#космосиздома

Каждая уважающая себя современная ракета не может использовать в качестве топлива обычный бензин, но так дела обстояли не всегда. На заре отечественного ракетостроения в Москве работала Группа изучения реактивного движения (ГИРД), где и создавались первые ракеты. В ход шли в буквальном смысле подручные средства, и топлива это тоже касалось. К примеру, ракета ГИРД-09 летала на бензине, но даже ее не представлялось возможным просто заправить на бензоколонке. Чтобы процесс горения топлива протекал более равномерно, в бензин добавляли канифоль для его сгущения, и вот такой «сгущенкой» ракета вполне успешно «питалась».

Ракета ГИРД-09

Необходимость в большей эффективности ракет и развитие химической промышленности подтолкнули к поискам новых видов топлива. Инженеры могли использовать в своих целях энергию, которая выделяется в ходе химических реакций. Наиболее выгодными с этой точки зрения оказались реакции водорода со фтором. Эксперименты показали высокую эффективность фторводородного топлива, однако оно не нашло массового применения в связи с тем, что побочные продукты реакции оказывались ядовитыми и крайне опасными.

Чуть менее эффективна в энергетическом плане реакция водорода с кислородом. Казалось бы, с этим топливом не должно возникнуть проблем наподобие тех, с которыми инженеры столкнулись при использовании фтора: самый страшный продукт реакции здесь — вода. Тем не менее для поддержания водорода в необходимом для работы жидком состоянии его требуется охлаждать до -252 градусов, а это достаточно трудоемко. Кроме того, этот вид топлива весьма взрывоопасен.

Ракета «Фау-2»

Поиски топлива, способного достаточно равномерно гореть и при этом не взрываться, привели конструкторов к идее использовать спирт (не внутрь). Знаменитое детище Вернера фон Брауна «Фау-2» как раз использовало такое топливо. Окислителем в данном случае был жидкий кислород. Одна из первых ракет С. П. Королёва Р-1 по сути создавалась по образу и подобию «Фау-2» и тоже заправлялась спиртом. Отношение к такому топливу было неоднозначным. Среди минусов можно выделить его низкую эффективность и большой расход достаточно ценного с точки зрения многих ресурса.

Ракета Р-1

Настоящим прорывом в ракетостроении становится создание двигателей, использующих в качестве горючего керосин. Наконец найден баланс между эффективностью и безопасностью. Этот вид топлива используется с 50-х годов прошлого века и по сей день. Запуски пилотируемых космических кораблей «Союз» осуществляются только при помощи ракет, летающих на керосине. Без минусов все же не обошлось и здесь. В паре с керосином в качестве окислителя используется кислород, который необходимо поддерживать в жидком состоянии. Для этого не требуются настолько низкие температуры, как для сжижения водорода, но необходимые -190 градусов поддерживать тоже трудно. Помимо того, если мы заправим ракету и сразу же осуществим ее пуск, все будет хорошо, но стоит ей постоять на стартовой площадке пару суток (например, старт приходится переносить из-за плохой погоды), и в таком случае весь наш жидкий кислород испарится. Придется снова заправлять ракету, причем не просто добавлять новый кислород, а сливать керосин и заливать оба компонента топлива заново.

Керосин-кислородный ракетный двигатель РД-170 в экспозиции центра «Космонавтика и авиация»

Допустим, это не так страшно, если это происходит разово. Но ракеты существуют для решения целого класса задач, не только для отправки в космос людей или спутников. Межконтинентальные баллистические ракеты, к примеру, должны находиться на непрерывном боевом дежурстве. Нужно ли будет осуществлять пуск такой ракеты завтра? Или через пять лет? Мы не знаем наверняка, но в нужный момент она должна быть готова к работе. Требуется такое топливо, которое нет необходимости сливать и обновлять раз в два дня: один раз заправили — и ракета стоит готовая к старту годами.

Такое топливо тоже было найдено, и зовется оно гидразин. С годами химические эксперименты позволили создать более эффективного его «собрата» — несимметричный диметилгидразин, в простонародье гептил. В паре с гептилом в качестве окислителя можно использовать высококипящие (то есть не требующие захолаживания, как в случае с кислородом) соединения азота. Ракета стоит годами при комнатной температуре, заправленная таким топливом, и чувствует себя прекрасно.

Макеты ракет-носителей семейства «Протон» в центре «Космонавтика и авиация»

Гептил используют не только для боевых ракет. Таким горючим заправляют грузовые ракеты «Протон», которые служат для вывода на орбиту тяжелых модулей пилотируемых комплексов, геостационарных спутников и автоматических межпланетных станций. Отчего же на такое удобное топливо не перейдут все ракеты? Ответ прост: оно весьма ядовитое. Аварии с разливом гептила — это верная экологическая катастрофа. Так как такое топливо не очень полезно для всего живого, то в нашей стране для пилотируемых полетов ракеты, летающие на гептиле, не используются в целях безопасности.

Все описанные выше виды топлива жидкие, но существует и твердое ракетное топливо. К примеру, американские «Шаттлы» выводились на орбиту как раз с использованием твердотопливных ускорителей. Твердое топливо можно считать самым ранним из всех, ведь одна из главных его разновидностей — порох, известный еще с древнейших времен. Пороховые двигатели сейчас используют, например, для мягкой посадки спускаемых аппаратов транспортных космических кораблей.

Старт «Спейс Шаттла»

На десерт оставим сладкое — rocket candy, «ракетные конфеты». Более распространенный перевод этого термина — карамельное топливо. Это твердое топливо оправдывает свое название, ведь делается оно на основе сахара. Если когда-нибудь вы все же решитесь отправить в полет собственную небольшую «любительскую» ракету, проще всего будет «накормить» ее именно таким сладким топливом.

Мы кратко обсудили лишь некоторые, самые распространенные виды ракетного топлива. Способов выработки энергии не только для вывода на орбиту, но и для поддержания работы космических аппаратов великое множество. Чтобы узнать больше о солнечных батареях, двигателях ориентации орбитальных станций, перспективах использования ядерных и ионных двигателей, приходите на экскурсии центра «Космонавтика и авиация» на ВДНХ!

7 Различных типов ракет — На основе движущей силы и их использования

Ракетная двигательная установка — это увлекательная технология. Технология, которая генерирует достаточную тягу для перемещения летательных аппаратов по воздуху. Но знаете ли вы, что ракетная технология была изобретена китайцами в 13 веке?

Конечно, тогда ракеты использовались не для запуска космических аппаратов, а для военных целей. В 1380 году мир увидел свою первую ракетную установку, которая на самом деле была огненной стрелой, названной «осиное гнездо», созданное династией Мин.

До середины 20 века ракеты не использовались в промышленных или научных работах. Фактически, первая ракета, которая могла летать достаточно высоко, чтобы выйти из земной атмосферы, была впервые запущена в 1942 году Германией. В 1957 году Советский Союз запустил первую ракету, которая вывела на эллиптическую низкую околоземную орбиту первый искусственный спутник (Спутник 1).

С тех пор космические агентства и научно-исследовательские центры разработали многочисленные ракетные технологии для получения эффективной тяги. Мы перечисляем самые популярные из них, которые привлекли внимание людей за последние семь десятилетий.

Так сколько на самом деле типов ракет? По сути, ракеты можно разделить на две категории:

На основе движущей силы

1. Твердотопливная Ракета

Космический челнок «Колумбия» был запущен с помощью двух твердотопливных ракет-носителей

Все старые ракеты приводились в движение твердотопливными двигателями. Однако теперь появились новые конструкции, более современные виды топлива и функции с использованием твердого топлива. В настоящее время усовершенствованные твердотопливные двигатели в основном используются на разгонных блоках серии Delta и на сдвоенных разгонных блоках «Спейс шаттла».

Твердое топливо может быть изготовлено из многочисленных соединений, например, черного порошка (содержит древесный уголь, серу и нитрат калия), цинк-серы, нитрата калия и композиционных топлив на основе нитрата аммония или перхлората аммония.

Поскольку эти ракеты могут быть надежно запущены в короткие сроки, а твердое топливо может храниться в течение длительного периода времени, они часто используются в военных целях. Маленькие ракеты, такие как Nike Hercules и Honest John, и большие баллистические ракеты, такие как Vanguard и Polaris, используют двигатели на твердом топливе.

Хотя эти ракеты могут обеспечить высокую тягу при относительно низкой стоимости, они не столь эффективны, как современные ракеты на жидком топливе. Они могут использоваться только для выведения на низкую околоземную орбиту до 2 тонн полезной нагрузки.

