен. Однако при хранении и обращении с перекисью водорода требовалась осторожность, поскольку она могла вступать в реакцию с микроэлементами. От него отказались к концу 1960-х годов с отменой британских ракетных программ. Он был возрожден в 1990-х годов в качестве топлива для космоплана Black Horse, а позже и для других космопланов, предложенных ВВС США.

---

h3O2/пентаборан h3O2/пентаборан пропеллент. Перекись водорода в сочетании с пентабораном была изучена или разработана русскими в 1965-1975 годах в качестве топлива. Несмотря на потенциально высокую производительность и высокую плотность, он не нашел применения ни в одном серийном двигателе. И перекись водорода, и пентаборан были «плохими актерами» — взрывоопасно реагировали с незначительными примесями в топливных системах.

---

h3O2/твердое топливо h3O2/твердое топливо. В качестве окислителя в гибридной ракетной комбинации была предложена перекись водорода. Серийных двигателей не было; предпочтительным окислителем для таких ракет стала более безопасная закись азота.

---

h3O2/UDMH h3O2/UDMH пропеллент. Перекись водорода используется как в качестве окислителя, так и в качестве монотоплива. Относительно высокая плотность и нетоксичность, от него отказались после раннего использования в британских ракетах. Он был предложен для использования с несимметричным диметилгидразином, предпочтительным жидким топливом для хранения к середине 19-го века.50-е годы. Не имея преимуществ перед обычным окислителем, используемым с НДМГ, N2O4, он не нашел применения ни в каких серийных двигателях.

---

Гидразин Гидразин (N2h5) раньше использовался в качестве топлива, но его быстро заменил НДМГ. Он до сих пор используется в качестве монотоплива для спутниковых двигателей.

---

Hydyne Hydyne была топливной смесью, довольно энергично продвигаемой арсеналом Redstone в конце 1950-х годов, но он нашел мало применения. Hydyne, также известный как MAF-4, представляет собой смесь 60% по весу НДМГ и 40% по весу диэтилтрианина (ДЭТА).

---

Изопропилнитрат Изопропилнитрат был испытан в качестве монотоплива для ракет в 1940-х годах в США (Lark) и 1950-х годах в России (SAM). Однако нестабильность из-за компрессионной дефлаграции привела к тому, что в обоих случаях от нее отказались.

---

JP-X Добавление примерно 40 % НДМГ к JP-4 привело к получению состава (JP-X), в котором были решены проблемы воспламенения и воспламенения, характерные для WFNA/JP-4 и IRFNA/ ДжП-4.

---

Керосин В январе 1953 года Rocketdyne начала программу REAP по разработке ряда усовершенствований двигателей, разрабатываемых для ракет Navaho и Atlas. Среди них была разработка специального сорта керосина, подходящего для ракетных двигателей. До этого использовалось любое количество ракетного топлива, полученного из нефти. Годдард начал с бензина, и были экспериментальные двигатели, работающие на керосине, дизельном топливе, растворителе для краски или керосине JP-4 или JP-5 для реактивных двигателей. Большой разброс физических свойств у топлив одного класса привел к выделению узких нефтяных фракций, воплощенных в 1954 в стандартном керосиновом ракетном топливе США RP-1, на которое распространяется военная спецификация MIL-R-25576. В России аналогичные спецификации были разработаны на керосин по ТУ Т-1 и РГ-1. В 1980-х годах русские также разработали соединение неизвестного состава, известное как «синтин», или синтетический керосин.

---

Керосин/Lh3 Трехтопливные двигатели используют керосин высокой плотности для фазы наддува, а затем высокоэффективный жидкий водород низкой плотности для более поздних стадий подъема. Однако топливо хранится в отдельных баках. Указанная плотность топлива является средней для конструкции МАКС, сжигавшей 17 850 кг л·ч и 18,698 Керосин для выхода на орбиту с использованием 175 758 кг жидкого кислородного окислителя.

---

ЛЧ5 Жидкий метан был предложен русскими в качестве топлива.

---

LF2 Жидкий фтор является наиболее эффективным окислителем, и в начале 1960-х как в Америке, так и в России казалось, что появится новое поколение двигателей с более высокими характеристиками. Однако, хотя были построены испытательные двигатели, фтор оказался слишком токсичным и реакционноспособным, чтобы его можно было безопасно использовать в качестве топлива.

---

LF2/аммиак LF2/аммиачный пропеллент. В России эта комбинация почти вошла в производство в двигателях Глушко РД-301 для использования в высокопроизводительном разгонном блоке ракеты-носителя «Протон» в 1970-х годах. Однако, хотя были построены испытательные двигатели, фтор был слишком токсичным и реакционноспособным, чтобы его можно было безопасно использовать в качестве топлива. Аммиак (Nh4) — бесцветная жидкость с сильным раздражающим характерным запахом.

---

LF2/гидразин LF2/гидразиновый пропеллент. В Соединенных Штатах. В 1960-х годах ВВС США спонсировали разработку двигателей Bell и Rocketdyne, использующих эту комбинацию топлива для питания высокопроизводительных верхних ступеней, чтобы заменить Agena и Transtage на ракетах-носителях Atlas и Titan. Однако, хотя были построены испытательные двигатели, фтор оказался слишком токсичным и реакционноспособным, чтобы его можно было безопасно использовать в качестве топлива.