2. Ракета на жидком топливе

Как следует из названия, жидкостные ракеты используют жидкое топливо для создания тяги. В отличие от твердого топлива, жидкие состоят либо из одного, либо из двух химических веществ (бипропелленты). Жидкое топливо в значительной степени предпочтительнее твердого топлива из-за его высокой плотности и высокого массового соотношения для ракеты.

Инертный газ хранится в баке двигателя под чрезвычайно высоким давлением для принудительного ввода топлива в камеру сгорания. Хотя двигатели имеют меньшее массовое соотношение, они более надежны и поэтому в основном используются в спутниках для поддержания орбиты.

Жидкие ракеты можно далее разделить на три группы: монотопливные ракеты (с одним топливом), двухтопливные ракеты (с двумя различными видами топлива) и более совершенные трехтопливные ракеты (с тремя видами топлива).

Наиболее популярными являются двухтопливные ракеты, работающие на жидком топливе (углеводороде или жидком водороде) и жидкостном окислителе (жидкий кислород). В ракете может также использоваться криогенный двигатель, в котором и окислитель, и топливо — это газы, которые при низких температурах превращаются в жидкость.

Первый зарегистрированный полет такой ракеты состоялся в 1926 году, когда профессор Роберт Х. Годдард экспериментировал с аппаратом, использующим жидкий кислород и бензин в качестве топлива.

3. Плазменная ракета

Плазменная двигательная установка 1961 г. Предоставлено: НАСА

В плазменном двигателе тяга создается из квазинейтральной плазмы (где ионы и электроны упакованы в равных количествах). Это тип электрического двигателя, который использует токи и потенциалы (производимые внутри плазмы) для ускорения заряженных частиц в плазме.

За последние два десятилетия многие институты работали или в настоящее время работают над плазменными двигателями, включая Иранское космическое агентство, Австралийский национальный университет и Европейское космическое агентство.

Плазменные ракеты могут быть легко построены и использованы не один раз из-за их простой теории работы и дешевого топлива (большое количество газов, а также их комбинации могут быть использованы в качестве топлива). В отличие от обычных химических ракет, плазменные ракеты не используют все свое топливо сразу, что делает их легко пригодными для использования в полете.

Однако самая большая проблема с плазменными ракетами — это производство достаточного количества электричества для превращения газов в плазму. И из-за их относительно низкой тяги они не подходят для запуска тяжелых спутников. В среднем плазменная ракета может производить примерно 1/2 килограмма тяги. Более того, при использовании плазменных двигателей всегда существует вероятность разрушения ракеты.

VASIMR (переменная удельная импульсная магнитоплазменная ракета) — это новейшие типы ракетных двигателей, работающих на плазме, которые ионизируют топливо в плазму с помощью радиоволн. Одним из многих преимуществ плазменного двигателя является его более высокое удельное значение импульса или Isp, чем у любого другого типа ракет.

Хотя плазменные двигатели до сих пор не используются в коммерческих целях, несколько небольших версий уже успешно развернуто и протестировано. В 2011 году НАСА совместно с компанией по производству двигателей, базирующейся в Массачусетсе, запустило в космос на борту экспериментального спутника Tacsat-2 первый в истории подруливающий аппарат Холла (плазменный).

4. Ионная ракета

Испытание зажигания ионного двигателя в Лаборатории реактивного движения НАСА

Ионные двигатели — это еще одна форма электрического движения, которая использует электрический ток для ускорения положительных ионов. Более конкретно, они используют электростатическую или электромагнитную силу для ускорения ионов и создания тяги.

Ионные двигатели ионизируют топливо, добавляя/удаляя электроны для получения ионов. Ксенон в основном используется в качестве топлива из-за его ионизирующих возможностей и высокой атомной массы, которая производит достаточное количество тяги при ускорении ионов.

Поскольку ксенон является инертным газом с впечатляющей плотностью хранения, его можно эффективно хранить на космических аппаратах. Большинство ионных двигателей используют процесс, известный как термоэмиссия для получения электронов.

Ионные двигатели не могут работать в атмосфере Земли, где ионы присутствуют вне двигателя. Они не могут преодолеть никакого заметного сопротивления воздуха и работают только в вакууме пространства. В настоящее время ионные двигатели (разработанные НАСА) используются для поддержания более чем 100 геосинхронных спутников связи в надлежащем положении.

Первой в мире успешной миссией в дальнем космосе с использованием ионных двигателей была НАСА Deep Space 1 (в 1990 году). Позже JAXA запустила космический корабль Hayabusa в 2003 году, который все еще находится в эксплуатации.

На данный момент НАСА работает над двумя различными ионными двигателями — кольцевым двигателем и эволюционным ксеноновым двигателем НАСА, чтобы увеличить срок эксплуатации космических аппаратов и снизить эксплуатационные расходы.

На основе использования

5. Ракетный автомобиль

Opel RAK.2

Возможно, вы слышали о реактивных машинах, но что насчет ракетных машин? В отличие от реактивного автомобиля, ракетный автомобиль несет и топливо, и окислитель, что устраняет необходимость в компрессоре и воздухозаборнике, что, в свою очередь, снижает общий вес и минимизирует сопротивление.

Эти автомобили могут работать на своих двигателях в течение коротких промежутков времени (<20 секунд), и благодаря их великолепному соотношению тяги к весу они могут быстро достигать высокой скорости.

Ракетные автомобили когда-то были популярны среди гонщиков драг-рейсинга в Соединенных Штатах, но после огромного роста цен на перекись водорода они потеряли свое преимущество и в конечном итоге были запрещены в стране по соображениям безопасности. Тем не менее они все еще работают в некоторых частях Европы.

В 2018 году Tesla Motors обнародовала свои планы по производству дорожных автомобилей с ракетным двигателем. Он будет доступен в качестве дополнительной комплектации в моделях Roadster. Компания будет интегрировать двигательное оборудование (двигатели с холодным газом), которые используют сжатый воздух для повышения производительности.

6. Ракетный ранец

Концепция ракетного ранца существует почти столетие, но она не стала популярной вплоть до 1960-х годов. Это маломощная силовая установка, которая перевозит людей из одного места в другое на небольшие расстояния.

В ракетных пакетах обычно используется перекись водорода в качестве топлива для перемещения человека по воздуху. Однако технология ракетного блока практически не продвинулась с 1950-х гг. Общий массовый коэффициент, по-видимому, является главным виновником, который ограничивает время полета до секунд.

Хотя легкие двигатели, работающие на кислороде и паре, могут обеспечить приличную величину тяги, ракета дает относительно низкую скорость выхлопа и, следовательно, слабый удельный импульс. Существующие реактивные ранцы могут летать только приблизительно 30 секунд, с максимальной скоростью около 120 км/ч.

Реактивные ранцы также могут быть построены с турбореактивными двигателями, работающими на керосиновом реактивном топливе. Они могут достигать большей высоты и более длительного полета, длящегося несколько минут, но их сложно построить и слишком дорого. До сих пор был изготовлен только один рабочий прототип, который прошел летные испытания в 1960-х годах.

7. Ракетный самолет

Самолет X-15

Ракетные двигатели также могут быть использованы в авиации. Ракетные самолеты могут достигать гораздо более высоких скоростей, чем самолеты аналогичного размера, но только на небольших расстояниях. А поскольку им не нужен атмосферный кислород, они идеально подходят для полетов на больших высотах.

Ракетные самолеты были впервые спроектированы немцами во время Первой мировой войны. Однако у этих первоначальных конструкций были некоторые серьезные проблемы с производительностью, которые позже были устранены британскими инженерами в 1950-х годах, когда они разработали свои очень эффективные турбореактивные конструкции. Они могут обеспечить более короткие взлеты и намного более высокое ускорение.

Из-за интенсивного использования ракетных двигателей ракетные двигатели в основном используются в самолетах-перехватчиках и космических самолетах. X-15 является одним из самых популярных образцов ракетных самолетов. Это был ракетообразный самолет с своеобразным клиновидным вертикальным хвостом и короткими крыльями, построенный Североамериканской авиацией. На этапе эксплуатации он установил рекорд высоты и скорости в 354 200 футов и 4 520 миль в час.

Ракетное топливо — Энциклопедия Нового Света

Эта статья в основном посвящена топливу, включающему химические реакции.

Космический корабль «Атлантис» во время взлета.