---

LF2/керосин LF2/керосин-вытеснитель. Использование фтора с керосином изучалось в 1950-х годах, но производительность была ниже, чем у других видов топлива, и ни один ракетный двигатель не достиг стадии испытаний с этой комбинацией.

---

LF2/Lh3 LF2/Lh3 порох. Теоретически это была самая мощная комбинация топлива. Однако, хотя испытательные двигатели были построены как в Соединенных Штатах, так и в России, было обнаружено, что фтор слишком токсичен и реакционноспособен, чтобы его можно было безопасно использовать в качестве топлива.

---

LF2/LLi LF2/LLi топливо. Жидкий литий был высокоэнергетическим топливом, продемонстрированным на LF2 в начале 1960-х годов. Литий нужно было нагреть до 179°С, чтобы он стал жидким. Однако, хотя были построены испытательные двигатели, эта комбинация оказалась слишком токсичной и реактивной, чтобы ее можно было безопасно использовать в качестве топлива.

---

LF2/UDMH LF2/UDMH порох. Ни один из двигателей, использующих эту комбинацию топлива, не дошел до стадии испытаний.

---

Lh3 Жидкий водород считался теоретически идеальным ракетным топливом. Однако у него были большие недостатки — он был очень криогенным и имел очень низкую плотность, что позволяло использовать большие резервуары. Соединенные Штаты освоили водородную технологию для строго засекреченного разведывательного самолета Lockheed CL-400 Suntan в середине 1950-х годов. Технология была перенесена в программу ракетных ступеней «Кентавр», и к середине 19 в.В 60-х годах США запускали разгонные блоки Centaur и Saturn на топливе. Он был принят в качестве ядра космического челнока, и ступени Centaur летают до сих пор.

---

Жидкий воздух Жидкий воздух не имеет преимуществ в качестве хранимого топлива, но в жидкостно-воздушном двигателе (LACE) относительно свободно доступный атмосферный воздух зачерпывается, сжижается и сжигается вместе с топливом в обычный ракетный двигатель.

---

Liquid Air/Lh3 Liquid Air/Lh3 топливо. Жидкий воздух не имеет преимуществ в качестве хранимого топлива, но в двигателе жидкостного воздушного цикла (LACE) относительно свободно доступный атмосферный воздух зачерпывается, сжижается и сжигается с топливом в обычном ракетном двигателе. Двигатели LACE были испытаны в Японии и США, но ни один из них не достиг статуса летного.

---

Liquid Air/Lox Жидкий воздух не имеет преимуществ в качестве хранимого топлива, но в жидкостно-воздушном двигателе (LACE) относительно свободно доступный атмосферный воздух зачерпывается, сжижается и сжигается вместе с топливом. в обычном ракетном двигателе. В одном варианте его заменяют хранящимся жидким кислородом, когда ракета поднимается из атмосферы.

---

Liquid Air/Lox/Lh3 Liquid Air/Lox/Lh3 топливо. Жидкий воздух не имеет преимуществ в качестве хранимого топлива, но в двигателе жидкостного воздушного цикла (LACE) относительно свободно доступный атмосферный воздух зачерпывается, сжижается и сжигается с топливом в обычном ракетном двигателе. В этом варианте жидкий кислород используется для продолжения работы двигателя над атмосферой, что позволяет использовать двигатель в одноступенчатых орбитальных конструкциях. Этот подход был использован компанией Rolls Royce в двигателе RB545, предложенном для космического самолета HOTOL, но позже от него отказались в пользу более простого двигателя Air/Lox/Lh3 Sabre для предложенного Skylon SSTO.

---

LLi Высокоэнергетическое топливо, продемонстрированное на примере LF2 в начале 1960-х. Литий нужно было нагреть до 179°С, чтобы он стал жидким.

---

LLi+30%Lh3 Комбинация, продемонстрированная в трехкомпонентном двигателе с LF2 в начале 1960-х. Литий нужно было нагреть до 179°С, чтобы он стал жидким.

---

СПГ Сжиженный природный газ — в основном метан, со следами серы и т.д.

---

LO3 Жидкий озон обеспечивает более высокую производительность, чем жидкий кислород. Но он сочетал в себе двойные недостатки очень высокой токсичности и очень чувствителен к ударам и оказался слишком сложным для практического использования.

---

LOX Жидкий кислород был самым ранним, дешевым, безопасным и, в конечном счете, предпочтительным окислителем для больших космических пусковых установок. Его главный недостаток в том, что он умеренно криогенный и поэтому не подходит для использования в военных целях, где требуется хранение заправленной ракеты и быстрый пуск.

---

Lox/спирт Lox/спирт-вытеснитель. Эта комбинация топлива использовалась для немецкой ракеты Фау-2 и первых производных ракетных двигателей в Соединенных Штатах, Советском Союзе и Китае. Улучшение удельного импульса было достигнуто за счет увеличения концентрации спирта в послевоенных двигателях. Но после того, как Rocketdyne разработала ракетный керосин с лучшими характеристиками в рамках программы REAP 1953 года, от использования спирта отказались. А жидкий кислород, будучи умеренно криогенным, не годился для военных целей, где требуется хранение заправленной ракеты и быстрый пуск.

---

Lox/аммиак Lox/аммиак-вытеснитель. Эта относительно безвредная комбинация топлива использовалась в ракетном двигателе XLR-99, который приводил в действие пилотируемый ракетоплан X-15 в 1960-х годах.

---

Lox/бериллий+пентаборан в гидразине 30%/70% Lox/бериллий+пентаборан в гидразине 30%/70% пропеллента. Идея использования бериллия и пентаборана в качестве топлива как для ракет, так и для перспективных самолетов (например, американского бомбардировщика B-70) была популярна в начале 19 века.60-е годы. Однако, хотя производительность была улучшена на целых 50%, выхлоп двигателя был токсичным. Такие двигатели никогда не поступали в производство.

---

Lox/C3H8 Lox/C3H8 пропеллент. Жидкий пропан C3H8 был предложен в качестве более «экологически чистого» ракетного топлива в России в 1990-х годах и был испытан вместо керосина в некоторых испытательных двигателях, но такой двигатель не был запущен в производство.

---

Lox/бензин Lox/бензиновый пропеллент. Бензин различных марок использовался в качестве топлива в первых ракетных двигателях Годдарда и других. После того, как в Соединенных Штатах и ​​Советском Союзе были разработаны соответствующие смеси керосина, они стали предпочтительным углеводородным топливом.

---

Lox/гидразин Lox/гидразиновый пропеллент. Двигатели были испытаны с этой комбинацией топлива в 1950-х годах, но гидразин (N2h5) был быстро заменен на НДМГ.

---

Lox/Hydyne Lox/Hydyne пропеллент. Жидкий кислород был самым ранним, дешевым, безопасным и, в конечном счете, предпочтительным окислителем для больших космических пусковых установок. Hydyne был топливной смесью, которую довольно энергично продвигал арсенал Редстоуна в конце 1950-х годов, но он нашел мало применения. Hydyne представлял собой смесь 60% по весу НДМГ и 40% по весу диэтилтрианина (ДЭТА).

---

Lox/керосин Lox/керосин-вытеснитель. Жидкий кислород был самым ранним, дешевым, безопасным и, в конечном итоге, предпочтительным окислителем для больших космических ракет-носителей. Его главный недостаток в том, что он умеренно криогенный и поэтому не подходит для использования в военных целях, где требуется хранение заправленной ракеты и быстрый пуск. В январе 1953 года Rocketdyne начала программу REAP по разработке ряда усовершенствований двигателей, разрабатываемых для ракет Navaho и Atlas. Среди них была разработка специального сорта керосина, подходящего для ракетных двигателей. До этого использовалось любое количество ракетного топлива, полученного из нефти. Годдард начал с бензина, и были экспериментальные двигатели, работающие на керосине, дизельном топливе, растворителе для краски или керосине JP-4 или JP-5 для реактивных двигателей. Большой разброс физических свойств у топлив одного класса привел к выделению узких нефтяных фракций, воплощенных в 1954 в стандартном керосиновом ракетном топливе США RP-1, на которое распространяется военная спецификация MIL-R-25576. В России аналогичные спецификации были разработаны на керосин по ТУ Т-1 и РГ-1. В 1980-х годах русские также разработали соединение неизвестного состава, известное как «синтин», или синтетический керосин.

---

Lox/керосин/Lh3 Lox/керосин/Lh3 пропеллент. Трехкомпонентные двигатели используют керосин высокой плотности для фазы разгона, а затем высокопроизводительный жидкий водород низкой плотности для более поздних этапов подъема. Однако топливо хранится в отдельных баках. Указанная плотность топлива является средней для конструкции МАКС, сжигавшей 17 850 кг л·ч и 18,698 Керосин для выхода на орбиту с использованием 175 758 кг жидкого кислородного окислителя.

---

Локс/ЛЧ5 Локс/ЛЧ5 ракетное топливо. Жидкий метан, или жидкий природный газ, был первоначально предложен в 1960-х годах в качестве альтернативы водороду для питания космического корабля во время длительных пилотируемых экспедиций на Марс. Он обеспечивал более длительное и легкое хранение и более высокую плотность, чем водород. В 1980-х годах было предложено, чтобы космический корабль, возвращающийся с Марса, мог извлекать метановое топливо из марсианской атмосферы с помощью процессоров, работающих по циклу Брайтона. Это сделало Lox/Methan стандартом для последующих концепций пилотируемых космических кораблей НАСА. Разработка двигателей, предназначенных для использования в системах управления реакцией и системах спутникового маневрирования, началась после 2000 г. В 19В 90-х годах русские предложили жидкий метан в качестве топлива для ракет-носителей, который будет применяться для переоборудования различных существующих ракет-носителей, а также для создания конструкции «Рикша с чистого листа». НАСА выбросило Lox/Methane из своей пилотируемой капсулы Orion после того, как планы Марса рухнули; а российские проекты ракет-носителей так и не нашли финансирования. В Соединенных Штатах продолжалась разработка двигателей для предлагаемых пилотируемых космических кораблей и космических самолетов.