Ракетное топливо — материал, используемый ракетным двигателем для создания тяги. Наиболее распространенные ракетные топлива состоят из горючего и окислителя, которые участвуют в химических реакциях с образованием чрезвычайно горячих газов. Эти газы создают давление, которое толкает ракету вперед, в то время как они выбрасываются в виде струи через заднюю часть.

Содержание

• 1 Принцип действия
• 2 Химические ракетные топлива
  • 2.1 Твердое топливо
  • 2.2 Жидкие ракетные топлива
  • 2.3 Газовые пропелленты
  • 2.4 Гибридное топливо
• 3 Инертные пропелленты
• 4 Соотношение смеси
• 5 Плотность топлива
• 6 См. также
• 7 Примечания
• 8 Каталожные номера
• 9 Внешние ссылки
• 10 кредитов

Разработка чрезвычайно мощного ракетного топлива позволила запускать на околоземную орбиту спутники, баллистические ракеты, пилотируемые космические корабли и межпланетные космические зонды.

Принцип действия

Ракетная тяга создается давлением, действующим на камеру сгорания и сопло.

В ракете с химическим двигателем двигатель создает тягу (движение вперед) за счет сгорания компонентов топлива с образованием очень горячих газов, которые расширяются в камере сгорания и выбрасываются в виде высокоскоростной струи через сопло в задней части. ^[1]

В закрытой камере давление газа было бы одинаковым в каждом направлении и ускорение не возникало бы. Благодаря отверстию в нижней части камеры с этой стороны не действует давление, но выхлоп выходит с этого конца. Остальные составляющие давления создают тягу в сторону, противоположную отверстию. Использование сопла еще больше увеличивает силы, фактически увеличивает тягу в зависимости от отношения площадей сопла, потому что давление также действует на сопло. Кроме того, давление действует на выхлоп в противоположном направлении и разгоняет его до очень высоких скоростей (в соответствии с третьим законом движения Ньютона). ^[1] Это неравновесие давлений может поддерживаться до тех пор, пока в камеру сгорания добавляется топливо.

Получается (из закона сохранения импульса), что скорость выхлопа ракеты определяет, какое увеличение импульса создается для данного количества топлива. Чем выше чистая скорость выхлопа в одном направлении, тем больше может стать скорость ракеты в противоположном направлении. По мере того, как запас топлива уменьшается, транспортное средство становится легче, а ускорение увеличивается до тех пор, пока у ракеты в конечном итоге не закончится топливо. Следовательно, большая часть изменения скорости происходит к концу горения, когда транспортное средство намного легче. ^[1]

Эти принципы работы противоречат широко распространенному предположению, что ракета «толкает» воздух под собой. Ракеты лучше работают в космосе, где позади них практически нечего толкать, потому что им не нужно преодолевать сопротивление воздуха и атмосферное давление.

Максимальная скорость, которую может развить ракета в отсутствие каких-либо внешних сил, в первую очередь зависит от ее отношения масс и скорости истечения . Отношения описываются следующим уравнением ракеты :

Vf = Veln⁡ (M0 / Mf) {\ displaystyle V_ {f} = V_ {e} \ ln (M_ {0} / M_ {f})}.

Отношение масс — это способ выразить, какая часть ракеты составляет топливо, когда она начинает ускоряться. Как правило, одноступенчатая ракета может иметь массовую долю 90 процентов топлива, что соответствует массовому отношению 1/(1-0,9) = 10. Скорость истечения часто указывается как удельный импульс ракеты 9 .0005 .

На первой ступени ракеты обычно используется топливо высокой плотности (малообъемное), чтобы уменьшить площадь, подверженную атмосферному сопротивлению, и получить меньший бак и более высокое отношение тяги к массе. Таким образом, первая ступень Apollo Saturn V использовала керосин-жидкий кислород, а не жидкий водород-жидкий кислород, используемый на верхних ступенях. (Водород обладает высокой энергией на килограмм, но не на кубический метр). Точно так же космический шаттл использует твердотопливные ракетные ускорители (SRB) большой тяги и высокой плотности для своего старта, при этом жидкий водород-жидкий кислород используется частично для старта, но в основном для вывода шаттла на орбиту.

Химическое топливо

Существует три основных типа топлива: твердое, жидкое и гибридное.

Твердое топливо

Первые ракеты были созданы сотни лет назад китайцами и использовались в основном для фейерверков и в качестве оружия. Их заправляли черным порохом, разновидностью пороха, состоящей из смеси древесного угля, серы и нитрата калия (селитры). Технология ракетного топлива не развивалась до конца девятнадцатого века, когда был разработан бездымный порох, первоначально предназначенный для использования в огнестрельном оружии и артиллерийских орудиях. Бездымные пороха и родственные им соединения нашли применение в качестве двухосновного топлива.

Твердое топливо (и почти все ракетное топливо) состоит из окислителя и горючего. В случае с порохом горючим является древесный уголь, окислителем является нитрат калия, а катализатором служит сера. (Примечание: сера не является истинным катализатором в порохе, поскольку она в значительной степени расходуется на различные продукты реакции, такие как K ₂ S. Сера действует в основном как сенсибилизатор, снижающий порог воспламенения.) В 1950-х гг. Исследователи 60-х годов в Соединенных Штатах разработали то, что сейчас является стандартным высокоэнергетическим твердым ракетным топливом. Смесь представляет собой в основном порошок перхлората аммония (окислитель) в сочетании с мелким порошком алюминия (топливо), скрепленных вместе на основе PBAN или HTPB (резиноподобное топливо). Смесь формируется в виде жидкости, а затем отливается в правильную форму и затвердевает в каучукоподобное твердое вещество.

Твердотопливные ракеты гораздо проще хранить и использовать, чем ракеты на жидком топливе, что делает их идеальными для военного применения. В 1970-х и 1980-х годах США полностью перешли на твердотопливные межконтинентальные баллистические ракеты (МБР): LGM-30 Minuteman и LG-118A Peacekeeper (MX). В 1980-х и 1990-х годах СССР/Россия также развернули МБР на твердом топливе (РТ-23, РТ-2ПМ и РТ-2УТТХ), но сохранили две МБР на жидком топливе (Р-36 и УР-100Н).

Их простота также делает твердотопливные ракеты хорошим выбором, когда требуется большая тяга, а стоимость является проблемой. По этой причине Space Shuttle и многие другие орбитальные ракеты-носители используют твердотопливные ракеты на своих первых ступенях (твердотопливные ракетные ускорители).

Однако твердотопливные ракеты имеют ряд недостатков по сравнению с жидкотопливными. Твердотопливные ракеты имеют меньший удельный импульс, чем ракеты на жидком топливе. Также трудно построить твердотопливную ракету с большим отношением массы, потому что почти вся ракета представляет собой камеру сгорания и должна быть построена так, чтобы выдерживать высокое давление сгорания. Если для выхода на орбиту используется твердотопливная ракета, доля полезной нагрузки очень мала. (Например, ракета Orbital Sciences Pegasus представляет собой трехступенчатую твердотопливную ракету-носитель воздушного базирования. Стартовая масса составляет 23 130 кг, полезная нагрузка на низкой околоземной орбите — 443 кг, при доле полезной нагрузки 1,9процент. Сравните это с Delta IV Medium, 249 500 кг, полезная нагрузка 8 600 кг, доля полезной нагрузки 3,4% без поддержки запуска с воздуха.)

Недостаток твердотопливных ракет заключается в том, что они не могут регулироваться в режиме реального времени, хотя заранее разработанный график тяги может быть встроен в зерно во время производства.

Твердотопливные ракеты часто можно остановить до того, как у них закончится топливо. По сути, ракета вентилируется или впрыскивается огнетушащее вещество, чтобы прекратить процесс горения. В некоторых случаях прекращение уничтожает ракету, и обычно это делает только сотрудник службы безопасности полигона, если ракета выходит из строя. Третьи ступени ракет Minuteman и MX имеют прецизионные порты отключения, которые при открытии снижают давление в камере настолько резко, что внутреннее пламя гаснет. Это обеспечивает более точную траекторию, что повышает точность наведения.

Наконец, литье очень больших однозерновых ракетных двигателей оказалось очень сложным делом. Дефекты в зерне могут вызвать взрывы во время горения, и эти взрывы могут увеличить поверхность горящего пороха настолько, чтобы вызвать неконтролируемое увеличение давления, пока гильза не выйдет из строя.