---

Lox/Lh3 Топливо Lox/Lh3. Для использования в серийных космических ракетах-носителях. Жидкий кислород был самым ранним, дешевым, безопасным и, в конечном итоге, предпочтительным окислителем для больших космических ракет-носителей. Его главный недостаток в том, что он умеренно криогенный и поэтому не подходит для использования в военных целях, где требуется хранение заправленной ракеты и быстрый пуск. Жидкий водород считался теоретически идеальным ракетным топливом всеми ведущими ракетными провидцами. Однако у него были большие недостатки — он был очень криогенным и имел очень низкую плотность, что позволяло использовать большие резервуары. США освоили водородную технологию для строго засекреченного разведывательного самолета Lockheed CL-400 Suntan в середине 19-го гг.50-е годы. Технология была перенесена в программу ракетных ступеней «Кентавр», и к середине 1960-х годов Соединенные Штаты уже запускали разгонные блоки «Кентавр» и «Сатурн», используя это топливо. Позже он был принят для ядра американского космического корабля «Шаттл», европейского Ariane 5 и китайских ракет-носителей CZ-5. Он используется в верхних ступенях американских, европейских, индийских и китайских ускорителей. Хотя он широко разрабатывался в России, он так и не был запущен в производство ни для одной из российских космических ракет-носителей.

---

Lox/LNG Жидкий кислород и сжиженный природный газ были предложены в качестве более чистой комбинации пропеллентов, чем стандартный жидкий кислород/керосин.

---

Lox/Sintin Lox/Sintin пропеллент. Синтин, описываемый как «синтетический керосин» неизвестного состава, был представлен в Советском Союзе в 1980-х годах. Он увеличивал удельный импульс с 1-2% при использовании в двигателях, работающих на обычном керосине, и был явно более плотным. Его использование было прекращено после распада Советского Союза.

---

Lox/твердое топливо Lox/твердое топливо. используется в гибридных ракетах. Смешанные жидкостно-твердотопливные двигательные установки предлагают возможность хранения твердотопливной ракеты, безопасность и дросселируемость жидкостной ракеты и более низкую стоимость, чем любая из них. Верующие экспериментировали на протяжении всей второй половины 20-го века, но только после 2000 года такие системы были запущены в производство. Твердое топливо для гибридов имеют форму резиноподобной матрицы. Наиболее часто используется HTPB.

---

Lox/UDMH Lox/UDMH пропеллент. Эта комбинация топлива с более высокими характеристиками, чем окись азота/керосин или N2O4/НДМГ, была разработана Глушко в России в 1950-х годах. Однако использование токсичного НДМГ было неприемлемо для конструктора ракеты Королева, а использование криогенного жидкого кислорода было неприемлемо для советских военных. От планов Глушко по использованию топлива в более крупных ускорителях пришлось отказаться, и вместо этого оно было использовано в небольших разгонных блоках серии ракет-носителей «Космос».

---

Ртуть (топливо) Элементарная ртуть, используемая в качестве топлива для некоторых ранних ионных двигателей.

---

MMH Монометилгидразин (Ch4NHNh3) представляет собой хранимое жидкое топливо, которое в Соединенных Штатах было одобрено для использования в двигателях орбитальных космических аппаратов. Его преимущества по сравнению с UDMH — более высокая плотность и несколько более высокая производительность.

---

MON Смешанные оксиды азота. Оксид азота (NO) представляет собой низкокипящий криогенный газ. И жидкость, и твердое вещество имеют синий цвет. Растворы NO в четырехокиси азота резко снижают температуру замерзания тугоплавкого окислителя. Предполагается, что механизм депрессии связан с образованием N2O3, растворимого в четырехокиси азота. Растворы называются смешанными оксидами азота (СОН) и используются в качестве окислителей для жидкостных ракетных двигателей. Рассмотрены различные концентрации. Однако высокое давление паров MON ограничивает концентрацию NO в N2O4 примерно до 30 процентов. Помимо высокого давления паров MON, этот материал очень похож на четырехокись азота.

---

MON/гидразин MON/гидразиновый пропеллент. Смешанные оксиды гидразина (N2h5) рано нашли применение в качестве топлива, но их быстро заменили НДМГ.

---

MON/Hydyne MON/Hydyne пропеллент. Hydyne (60% НДМГ/40% ДЭТА) был топливной смесью, довольно энергично продвигаемой в арсенале Redstone в конце 1950-х годов, но она не нашла применения. Ракетные двигатели, использующие это топливо, не производились.

---

MON/MMH MON/MMH топливо. Ракетные двигатели, использующие эту комбинацию топлива, не производились.

---

MON/UDMH MON/UDMH пропеллент. Ракетные двигатели, использующие эту комбинацию топлива, не производились.