Жидкое топливо

Ракеты на жидком топливе имеют лучший удельный импульс, чем ракеты на твердом топливе, и их можно дросселировать, останавливать и перезапускать. Только камера сгорания ракеты на жидком топливе должна выдерживать давление и температуру сгорания. На транспортных средствах с турбонасосами топливные баки выдерживают гораздо меньшее давление и, следовательно, могут быть изготовлены намного легче, что позволяет увеличить отношение массы. По этим причинам большинство орбитальных ракет-носителей и все межконтинентальные баллистические ракеты первого и второго поколения используют жидкое топливо для большей части прироста скорости.

Основным преимуществом жидких ракетных топлив является окислитель. Доступны несколько практических жидких окислителей (жидкий кислород, четырехокись азота и перекись водорода), которые имеют гораздо лучший удельный импульс, чем перхлорат аммония, в сочетании с сопоставимыми видами топлива.

Большинство жидких топлив также дешевле, чем твердое топливо. Для орбитальных пусковых установок экономия затрат не имеет значения и исторически не имела значения; стоимость топлива составляет очень небольшую часть от общей стоимости ракеты, даже в случае использования твердого топлива.

Основные трудности с жидким топливом также связаны с окислителями. Окислители, как правило, как минимум умеренно трудно хранить и обращаться с ними из-за их высокой реакционной способности с обычными материалами, и они могут обладать чрезвычайной токсичностью (азотная кислота) или умеренно криогенными свойствами (жидкий кислород или «LOX») или обоими (жидкий фтор, FLOX). — смесь фтор/LOX). Было предложено несколько экзотических окислителей: жидкий озон (O ₃ ), ClF ₃ и ClF ₅ , все они нестабильны, энергичны и токсичны.

Ракеты на жидком топливе также требуют потенциально проблемных клапанов и уплотнений, а также термически нагруженных камер сгорания, что увеличивает стоимость ракеты. Многие из них используют специально разработанные турбонасосы, которые значительно повышают стоимость из-за сложной схемы потока жидкости, существующей внутри обсадных труб.

Хотя все первые теоретики ракетостроения предлагали в качестве топлива жидкий водород и жидкий кислород, первая ракета на жидком топливе, запущенная Робертом Годдардом 16 марта 1926 года, использовала бензин и жидкий кислород. Жидкий водород впервые был использован в двигателях, разработанных Праттом и Уитни для разведывательного самолета Lockheed CL-400 Suntan в середине 19-го века.50-е годы. В середине 1960-х разгонные ступени Centaur и Saturn использовали жидкий водород и жидкий кислород.

Химический состав с самым высоким удельным импульсом, когда-либо испытанный в ракетном двигателе, был литием и фтором с добавлением водорода для улучшения термодинамики выхлопа (что делает его трехкомпонентным) ^[2] . Комбинация давала удельный импульс 542 секунды (5,32 кН·с/кг, 5320 м/с) в вакууме. Непрактичность этой химии подчеркивает, почему экзотические топлива на самом деле не используются: чтобы сделать все три компонента жидкими, водород должен поддерживаться ниже -252 ° C (всего 21 K), а литий должен храниться выше 180 ° C (453 К). . И литий, и фтор чрезвычайно агрессивны, литий воспламеняется при контакте с воздухом, фтор воспламеняется при контакте с большинством видов топлива, а водород, хотя и не является гиперголическим, взрывоопасен. Фтор и фтористый водород (HF) в выхлопных газах очень токсичны, наносят ущерб окружающей среде, затрудняют работу на стартовой площадке и значительно усложняют получение лицензии на запуск. Выхлоп ракеты также ионизирован, что мешало бы радиосвязи с ракетой.

Обычные комбинации жидкого топлива, используемые в настоящее время:

• LOX и керосин (RP-1). Используется для нижних ступеней большинства российских и китайских ракет-носителей, первых ступеней Saturn V и Atlas V, а также всех ступеней опытных Falcon 1 и Falcon 9. Очень похож на первую ракету Роберта Годдарда. Эта комбинация считается наиболее практичной для гражданских орбитальных ракет-носителей.

• LOX и жидкий водород, используемые в космическом корабле «Шаттл», разгонном блоке Centaur, новой ракете Delta IV, ракете H-IIA и большинстве ступеней европейских ракет Ariane.

• Тетроксид азота (N ₂ O ₄ ) и гидразин (N ₂ H ₄ ), ММГ или НДМГ. Используется в военных, орбитальных и ракетах для дальнего космоса, поскольку обе жидкости можно хранить в течение длительного времени при разумных температурах и давлениях. Эта комбинация является гиперголической, создавая привлекательные простые последовательности зажигания. Основное неудобство заключается в том, что эти пропелленты очень токсичны, поэтому с ними требуется осторожное обращение. Гидразин также энергично разлагается на азот, водород и аммиак, что делает его довольно хорошим монотопливом.

Газовые пропелленты

Газовые пропелленты обычно включают сжатый газ. Однако из-за низкой плотности и большого веса сосуда высокого давления в настоящее время газы используются редко.

Гибридное топливо

Гибридная ракета обычно состоит из твердого топлива и жидкого или газообразного окислителя. Жидкий окислитель позволяет дросселировать и перезапускать двигатель, как ракета на жидком топливе. Гибридные ракеты также чище, чем твердотопливные, потому что практически все высокоэффективные твердофазные окислители содержат хлор, а не более безвредный жидкий кислород или закись азота, используемые в гибридах. Поскольку только одно топливо представляет собой жидкость, гибриды проще, чем жидкостные ракеты.

Гибридные двигатели имеют два основных недостатка. Первый, общий для твердотопливных ракетных двигателей, заключается в том, что кожух вокруг топливного зерна должен быть сконструирован таким образом, чтобы выдерживать полное давление сгорания и часто также экстремальные температуры. Однако современные композитные конструкции хорошо справляются с этой проблемой, а при использовании закиси азота или перекиси водорода в любом случае требуется относительно небольшой процент топлива, поэтому камера сгорания не особенно велика.

Основная оставшаяся проблема с гибридами связана со смешиванием компонентов топлива в процессе сгорания. В твердом топливе окислитель и горючее смешиваются на заводе в тщательно контролируемых условиях. Жидкие топлива обычно смешиваются инжектором в верхней части камеры сгорания, который направляет множество небольших быстро движущихся потоков топлива и окислителя друг в друга. Конструкция ракетного инжектора с жидкостным топливом была тщательно изучена, но до сих пор не дает надежного прогноза производительности. В гибридном двигателе смешивание происходит на поверхности плавления или испарения топлива. Смешивание не является хорошо контролируемым процессом, и обычно довольно много топлива остается несгоревшим, что ограничивает эффективность и, следовательно, скорость выхлопа двигателя. Кроме того, по мере того, как горение продолжается, отверстие в центре зерна («порт») расширяется, и соотношение смеси имеет тенденцию становиться более богатым окислителем.

Гибридные двигатели были разработаны гораздо меньше, чем твердые и жидкостные двигатели. Для использования в военных целях простота обращения и обслуживания привела к использованию твердотопливных ракет. Для работы на орбите жидкое топливо более эффективно, чем гибриды, и большая часть разработок сосредоточена на нем. В последнее время наблюдается рост развития гибридных двигателей для невоенных суборбитальных работ:

• Общество исследования реакции (RRS), хотя и известно прежде всего своей работой с жидкостными ракетными двигателями, имеет долгую историю исследований и разработок в области гибридных ракетных двигателей.

• Несколько университетов недавно провели эксперименты с гибридными ракетами. Университет Бригама Янга, Университет Юты и Университет штата Юта в 1995 году запустили разработанную студентами ракету под названием Unity IV, которая сжигала твердотопливный полибутадиен с концевыми гидроксильными группами (HTPB) с окислителем из газообразного кислорода, а в 2003 году запустили более крупную версию, которая сжигал HTPB закисью азота.

• Государственный университет Портленда также запустил несколько гибридных ракет в начале 2000-х годов.

• Scaled Composites SpaceShipOne, первый частный пилотируемый космический корабль, оснащен гибридной ракетой, сжигающей HTPB с закисью азота. Гибридный ракетный двигатель был изготовлен компанией SpaceDev. SpaceDev частично основывала свои двигатели на экспериментальных данных, полученных в ходе испытаний двигателей AMROC (American Rocket Company) на испытательном стенде E1 Космического центра Стеннис НАСА. Успешно прошли испытания двигатели с тягой от 1000 фунтов силы (4,4 кН) до 250 000 фунтов силы (1,1 МН). SpaceDev приобрела активы AMROC после того, как компания была закрыта из-за отсутствия финансирования.