---

N2O Жидкая закись азота (N2O / моноокись диазота / «веселящий газ») — предпочтительный окислитель для гибридных ракетных двигателей, поскольку он безвреден, пригоден для хранения и самонагнетается до 17 атмосфер. град С.

---

N2O/C3H8 N2O/C3H8 пропеллент. Жидкая закись азота (N2O / монооксид диазота / «веселящий газ») и C3H8, пропан, общедоступный природный газ, были предложены в 21 веке в качестве комбинации топлива для пилотируемых космических кораблей.

---

N2O/твердое топливо N2O/твердое топливо. Жидкая закись азота (N2O / монооксид диазота / «веселящий газ») является предпочтительным окислителем для гибридных ракетных двигателей, поскольку он пригоден для хранения и самонагнетается до 48 атмосфер при 17 ° C. Комбинация твердого топлива HTPB или PMMA и N2O является доброкачественным, нетоксичным и невзрывоопасным.

---

N2O4 Четырехокись азота стала предпочтительным жидким топливом для хранения с конца 1950-х годов.

---

N2O4/аэрозин-50 N2O4/аэрозин-50 пропеллент. Четырехокись азота стала предпочтительным жидким топливом для хранения с конца 1950-х годов. Аэрозин представлял собой смесь гидразина и НДМГ в соотношении 50:50, разработанную для использования в ракетах семейства Титан; он имел более высокую температуру кипения, чем НДМГ. Эта комбинация компонентов топлива была скопирована в одной российской ракете, но в остальном в России использовался прямой НДМГ.

---

N2O4/алюмизин N2O4/алюмизин пропеллент. Четырехокись азота стала предпочтительным жидким топливом для хранения с конца 1950-х годов. Алюмизин представлял собой смесь 43% порошка алюминия, суспендированного в безводном гидразине, с гелеобразователем. Идея состояла в том, чтобы увеличить теплоту сгорания за счет высокой энтальпии образования оксида алюминия как продукта горения, аналогичного металлизированному керосину («керосину»), испытанному Зенгером в 30-х годах. Алюмизин никогда не летал, а тестировался только в статических наземных испытаниях. Бочка с алюмизином взорвалась в Калифорнии, когда ее не утилизировали безопасным образом. Топливо было предложено для некоторых конструкций «больших тупых ускорителей» конца 19 века с подачей под давлением.60-е годы.

---

N2O4/гидразин N2O4/гидразин-вытеснитель. Гидразин (N2h5) рано нашел применение в качестве топлива, но его быстро заменили НДМГ, и эта комбинация не использовалась ни в каких серийных двигателях.

---

N2O4/Hydyne N2O4/Hydyne пропеллент. Hydyne был топливной смесью, довольно энергично продвигаемой в арсенале Redstone в конце 1950-х годов, но она не нашла применения. Эта комбинация топлива не использовалась ни в одном серийном ракетном двигателе.

---

N2O4/керосин N2O4/керосин-вытеснитель. Эта недорогая комбинация топлива использовалась в недорогой модульной ракетной системе «Отраг», прошедшей летные испытания в 1977–1983 годах.

---

N2O4/MMH N2O4/MMH пропеллент. Монометилгидразин (MMH) представляет собой хранимое жидкое топливо, которое в Соединенных Штатах было одобрено для использования в двигателях орбитальных космических аппаратов. Его преимущества по сравнению с UDMH — более высокая плотность и несколько более высокая производительность.

---

N2O4/пентаборан N2O4/пентаборан пропеллент. Пентаборан (B5H9) считался высокоэффективным топливом в США в 1950-х годах. Его разработка с некоторой энергией проводилась Глушко в России в 1960-х годах. Но, как и другие фтор- и борные двигатели того времени, он создавал слишком много проблем с управлением и безопасностью, чтобы его можно было использовать в качестве летного двигателя.

---

N2O4/НДМГ Пропеллент N2O4/НДМГ. Четырехокись азота стала предпочтительным жидким топливом для хранения с конца 1950-х годов. К середине 1950-х годов несимметричный диметилгидразин ((Ch4)2NNh3) стал предпочтительным жидким топливом для хранения. Разработка НДМГ в Советском Союзе началась в 1949 году. Он используется практически во всех хранимых жидкостных ракетных двигателях, за исключением некоторых двигателей орбитального маневрирования в Соединенных Штатах, где предпочтение отдается ММГ из-за немного более высокой плотности и производительности.

---

Азотная кислота На примере немецкой ракеты Wasserfall времен Второй мировой войны азотная кислота (HNO3) стала одним из первых хранимых окислителей для ракет и верхних ступеней 1950-х годов. Чтобы преодолеть различные проблемы с его использованием, необходимо было объединить азотную кислоту с N2O4 и пассивирующими соединениями. В то время эти формулы считались чрезвычайно секретными. К концу 1950-х стало очевидно, что N2O4 сам по себе является лучшим окислителем. Поэтому азотная кислота была почти полностью заменена чистым N2O4 в жидкостных ракетных двигателях хранения, разработанных после 19 в.60.