Инертное топливо

В некоторых конструкциях ракет топливо получает энергию из нехимических или даже внешних источников. Например, водяные ракеты используют сжатый газ, обычно воздух, для вытеснения воды из ракеты.

Солнечные тепловые ракеты и Ядерные тепловые ракеты обычно предлагают использовать жидкий I _sp (удельный импульс) примерно 600-900 секунд или, в некоторых случаях, воду, которая выбрасывается в виде пара в течение I _sp около 190 секунд.

Кроме того, для низких требований к производительности, таких как реактивные двигатели, использовались инертные газы, такие как азот.

Соотношение смеси

Теоретическая скорость истечения данного химического состава топлива является функцией энергии, выделяемой на единицу массы топлива (удельная энергия). Несгоревшее топливо или окислитель снижает удельную энергию. Удивительно, но большинство ракет работают с большим количеством топлива.

Обычное объяснение смесей с высоким содержанием топлива состоит в том, что смеси с высоким содержанием топлива имеют более низкую молекулярную массу выхлопных газов, что за счет уменьшения M {\ displaystyle M} предположительно увеличивает соотношение TcM {\ displaystyle {\ frac {\ sqrt {T_ {c}} }}{M}}}, что примерно равно теоретической скорости истечения. Это объяснение, хотя и встречается в некоторых учебниках, неверно. Смеси, богатые топливом, на самом деле имеют более низкую теоретическую скорость выхлопа, потому что Tc {\ displaystyle {\ sqrt {T_ {c}}}} уменьшается так же быстро или быстрее, чем M {\ displaystyle M}.

Сопло ракеты преобразует тепловую энергию топлива в направленную кинетическую энергию. Это преобразование происходит за короткое время, порядка одной миллисекунды. Во время преобразования энергия должна очень быстро переходить из вращательного и колебательного состояний молекул выхлопных газов в поступательное. Молекулы с меньшим количеством атомов (например, CO и H ₂ ) сохраняют меньше энергии при вибрации и вращении, чем молекулы с большим количеством атомов (например, CO ₂ и H _{2 9).0100 О). Эти более мелкие молекулы передают больше своей вращательной и колебательной энергии в энергию поступательного движения, чем более крупные молекулы, и получаемое в результате повышение эффективности сопла достаточно велико, чтобы настоящие ракетные двигатели улучшали свою фактическую скорость выхлопа, работая на богатых смесях с несколько более низкими теоретическими скоростями выхлопа.}

Влияние молекулярной массы отработавших газов на эффективность форсунки наиболее важно для форсунок, работающих вблизи уровня моря. Ракеты с высоким коэффициентом расширения, работающие в вакууме, испытывают гораздо меньший эффект, и поэтому работают с меньшим расходом топлива. Этап «Сатурн-II» (LOX/LH ₂ ракета) изменяла соотношение смеси во время полета для оптимизации характеристик.

Ракеты LOX/углеводороды работают только с некоторым обогащением (отношение масс O/F равно 3, а не стехиометрическое 3,4 к 4), потому что выделение энергии на единицу массы быстро падает, когда соотношение смеси отклоняется от стехиометрического. LOX/LH ₂ ракеты работают на очень богатой смеси (отношение масс O/F равно 4, а не стехиометрическое 8), потому что водород настолько легок, что выделение энергии на единицу массы топлива очень медленно падает с дополнительным водородом. Фактически, LOX/LH ₂ ракеты, как правило, ограничены в том, насколько они богаты, из-за потери производительности из-за массы дополнительного бака с водородом, а не из-за массы самого водорода.

Еще одна причина для работы на обогащенной смеси заключается в том, что нестехиометрические смеси горят холоднее, чем стехиометрические смеси, что облегчает охлаждение двигателя. А поскольку большинство двигателей сделаны из металла или углерода, горячий выхлоп, богатый окислителем, чрезвычайно агрессивен, тогда как выхлоп, богатый топливом, менее агрессивен. Все американские двигатели были высокотопливными. Некоторые советские двигатели были обогащены окислителем.

Кроме того, существует разница между соотношениями смесей для оптимального I _sp и оптимальной тяги. Во время запуска, вскоре после взлета, большая тяга имеет большое значение. Этого можно достичь при некотором временном снижении I _sp за счет первоначального увеличения доли окислителя, а затем перехода на более богатые топливом смеси. Поскольку размер двигателя обычно масштабируется для взлетной тяги, это позволяет уменьшить вес ракетного двигателя, труб и насосов, а дополнительное использование топлива может быть более чем компенсировано увеличением ускорения к концу горения за счет уменьшения сухой массы.

Плотность топлива

Хотя жидкий водород дает высокую I _sp , его низкая плотность является существенным недостатком: водород занимает примерно в 7 раз больше объема на килограмм, чем плотное топливо, такое как керосин. Это сказывается не только на баке, но и на трубах и топливных насосах, ведущих от бака, которые должны быть в 7 раз больше и тяжелее. (Окислительная сторона двигателя и топливного бака, конечно же, не пострадала.) Это делает сухую массу автомобиля намного выше, поэтому использование жидкого водорода не является таким уж большим преимуществом, как можно было бы ожидать. Действительно, некоторые комбинации плотных углеводородов и LOX-пропеллентов имеют более высокие характеристики, когда учитываются штрафы за сухую массу.

За счет меньшей I _sp РН на плотном топливе имеют большую взлетную массу, но это не означает пропорционально высокую стоимость; наоборот, автомобиль вполне может оказаться дешевле. Жидкий водород является довольно дорогим в производстве и хранении топливом и вызывает множество практических трудностей при проектировании и производстве транспортных средств.

Из-за более высокого общего веса ракете-носителю с плотным топливом обязательно требуется более высокая взлетная тяга, но она сохраняет эту тягу на всем пути до орбиты. Это, в сочетании с лучшим соотношением тяги и веса, означает, что аппараты с плотным топливом раньше выходят на орбиту, тем самым сводя к минимуму потери из-за гравитационного сопротивления. Таким образом, требования к эффективной дельта-v для этих транспортных средств снижаются.

Однако жидкий водород дает явные преимущества, когда необходимо минимизировать общую массу; например, корабль Saturn V использовал его на верхних ступенях; это уменьшенный вес означал, что первую ступень с плотным топливом можно было сделать пропорционально меньше, что сэкономило немало денег.

См. также

• Топливо
• Водород
• Ракета
• Кислород
• Ракета
• Спутник
• Космический корабль

Примечания

1. ↑ ^{1,0 1,1 1,2} Sutton and Biblarz (2001).
2. ↑ Х.А. Arbit, et al., Характеристики горения комбинации трехкомпонентного топлива фтор-литий/водород, American Inst. of Aeronautics and Astronautics, Объединенная конференция специалистов по двигателям, 4-я конференция, Кливленд, Огайо, 10–14 июня 1968 г. Проверено 13 ноября 2008 г.

Ссылки

Ссылки ISBN поддерживают NWE за счет реферальных сборов

• Роджерс, Люси. 2008. Это всего лишь ракетостроение: введение на простом английском языке. Вселенная астрономов. Нью-Йорк: Спрингер. ISBN 978-0387753775.
• Саттон, Джордж Пол и Оскар Библарц. 2001. Элементы ракетного двигателя, , 7-е изд. Нью-Йорк: Джон Уайли и сыновья. ISBN 0471326429.
• Саттон, Джордж П. 2005. История жидкостных ракетных двигателей . Рестон, Вирджиния: Американский институт аэронавтики и астронавтики. ISBN 1563476495.
• Ван Рипер, А. Боудойн. 2007. Ракеты и ракеты: история жизни технологии . Балтимор, Мэриленд: Издательство Университета Джона Хопкинса. ISBN 0801887925.

Внешние ссылки

Все ссылки получены 15 декабря 2022 г.

• Ракетное топливо. Ракетно-космическая техника .

Кредиты

Энциклопедия Нового Света авторов и редакторов переписали и дополнили статью Википедии
в соответствии с Энциклопедия Нового Света стандартов. Эта статья соответствует условиям лицензии Creative Commons CC-by-sa 3.0 (CC-by-sa), которая может использоваться и распространяться с надлежащим указанием авторства. Упоминание должно осуществляться в соответствии с условиями этой лицензии, которая может ссылаться как на авторов New World Encyclopedia , так и на самоотверженных добровольных участников Фонда Викимедиа. Чтобы процитировать эту статью, щелкните здесь, чтобы просмотреть список допустимых форматов цитирования. История более ранних вкладов википедистов доступна исследователям здесь:

• Ракетное топливо  ^{история}

История этой статьи с момента ее импорта в New World Encyclopedia :

• История «Ракетного топлива»

Примечание. На использование отдельных изображений могут распространяться некоторые ограничения, которые лицензируются отдельно.