---

Азотная кислота/Амин Азотная кислота/Амин-вытеснитель. На основе немецкой ракеты Вассерфаль времен Второй мировой войны азотная кислота (HNO3) стала одним из первых хранимых окислителей для ракет и верхних ступеней 1950-х годов. Чтобы преодолеть различные проблемы с его использованием, необходимо было объединить азотную кислоту с N2O4 и пассивирующими соединениями. В то время эти формулы считались чрезвычайно секретными. К концу 1950-х стало очевидно, что N2O4 сам по себе является лучшим окислителем. Поэтому азотная кислота была почти полностью заменена чистым N2O4 в жидкостных ракетных двигателях хранения, разработанных после 19 в.60. Ранние хранимые ракетные системы стремились улучшить характеристики воспламенения и производительность за счет отказа от керосиновой части топлива. Амин представляет собой органическое соединение, образующееся при замещении одного или нескольких атомов водорода аммиака органическими группами. Смешанное аминное топливо было впервые разработано немцами во время Второй мировой войны. ТОНКА-250, разработанная для ракеты «Вассерфаль», использовалась русскими после войны в различных двигателях по спецификации ТГ-02.

---

Азотная кислота/аммиак Азотная кислота/аммиак. Ракетные двигатели с этой комбинацией топлива не производились.

---

Азотная кислота/бензин Азотная кислота/бензиновый пропеллент. Бензин различных марок использовался в качестве топлива в первых ракетных двигателях Годдарда и других. После того, как в Соединенных Штатах и ​​Советском Союзе были разработаны соответствующие смеси керосина, они стали предпочтительным углеводородным топливом.

---

Азотная кислота/гидразин Азотная кислота/гидразин-вытеснитель. Проблемы, вызвавшие отказ от этой топливной комбинации, заключались в отсутствии надежного гиперголического воспламенения и нестабильного горения. IRFNA (ингибированная красная дымящаяся азотная кислота)/UDMH и IRFNA/JP-X наконец оказались удовлетворительными. Ракетные двигатели с этой комбинацией топлива не производились.

---

Азотная кислота/Hydyne Азотная кислота/пропеллент Hydyne. Hydyne был топливной смесью, довольно энергично продвигаемой в арсенале Redstone в конце 1950-х годов, но она не нашла применения. Ракетные двигатели с этой комбинацией топлива не производились.

---

Азотная кислота/JP-X Азотная кислота/JP-X пропеллент. Добавление примерно 40 процентов НДМГ к JP-4 привело к получению состава (JP-X), который решил проблемы как со сгоранием, так и с воспламенением, характерные для WFNA/JP-4 и IRFNA/JP-4.

---

Азотная кислота/керосин Азотная кислота/керосин-вытеснитель. Эта комбинация пороха, теоретически являвшаяся очень дешевым решением, имела проблемы с воспламенением и стабильностью. Наконец, добавление примерно 40 процентов НДМГ к JP-4 привело к получению состава (JP-X), который решил проблемы как со сгоранием, так и с воспламенением, характерные для WFNA/JP-4 и IRFNA/JP-4. Однако к тому времени N2O4/НДМГ был признан оптимальной комбинацией топлива для хранения.

---

Азотная кислота/MMH Азотная кислота/MMH пропеллент. Двигатели, использующие эту комбинацию, не разрабатывались.

---

Азотная кислота/твердое вещество Азотная кислота/твердое топливо. Возможна комбинация гибридных ракет, но из соображений безопасности предпочтение отдается менее агрессивным окислителям (жидкий кислород, закись азота).

---

Азотная кислота/скипидар Азотная кислота/скипидар-вытеснитель. Комбинация, использовавшаяся в первых испытательных ракетах; серийных двигателей не было.

---

Азотная кислота/НДМГ Азотная кислота/НДМГ пропеллент. На основе немецкой ракеты Вассерфаль времен Второй мировой войны азотная кислота (HNO3) стала одним из первых хранимых окислителей для ракет и верхних ступеней 1950-х годов. Чтобы преодолеть различные проблемы с его использованием, необходимо было объединить азотную кислоту с N2O4 и пассивирующими соединениями. В то время эти формулы считались чрезвычайно секретными. К концу 1950-х годов стало очевидно, что N2O4 сам по себе является лучшим окислителем. Поэтому азотная кислота была почти полностью заменена чистым N2O4 в жидкостных ракетных двигателях хранения, разработанных после 1960 г. Несимметричный диметилгидразин ((Ch4)2NNh3) стал предпочтительным хранимым жидким топливом к середине 1950-х гг. Разработка НДМГ в Советском Союзе началась в 1949 году. Он используется практически во всех жидкостных ракетных двигателях длительного хранения, обычно в сочетании с N2O4, а не с азотной кислотой.

---

Азот Инертный холодный газ, удерживаемый под давлением и выпускаемый клапанами для создания тяги.

---

Газообразный азот Инертные холодные газы, удерживаемые под давлением и выпускаемые клапанами для создания тяги. Инертные холодные газы, удерживаемые под давлением и выпускаемые клапанами для создания тяги.

---

Азот+Гелий Инертные холодные газы, удерживаемые под давлением и выпускаемые клапанами для создания тяги.