Ракетное топливо — Энциклопедия Нового Света

Эта статья в основном посвящена ракетному топливу, включающему химические реакции.

Космический корабль «Атлантис» во время взлета.

Ракетное топливо — материал, используемый ракетным двигателем для создания тяги. Наиболее распространенные ракетные топлива состоят из горючего и окислителя, которые участвуют в химических реакциях с образованием чрезвычайно горячих газов. Эти газы создают давление, которое толкает ракету вперед, в то время как они выбрасываются в виде струи через заднюю часть.

Содержание

• 1 Принцип действия
• 2 Химические ракетные топлива
  • 2.1 Твердое топливо
  • 2.2 Жидкие ракетные топлива
  • 2.3 Газовые пропелленты
  • 2.4 Гибридное топливо
• 3 Инертные пропелленты
• 4 Соотношение смеси
• 5 Плотность топлива
• 6 См. также
• 7 Примечания
• 8 Каталожные номера
• 9 Внешние ссылки
• 10 кредитов

Разработка чрезвычайно мощного ракетного топлива позволила запускать на околоземную орбиту спутники, баллистические ракеты, пилотируемые космические корабли и межпланетные космические зонды.

Принцип действия

Ракетная тяга создается давлением, действующим на камеру сгорания и сопло.

В ракете с химическим двигателем двигатель создает тягу (движение вперед) за счет сгорания компонентов топлива с образованием очень горячих газов, которые расширяются в камере сгорания и выбрасываются в виде высокоскоростной струи через сопло в задней части. ^[1]

В закрытой камере давление газа было бы одинаковым в каждом направлении и ускорение не возникало бы. Благодаря отверстию в нижней части камеры с этой стороны не действует давление, но выхлоп выходит с этого конца. Остальные составляющие давления создают тягу в сторону, противоположную отверстию. Использование сопла еще больше увеличивает силы, фактически увеличивает тягу в зависимости от отношения площадей сопла, потому что давление также действует на сопло. Кроме того, давление действует на выхлоп в противоположном направлении и разгоняет его до очень высоких скоростей (в соответствии с третьим законом движения Ньютона). ^[1] Это неравновесие давлений может поддерживаться до тех пор, пока в камеру сгорания добавляется топливо.

Получается (из закона сохранения импульса), что скорость выхлопа ракеты определяет, какое увеличение импульса создается для данного количества топлива. Чем выше чистая скорость выхлопа в одном направлении, тем больше может стать скорость ракеты в противоположном направлении. По мере того, как запас топлива уменьшается, транспортное средство становится легче, а ускорение увеличивается до тех пор, пока у ракеты в конечном итоге не закончится топливо. Следовательно, большая часть изменения скорости происходит к концу горения, когда транспортное средство намного легче. ^[1]

Эти принципы работы противоречат широко распространенному предположению, что ракета «толкает» воздух под собой. Ракеты лучше работают в космосе, где позади них практически нечего толкать, потому что им не нужно преодолевать сопротивление воздуха и атмосферное давление.

Максимальная скорость, которую может развить ракета в отсутствие каких-либо внешних сил, в первую очередь зависит от ее отношения масс и скорости истечения . Отношения описываются следующим уравнением ракеты :

Vf = Veln⁡ (M0 / Mf) {\ displaystyle V_ {f} = V_ {e} \ ln (M_ {0} / M_ {f})}.

Отношение масс — это способ выразить, какая часть ракеты составляет топливо, когда она начинает ускоряться. Как правило, одноступенчатая ракета может иметь массовую долю 90 процентов топлива, что соответствует массовому отношению 1/(1-0,9) = 10. Скорость истечения часто указывается как удельный импульс ракеты 9 .0005 .

На первой ступени ракеты обычно используется топливо высокой плотности (малообъемное), чтобы уменьшить площадь, подверженную атмосферному сопротивлению, и получить меньший бак и более высокое отношение тяги к массе. Таким образом, первая ступень Apollo Saturn V использовала керосин-жидкий кислород, а не жидкий водород-жидкий кислород, используемый на верхних ступенях. (Водород обладает высокой энергией на килограмм, но не на кубический метр). Точно так же космический шаттл использует твердотопливные ракетные ускорители (SRB) большой тяги и высокой плотности для своего старта, при этом жидкий водород-жидкий кислород используется частично для старта, но в основном для вывода шаттла на орбиту.

Химическое топливо

Существует три основных типа топлива: твердое, жидкое и гибридное.

Твердое топливо

Первые ракеты были созданы сотни лет назад китайцами и использовались в основном для фейерверков и в качестве оружия. Их заправляли черным порохом, разновидностью пороха, состоящей из смеси древесного угля, серы и нитрата калия (селитры). Технология ракетного топлива не развивалась до конца девятнадцатого века, когда был разработан бездымный порох, первоначально предназначенный для использования в огнестрельном оружии и артиллерийских орудиях. Бездымные пороха и родственные им соединения нашли применение в качестве двухосновного топлива.

Твердое топливо (и почти все ракетное топливо) состоит из окислителя и горючего. В случае с порохом горючим является древесный уголь, окислителем является нитрат калия, а катализатором служит сера. (Примечание: сера не является истинным катализатором в порохе, поскольку она в значительной степени расходуется на различные продукты реакции, такие как K ₂ S. Сера действует в основном как сенсибилизатор, снижающий порог воспламенения.) В 1950-х гг. Исследователи 60-х годов в Соединенных Штатах разработали то, что сейчас является стандартным высокоэнергетическим твердым ракетным топливом. Смесь представляет собой в основном порошок перхлората аммония (окислитель) в сочетании с мелким порошком алюминия (топливо), скрепленных вместе на основе PBAN или HTPB (резиноподобное топливо). Смесь формируется в виде жидкости, а затем отливается в правильную форму и затвердевает в каучукоподобное твердое вещество.

Твердотопливные ракеты гораздо проще хранить и использовать, чем ракеты на жидком топливе, что делает их идеальными для военного применения. В 1970-х и 1980-х годах США полностью перешли на твердотопливные межконтинентальные баллистические ракеты (МБР): LGM-30 Minuteman и LG-118A Peacekeeper (MX). В 1980-х и 1990-х годах СССР/Россия также развернули МБР на твердом топливе (РТ-23, РТ-2ПМ и РТ-2УТТХ), но сохранили две МБР на жидком топливе (Р-36 и УР-100Н).

Их простота также делает твердотопливные ракеты хорошим выбором, когда требуется большая тяга, а стоимость является проблемой. По этой причине Space Shuttle и многие другие орбитальные ракеты-носители используют твердотопливные ракеты на своих первых ступенях (твердотопливные ракетные ускорители).

Однако твердотопливные ракеты имеют ряд недостатков по сравнению с жидкотопливными. Твердотопливные ракеты имеют меньший удельный импульс, чем ракеты на жидком топливе. Также трудно построить твердотопливную ракету с большим отношением массы, потому что почти вся ракета представляет собой камеру сгорания и должна быть построена так, чтобы выдерживать высокое давление сгорания. Если для выхода на орбиту используется твердотопливная ракета, доля полезной нагрузки очень мала. (Например, ракета Orbital Sciences Pegasus представляет собой трехступенчатую твердотопливную ракету-носитель воздушного базирования. Стартовая масса составляет 23 130 кг, полезная нагрузка на низкой околоземной орбите — 443 кг, при доле полезной нагрузки 1,9процент. Сравните это с Delta IV Medium, 249 500 кг, полезная нагрузка 8 600 кг, доля полезной нагрузки 3,4% без поддержки запуска с воздуха.)

Недостаток твердотопливных ракет заключается в том, что они не могут регулироваться в режиме реального времени, хотя заранее разработанный график тяги может быть встроен в зерно во время производства.

Твердотопливные ракеты часто можно остановить до того, как у них закончится топливо. По сути, ракета вентилируется или впрыскивается огнетушащее вещество, чтобы прекратить процесс горения. В некоторых случаях прекращение уничтожает ракету, и обычно это делает только сотрудник службы безопасности полигона, если ракета выходит из строя. Третьи ступени ракет Minuteman и MX имеют прецизионные порты отключения, которые при открытии снижают давление в камере настолько резко, что внутреннее пламя гаснет. Это обеспечивает более точную траекторию, что повышает точность наведения.

Наконец, литье очень больших однозерновых ракетных двигателей оказалось очень сложным делом. Дефекты в зерне могут вызвать взрывы во время горения, и эти взрывы могут увеличить поверхность горящего пороха настолько, чтобы вызвать неконтролируемое увеличение давления, пока гильза не выйдет из строя.

Жидкое топливо

Ракеты на жидком топливе имеют лучший удельный импульс, чем ракеты на твердом топливе, и их можно дросселировать, останавливать и перезапускать. Только камера сгорания ракеты на жидком топливе должна выдерживать давление и температуру сгорания. На транспортных средствах с турбонасосами топливные баки выдерживают гораздо меньшее давление и, следовательно, могут быть изготовлены намного легче, что позволяет увеличить отношение массы. По этим причинам большинство орбитальных ракет-носителей и все межконтинентальные баллистические ракеты первого и второго поколения используют жидкое топливо для большей части прироста скорости.

Основным преимуществом жидких ракетных топлив является окислитель. Доступны несколько практических жидких окислителей (жидкий кислород, четырехокись азота и перекись водорода), которые имеют гораздо лучший удельный импульс, чем перхлорат аммония, в сочетании с сопоставимыми видами топлива.

Большинство жидких топлив также дешевле, чем твердое топливо. Для орбитальных пусковых установок экономия затрат не имеет значения и исторически не имела значения; стоимость топлива составляет очень небольшую часть от общей стоимости ракеты, даже в случае использования твердого топлива.

Основные трудности с жидким топливом также связаны с окислителями. Окислители, как правило, как минимум умеренно трудно хранить и обращаться с ними из-за их высокой реакционной способности с обычными материалами, и они могут обладать чрезвычайной токсичностью (азотная кислота) или умеренно криогенными свойствами (жидкий кислород или «LOX») или обоими (жидкий фтор, FLOX). — смесь фтор/LOX). Было предложено несколько экзотических окислителей: жидкий озон (O ₃ ), ClF ₃ и ClF ₅ , все они нестабильны, энергичны и токсичны.

Ракеты на жидком топливе также требуют потенциально проблемных клапанов и уплотнений, а также термически нагруженных камер сгорания, что увеличивает стоимость ракеты. Многие из них используют специально разработанные турбонасосы, которые значительно повышают стоимость из-за сложной схемы потока жидкости, существующей внутри обсадных труб.

Хотя все первые теоретики ракетостроения предлагали в качестве топлива жидкий водород и жидкий кислород, первая ракета на жидком топливе, запущенная Робертом Годдардом 16 марта 1926 года, использовала бензин и жидкий кислород. Жидкий водород впервые был использован в двигателях, разработанных Праттом и Уитни для разведывательного самолета Lockheed CL-400 Suntan в середине 19-го века.50-е годы. В середине 1960-х разгонные ступени Centaur и Saturn использовали жидкий водород и жидкий кислород.

Химический состав с самым высоким удельным импульсом, когда-либо испытанный в ракетном двигателе, был литием и фтором с добавлением водорода для улучшения термодинамики выхлопа (что делает его трехкомпонентным) ^[2] . Комбинация давала удельный импульс 542 секунды (5,32 кН·с/кг, 5320 м/с) в вакууме. Непрактичность этой химии подчеркивает, почему экзотические топлива на самом деле не используются: чтобы сделать все три компонента жидкими, водород должен поддерживаться ниже -252 ° C (всего 21 K), а литий должен храниться выше 180 ° C (453 К). . И литий, и фтор чрезвычайно агрессивны, литий воспламеняется при контакте с воздухом, фтор воспламеняется при контакте с большинством видов топлива, а водород, хотя и не является гиперголическим, взрывоопасен. Фтор и фтористый водород (HF) в выхлопных газах очень токсичны, наносят ущерб окружающей среде, затрудняют работу на стартовой площадке и значительно усложняют получение лицензии на запуск. Выхлоп ракеты также ионизирован, что мешало бы радиосвязи с ракетой.

Обычные комбинации жидкого топлива, используемые в настоящее время:

• LOX и керосин (RP-1). Используется для нижних ступеней большинства российских и китайских ракет-носителей, первых ступеней Saturn V и Atlas V, а также всех ступеней опытных Falcon 1 и Falcon 9. Очень похож на первую ракету Роберта Годдарда. Эта комбинация считается наиболее практичной для гражданских орбитальных ракет-носителей.

• LOX и жидкий водород, используемые в космическом корабле «Шаттл», разгонном блоке Centaur, новой ракете Delta IV, ракете H-IIA и большинстве ступеней европейских ракет Ariane.

• Тетроксид азота (N ₂ O ₄ ) и гидразин (N ₂ H ₄ ), ММГ или НДМГ. Используется в военных, орбитальных и ракетах для дальнего космоса, поскольку обе жидкости можно хранить в течение длительного времени при разумных температурах и давлениях. Эта комбинация является гиперголической, создавая привлекательные простые последовательности зажигания. Основное неудобство заключается в том, что эти пропелленты очень токсичны, поэтому с ними требуется осторожное обращение. Гидразин также энергично разлагается на азот, водород и аммиак, что делает его довольно хорошим монотопливом.

Газовые пропелленты

Газовые пропелленты обычно включают сжатый газ. Однако из-за низкой плотности и большого веса сосуда высокого давления в настоящее время газы используются редко.

Гибридное топливо

Гибридная ракета обычно состоит из твердого топлива и жидкого или газообразного окислителя. Жидкий окислитель позволяет дросселировать и перезапускать двигатель, как ракета на жидком топливе. Гибридные ракеты также чище, чем твердотопливные, потому что практически все высокоэффективные твердофазные окислители содержат хлор, а не более безвредный жидкий кислород или закись азота, используемые в гибридах. Поскольку только одно топливо представляет собой жидкость, гибриды проще, чем жидкостные ракеты.

Гибридные двигатели имеют два основных недостатка. Первый, общий для твердотопливных ракетных двигателей, заключается в том, что кожух вокруг топливного зерна должен быть сконструирован таким образом, чтобы выдерживать полное давление сгорания и часто также экстремальные температуры. Однако современные композитные конструкции хорошо справляются с этой проблемой, а при использовании закиси азота или перекиси водорода в любом случае требуется относительно небольшой процент топлива, поэтому камера сгорания не особенно велика.

Основная оставшаяся проблема с гибридами связана со смешиванием компонентов топлива в процессе сгорания. В твердом топливе окислитель и горючее смешиваются на заводе в тщательно контролируемых условиях. Жидкие топлива обычно смешиваются инжектором в верхней части камеры сгорания, который направляет множество небольших быстро движущихся потоков топлива и окислителя друг в друга. Конструкция ракетного инжектора с жидкостным топливом была тщательно изучена, но до сих пор не дает надежного прогноза производительности. В гибридном двигателе смешивание происходит на поверхности плавления или испарения топлива. Смешивание не является хорошо контролируемым процессом, и обычно довольно много топлива остается несгоревшим, что ограничивает эффективность и, следовательно, скорость выхлопа двигателя. Кроме того, по мере того, как горение продолжается, отверстие в центре зерна («порт») расширяется, и соотношение смеси имеет тенденцию становиться более богатым окислителем.

Гибридные двигатели были разработаны гораздо меньше, чем твердые и жидкостные двигатели. Для использования в военных целях простота обращения и обслуживания привела к использованию твердотопливных ракет. Для работы на орбите жидкое топливо более эффективно, чем гибриды, и большая часть разработок сосредоточена на нем. В последнее время наблюдается рост развития гибридных двигателей для невоенных суборбитальных работ:

• Общество исследования реакции (RRS), хотя и известно прежде всего своей работой с жидкостными ракетными двигателями, имеет долгую историю исследований и разработок в области гибридных ракетных двигателей.

• Несколько университетов недавно провели эксперименты с гибридными ракетами. Университет Бригама Янга, Университет Юты и Университет штата Юта в 1995 году запустили разработанную студентами ракету под названием Unity IV, которая сжигала твердотопливный полибутадиен с концевыми гидроксильными группами (HTPB) с окислителем из газообразного кислорода, а в 2003 году запустили более крупную версию, которая сжигал HTPB закисью азота.

• Государственный университет Портленда также запустил несколько гибридных ракет в начале 2000-х годов.