---

Закись азота/спирт Закись азота/спирт-вытеснитель. Закись азота имеет преимущества в качестве окислителя ракетного двигателя, поскольку она нетоксична, стабильна при комнатной температуре, ее легко хранить и относительно безопасно носить с собой в полете. Его недостатком является то, что он должен храниться в виде газа, что делает его более громоздким, чем жидкие окислители. Спирт (C2H5OH) использовался в качестве топлива для немецкой ракеты Фау-2 и первых производных ракетных двигателей в США, Советском Союзе и Китае. После того, как ракетный керосин с лучшими характеристиками был разработан Rocketdyne в рамках программы REAP 1953, употребление алкоголя было прекращено. Интерес возродился в 21 веке как часть этой нетоксичной, хранимой комбинации пороха.

---

Закись азота/амины Закись азота/амины пропеллент. Закись азота имеет преимущества в качестве окислителя ракетного двигателя, поскольку она нетоксична, стабильна при комнатной температуре, ее легко хранить и относительно безопасно носить с собой в полете. Его недостатком является то, что он должен храниться в виде газа, что делает его более громоздким, чем жидкие окислители. Ранние ракетные системы хранения стремились улучшить характеристики воспламенения и производительность за счет исключения керосина из топлива. Амин представляет собой органическое соединение, образующееся при замещении одного или нескольких атомов водорода аммиака органическими группами. Смешанное аминное топливо было впервые разработано немцами во время Второй мировой войны.

---

Ядерный тепловой Ядерные тепловые двигатели используют тепло ядерного реактора для нагрева топлива. Хотя в ранних российских конструкциях в качестве топлива использовался аммиак или спирт, идеальной рабочей жидкостью для космических приложений является жидкая форма самого легкого элемента, водорода. Ядерные двигатели будут иметь вдвое большую производительность, чем обычные химические ракетные двигатели. Несмотря на то, что они успешно прошли наземные испытания как в России, так и в Америке, они никогда не летали, в первую очередь из соображений экологии и безопасности. Для действий в атмосфере некоторые самолеты и ракеты конструкции 19-го50-е будут использовать тепло реактора для непосредственного нагрева окружающего воздуха, что приведет к неограниченным источникам топлива и практически неограниченной дальности полета самолета.

---

Ядерное/воздушное топливо Ядерное/воздушное топливо. Ядерные тепловые двигатели используют тепло ядерного реактора для нагрева топлива. Для работы в атмосфере некоторые конструкции самолетов и ракет 1950-х годов использовали тепло реактора для непосредственного нагрева окружающего воздуха, что приводило к практически неограниченной дальности полета самолета. Проблемы загрязнения окружающей среды не могли быть решены, и в XIX веке эти проекты были прекращены как в США, так и в СССР.60-е годы.

---

Ядерное/аммиачное топливо Ядерное/аммиачное топливо. Ядерные тепловые двигатели используют тепло ядерного реактора для нагрева топлива. Хотя в ранних российских конструкциях в качестве топлива использовался аммиак или смесь аммиака со спиртом, идеальной рабочей жидкостью для космических приложений является жидкая форма самого легкого элемента, водорода. Несмотря на то, что они успешно прошли наземные испытания в России, они никогда не летали, в первую очередь, из соображений безопасности и защиты окружающей среды.

---

Ядерное топливо/аммиак+спирт Ядерное топливо/аммиак+спирт. Ядерные тепловые двигатели используют тепло ядерного реактора для нагрева топлива. Хотя в ранних российских конструкциях в качестве топлива использовался аммиак или смесь аммиака со спиртом, идеальной рабочей жидкостью для космических приложений является жидкая форма самого легкого элемента, водорода. Несмотря на то, что они успешно прошли наземные испытания в России, они никогда не летали, в первую очередь, из соображений безопасности и защиты окружающей среды.

---

Ядерное топливо/Lh3 Ядерное топливо/Lh3. Ядерные тепловые двигатели используют тепло ядерного реактора для нагрева топлива. Идеальной рабочей жидкостью для космических приложений является жидкая форма самого легкого элемента, водорода. Ядерные двигатели будут иметь вдвое большую производительность, чем обычные химические ракетные двигатели. Несмотря на то, что они успешно прошли наземные испытания как в России, так и в Америке, они никогда не летали, в первую очередь из соображений экологии и безопасности. Недостатки жидкого водорода, особенно для длительных полетов на Марс, для которых в основном рассматривались ядерные тепловые двигатели: он был очень криогенным и имел очень низкую плотность, что требовало больших резервуаров и необходимости систем солнечной защиты и повторного сжижения для обеспечения водород останется жидким во время долгого путешествия на Марс и обратно. Также было много эксплуатационных вопросов по запуску двигателя и его глушению — это был долгий процесс. Русские решили некоторые из этих проблем, используя двигатель в качестве источника энергии во время полета на Марс и обратно.

---

OF2 Дифторид кислорода был кандидатом на высокоэффективное топливо конца 1950-х годов, которое было менее криогенным, чем фтор. Он также не такой коррозионно-активный, как фтор; однако при надлежащих условиях он будет реагировать с большинством веществ. Из соображений безопасности он никогда не использовался в серийных двигателях.