• Scaled Composites SpaceShipOne, первый частный пилотируемый космический корабль, оснащен гибридной ракетой, сжигающей HTPB с закисью азота. Гибридный ракетный двигатель был изготовлен компанией SpaceDev. SpaceDev частично основывала свои двигатели на экспериментальных данных, полученных в ходе испытаний двигателей AMROC (American Rocket Company) на испытательном стенде E1 Космического центра Стеннис НАСА. Успешно прошли испытания двигатели с тягой от 1000 фунтов силы (4,4 кН) до 250 000 фунтов силы (1,1 МН). SpaceDev приобрела активы AMROC после того, как компания была закрыта из-за отсутствия финансирования.

Инертное топливо

В некоторых конструкциях ракет топливо получает энергию из нехимических или даже внешних источников. Например, водяные ракеты используют сжатый газ, обычно воздух, для вытеснения воды из ракеты.

Солнечные тепловые ракеты и Ядерные тепловые ракеты обычно предлагают использовать жидкий I _sp (удельный импульс) примерно 600-900 секунд или, в некоторых случаях, воду, которая выбрасывается в виде пара в течение I _sp около 190 секунд.

Кроме того, для низких требований к производительности, таких как реактивные двигатели, использовались инертные газы, такие как азот.

Соотношение смеси

Теоретическая скорость истечения данного химического состава топлива является функцией энергии, выделяемой на единицу массы топлива (удельная энергия). Несгоревшее топливо или окислитель снижает удельную энергию. Удивительно, но большинство ракет работают с большим количеством топлива.

Обычное объяснение смесей с высоким содержанием топлива состоит в том, что смеси с высоким содержанием топлива имеют более низкую молекулярную массу выхлопных газов, что за счет уменьшения M {\ displaystyle M} предположительно увеличивает соотношение TcM {\ displaystyle {\ frac {\ sqrt {T_ {c}} }}{M}}}, что примерно равно теоретической скорости истечения. Это объяснение, хотя и встречается в некоторых учебниках, неверно. Смеси, богатые топливом, на самом деле имеют более низкую теоретическую скорость выхлопа, потому что Tc {\ displaystyle {\ sqrt {T_ {c}}}} уменьшается так же быстро или быстрее, чем M {\ displaystyle M}.

Сопло ракеты преобразует тепловую энергию топлива в направленную кинетическую энергию. Это преобразование происходит за короткое время, порядка одной миллисекунды. Во время преобразования энергия должна очень быстро переходить из вращательного и колебательного состояний молекул выхлопных газов в поступательное. Молекулы с меньшим количеством атомов (например, CO и H ₂ ) сохраняют меньше энергии при вибрации и вращении, чем молекулы с большим количеством атомов (например, CO ₂ и H _{2 9).0100 О). Эти более мелкие молекулы передают больше своей вращательной и колебательной энергии в энергию поступательного движения, чем более крупные молекулы, и получаемое в результате повышение эффективности сопла достаточно велико, чтобы настоящие ракетные двигатели улучшали свою фактическую скорость выхлопа, работая на богатых смесях с несколько более низкими теоретическими скоростями выхлопа.}

Влияние молекулярной массы отработавших газов на эффективность форсунки наиболее важно для форсунок, работающих вблизи уровня моря. Ракеты с высоким коэффициентом расширения, работающие в вакууме, испытывают гораздо меньший эффект, и поэтому работают с меньшим расходом топлива. Этап «Сатурн-II» (LOX/LH ₂ ракета) изменяла соотношение смеси во время полета для оптимизации характеристик.

Ракеты LOX/углеводороды работают только с некоторым обогащением (отношение масс O/F равно 3, а не стехиометрическое 3,4 к 4), потому что выделение энергии на единицу массы быстро падает, когда соотношение смеси отклоняется от стехиометрического. LOX/LH ₂ ракеты работают на очень богатой смеси (отношение масс O/F равно 4, а не стехиометрическое 8), потому что водород настолько легок, что выделение энергии на единицу массы топлива очень медленно падает с дополнительным водородом. Фактически, LOX/LH ₂ ракеты, как правило, ограничены в том, насколько они богаты, из-за потери производительности из-за массы дополнительного бака с водородом, а не из-за массы самого водорода.

Еще одна причина для работы на обогащенной смеси заключается в том, что нестехиометрические смеси горят холоднее, чем стехиометрические смеси, что облегчает охлаждение двигателя. А поскольку большинство двигателей сделаны из металла или углерода, горячий выхлоп, богатый окислителем, чрезвычайно агрессивен, тогда как выхлоп, богатый топливом, менее агрессивен. Все американские двигатели были высокотопливными. Некоторые советские двигатели были обогащены окислителем.

Кроме того, существует разница между соотношениями смесей для оптимального I _sp и оптимальной тяги. Во время запуска, вскоре после взлета, большая тяга имеет большое значение. Этого можно достичь при некотором временном снижении I _sp за счет первоначального увеличения доли окислителя, а затем перехода на более богатые топливом смеси. Поскольку размер двигателя обычно масштабируется для взлетной тяги, это позволяет уменьшить вес ракетного двигателя, труб и насосов, а дополнительное использование топлива может быть более чем компенсировано увеличением ускорения к концу горения за счет уменьшения сухой массы.

Плотность топлива

Хотя жидкий водород дает высокую I _sp , его низкая плотность является существенным недостатком: водород занимает примерно в 7 раз больше объема на килограмм, чем плотное топливо, такое как керосин. Это сказывается не только на баке, но и на трубах и топливных насосах, ведущих от бака, которые должны быть в 7 раз больше и тяжелее. (Окислительная сторона двигателя и топливного бака, конечно же, не пострадала.) Это делает сухую массу автомобиля намного выше, поэтому использование жидкого водорода не является таким уж большим преимуществом, как можно было бы ожидать. Действительно, некоторые комбинации плотных углеводородов и LOX-пропеллентов имеют более высокие характеристики, когда учитываются штрафы за сухую массу.

За счет меньшей I _sp РН на плотном топливе имеют большую взлетную массу, но это не означает пропорционально высокую стоимость; наоборот, автомобиль вполне может оказаться дешевле. Жидкий водород является довольно дорогим в производстве и хранении топливом и вызывает множество практических трудностей при проектировании и производстве транспортных средств.

Из-за более высокого общего веса ракете-носителю с плотным топливом обязательно требуется более высокая взлетная тяга, но она сохраняет эту тягу на всем пути до орбиты. Это, в сочетании с лучшим соотношением тяги и веса, означает, что аппараты с плотным топливом раньше выходят на орбиту, тем самым сводя к минимуму потери из-за гравитационного сопротивления. Таким образом, требования к эффективной дельта-v для этих транспортных средств снижаются.

Однако жидкий водород дает явные преимущества, когда необходимо минимизировать общую массу; например, корабль Saturn V использовал его на верхних ступенях; это уменьшенный вес означал, что первую ступень с плотным топливом можно было сделать пропорционально меньше, что сэкономило немало денег.

См. также

• Топливо
• Водород
• Ракета
• Кислород
• Ракета
• Спутник
• Космический корабль

Примечания

1. ↑ ^{1,0 1,1 1,2} Sutton and Biblarz (2001).
2. ↑ Х.А. Arbit, et al., Характеристики горения комбинации трехкомпонентного топлива фтор-литий/водород, American Inst. of Aeronautics and Astronautics, Объединенная конференция специалистов по двигателям, 4-я конференция, Кливленд, Огайо, 10–14 июня 1968 г. Проверено 13 ноября 2008 г.

Ссылки

Ссылки ISBN поддерживают NWE за счет реферальных сборов

• Роджерс, Люси. 2008. Это всего лишь ракетостроение: введение на простом английском языке. Вселенная астрономов. Нью-Йорк: Спрингер. ISBN 978-0387753775.
• Саттон, Джордж Пол и Оскар Библарц. 2001. Элементы ракетного двигателя, , 7-е изд. Нью-Йорк: Джон Уайли и сыновья. ISBN 0471326429.
• Саттон, Джордж П. 2005. История жидкостных ракетных двигателей . Рестон, Вирджиния: Американский институт аэронавтики и астронавтики. ISBN 1563476495.
• Ван Рипер, А. Боудойн. 2007. Ракеты и ракеты: история жизни технологии . Балтимор, Мэриленд: Издательство Университета Джона Хопкинса. ISBN 0801887925.

Внешние ссылки

Все ссылки получены 15 декабря 2022 г.