---

Пентаборан Пентаборан (B5H9) считался высокоэффективным топливом в США в 1950-е годы. Его разработка с некоторой энергией проводилась Глушко в России в 1960-х годах. Но, как и другие фтор- и борные двигатели того времени, он создавал слишком много проблем с управлением и безопасностью, чтобы его можно было использовать в качестве летного двигателя.

---

Слякоть Lh3 Слякоть водород образуется при доведении жидкого водорода почти до точки плавления. Это дает частично затвердевшую, но все еще подвижную версию топлива с плотностью на 20% большей, чем у самого жидкого водорода. Предлагается к использованию с 1980-х годов в одноступенчатых космических кораблях с воздушно-реактивным двигателем и ракетным двигателем, где абсолютно необходимо максимизировать вес топлива до веса пустого.

---

Солнечная тепловая энергия С помощью концентрирующих зеркал солнечная энергия может использоваться для нагрева топлива (обычно водорода) для создания тяги в космосе.

---

Solar/Lh3 Solar/Lh3 топливо. С помощью концентрирующих зеркал солнечная энергия может использоваться для нагрева топлива (обычно водорода) для создания тяги в космосе. Жидкий водород считался теоретически идеальным ракетным топливом всеми ведущими ракетными провидцами. Однако у него были большие недостатки — он был очень криогенным и имел очень низкую плотность, что позволяло использовать большие резервуары.

---

Твердое топливо Топливо и окислитель заключены в резиноподобную матрицу. Они были доведены до высокой степени совершенства в Соединенных Штатах в 1950-х и 1960-х годах. В России развитие шло медленнее из-за отсутствия технического лидерства в этой области и проблем с железнодорожным транспортом для обеспечения тяги. Использование сосудов под давлением обычно ограничивается наземными многоразовыми приложениями, такими как пусковые салазки.

---

Тефлон Тефлон был представлен в конце 1990-х годов как твердое топливо с электрическим нагревом, чтобы обеспечить полностью твердотельную ракетную систему для ориентации космического корабля без движущихся частей.

---

НДМГ Несимметричный диметилгидразин ((Ch4)2NNh3) стал предпочтительным жидким топливом для хранения к середине 1950-х годов. Разработка НДМГ в Советском Союзе началась в 1949 году. Он используется практически во всех хранимых жидкостных ракетных двигателях, за исключением некоторых двигателей орбитального маневрирования в Соединенных Штатах, где предпочтение отдается ММГ из-за немного более высокой плотности и производительности.

---

Ксенон Предлагается в качестве топлива для некоторых ионных двигателей.

---

---

---

Вернуться к началу страницы

---

Главная — Поиск — Обзор — Алфавитный указатель: 0- 1- 2- 3- 4- 5- 6- 7- 8- 9
A- B- C- D- E- F- G- H- I- J- K- L- M- N- O- P- Q- R- S- T- U- V- W- X- Y- Z

---

© 1997-2019 Марк Уэйд — Контакт
© / Условия использования

---

Закись азота, этанол, двухтопливный ракетный двигатель и газогенератор, разработка и испытания. (Конференция)

Разработка и испытания двухкомпонентного ракетного двигателя и газогенератора на основе закиси азота и этанола. (Конференция) | ОСТИ.GOV

перейти к основному содержанию

• Полная запись
• Другое связанное исследование

Аннотация не предоставлена.

Авторов:

Грубелич, Марк К.;

Сол, В.

Дата публикации:

01.04.2016

Исследовательская организация:

Национальная лаборатория Сандия. (SNL-NM), Альбукерке, Нью-Мексико (США)

Организация-спонсор:

Национальная администрация по ядерной безопасности Министерства сельского хозяйства США (NNSA)

Идентификатор OSTI:

1365292

Номер(а) отчета:

ПЕСОК2016-3880К
638721

Номер контракта Министерства энергетики США:  

АК04-94АЛ85000

Тип ресурса:

Конференция

Отношение ресурсов:

Конференция

: предложена для презентации на конференции Space Propulsion 2016, которая пройдет с 1 по 6 мая 2016 года в Риме, Италия.

Страна публикации:

США

Язык:

Английский

---

Форматы цитирования

• ГНД
• АПА
• Чикаго
• БибТекс


Грубелич, Марк К. , и Сол, В. Закись азота, этанол, двухтопливный ракетный двигатель и газогенератор, разработка и испытания. . США: Н. П., 2016.
Веб.

Копировать в буфер обмена


Грубелич, Марк С., и Сол, В. Разработка и испытания двухкомпонентного ракетного двигателя и газогенератора на основе закиси азота и этанола. . Соединенные Штаты.

Копировать в буфер обмена


Грубелич, Марк К., и Сол, В. 2016.
«Разработка и испытания двухкомпонентного ракетного двигателя и газогенератора на закиси азота на этаноле». Соединенные Штаты. https://www.osti.gov/servlets/purl/1365292.

Копировать в буфер обмена

@статья{osti_1365292,
title = {Разработка и испытания двухкомпонентного ракетного двигателя и газогенератора на основе закиси азота и этанола.