Классификация Ракетного топлива
Ракетное топливо в наше время разделяют на две категории: жидкое ракетное топливо и твердое ракетное топливо. Питаемый жидким ракетным топливом реактивный двигатель, имеет колоссальную мощность и скорость, несравнимую ни с чем в данный момент на нашей планете. Твердое ракетное топливо и соответственно двигатель существенно отличается от реактивного двигателя на жидком топливе в его базовой конструкции. В некотором смысле он напоминает огромный фейерверк управляемого сгорания, содержащий окислитель, смешанный в с порошком.
Жидкое ракетное топливо состоит из самого топлива и окислителя. Топливо в ракетном двигателе — почти копия реактивного топлива, а окислитель в ракетном двигателе — копия воздуха, который позволяет топливу сгорать в реактивном двигателе. Все топливо ракетного двигателя — это прежде всего керосин, водород (сжижаемый для хранения в бортовых резервуарах), и состав азота/водорода, названный гидразином (N2H4). В случае керосина и водородного топлива, кислород (сжижаемый для хранения в бортовых резервуарах) формирует окислитель. Этот сжижаемый кислород иногда символично называют акронимом.
Если топливо — гидразин, окислитель — состав азота/кислорода, названный четырехокисью азота (N2O4).
Горящее самым чистым образом жидкое ракетное топливо — это водород, который при объединении с кислородом, приводит только энергию и водной пар. Керосин при использовании в качестве жидкого ракетного топлива, после усовершенствования содержит небольшое количество примесей, газы CO2 — неизбежный побочный продукт сгорания такого топлива из-за углеродистых атомов в его молекулах. Гидразин и четырехокись азота приводят к значительным количествам азота, когда они реагируют. Этот газ не ядовит, и фактически составляет почти три четверти состава атмосферы земли.
Самое раннее твердое ракетное топливо было подобно пороху, и использовалось в фейерверке и вооружении. Сегодня, этот тип топлива используется в модельных ракетах. Типичная модель — ракетный двигатель — маленький цилиндр заполненный материалом идентичным пороху. Такая модель возгорается посредством искры в течение секунды. Движение, обеспеченное небольшим двигателем как этот, может продвинуть маленькую ракету ( 0.5 м. ) к высоте нескольких сотен метров, однако такая ракета после истощения топлива, незамедлительно падает.
Твердое ракетное топливо содержит топливо, окислитель, и катализатор, который облегчает устойчивое, надежное сгорание топлива после воспламенения. Эти топливные элементы — все первоначально в измельченной форме. Они смешаны и упакованы однородно, чтобы гарантировать и поддерживать сгорание. Вооруженные силы использует ракетный двигатель на твердом ракетном топливе, которое содержит древесный уголь (углерод) как топливо, нитрат калия как окислитель, и сера как катализатор. Эту комбинацию называют дымным порохом. Альтернативные материалы, которые могут использоваться, чтобы создать твердое ракетное топливо это хлорат натрия, хлорат калия, измельченный магний, или измельченный алюминий. Комбинации этих веществ называют белым порохом.
RU2442904C2 — Ракетное топливо для жидкостных ракетных двигателей — Google Patents
Publication number RU2442904C2 RU2442904C2 RU2010120201/06A RU2010120201A RU2442904C2 RU 2442904 C2 RU2442904 C2 RU 2442904C2 RU 2010120201/06 A RU2010120201/06 A RU 2010120201/06A RU 2010120201 A RU2010120201 A RU 2010120201A RU 2442904 C2 RU2442904 C2 RU 2442904C2 Authority RU Russia Prior art keywords liquid fuel rocket propellant engines Prior art date 2010-05-21 Application number RU2010120201/06A Other languages English ( en ) Other versions RU2010120201A ( ru Inventor Владимир Константинович Чванов (RU) Владимир Константинович Чванов Владимир Николаевич Хазов (RU) Владимир Николаевич Хазов Леонид Евгеньевич Стернин (RU) Леонид Евгеньевич Стернин Арнольд Михайлович Губертов (RU) Арнольд Михайлович Губертов Сергей Владимирович Мосолов (RU) Сергей Владимирович Мосолов Игорь Юрьевич Фатуев (RU) Игорь Юрьевич Фатуев Сергей Александрович Скибин (RU) Сергей Александрович Скибин Сергей Георгиевич Коновалов (RU) Сергей Георгиевич Коновалов Original Assignee Открытое акционерное общество «Научно-производственное объединение Энергомаш имени академика В.П. Глушко» Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.) 2010-05-21 Filing date 2010-05-21 Publication date 2012-02-20 2010-05-21 Application filed by Открытое акционерное общество «Научно-производственное объединение Энергомаш имени академика В.П. Глушко» filed Critical Открытое акционерное общество «Научно-производственное объединение Энергомаш имени академика В.П. Глушко» 2010-05-21 Priority to RU2010120201/06A priority Critical patent/RU2442904C2/ru 2011-11-27 Publication of RU2010120201A publication Critical patent/RU2010120201A/ru 2012-02-20 Application granted granted Critical 2012-02-20 Publication of RU2442904C2 publication Critical patent/RU2442904C2/ru
Links
Images
Abstract
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно — к ракетному топливу для жидкостных ракетных двигателей. Ракетное топливо для жидкостных ракетных двигателей, состоящее из жидкого окислителя, предпочтительнее жидкого кислорода, и горючего в виде раствора горючего компонента в жидком аммиаке, согласно изобретению, в качестве горючего компонента применен ацетилен, при этом концентрация раствора ацетилена в жидком аммиаке составляет от 40% до 90% по массе. Изобретение обеспечивает повышение удельного импульса тяги двигателей на 15-25 кгс·с/кг. 1 ил., 1 табл.
Description
Область применения
Предлагаемое техническое решение относится к области ракетной техники, а именно — к ракетному топливу для жидкостных ракетных двигателей.
Предшествующий уровень техники
Широко известно, что в настоящее время наилучшим топливом для двигательных установок первых ступеней ракетоносителей является топливо, состоящее из жидкого кислорода и углеводородного горючего — керосина. Это топливо является эффективным топливом с достаточно высокой плотностью порядка 1 г/см 3 и достаточно высоким удельным импульсом тяги, что позволяет достаточно эффективно решать существующие задачи, стоящие перед современными средствами выведения.
Однако в случае двигателей многоразового включения или многоразового использования проблемой является очистка топливных магистралей от остатков керосина. Для двигателей космических аппаратов проблемой является также возрастание вязкости при захолаживании керосина.
Известно также топливо для жидкостного ракетного двигателя, состоящее из углеводородного горючего, в качестве которого используется дициклобутил (C8H10) в паре с окислителем — жидким кислородом, которое позволило обеспечить увеличение удельного импульса тяги двигателей от 2 до 4,8 кгс·с/кг (см. патент RU №2146334 МКИ F02K 9/42).
Недостатком этого топлива, токсичного и весьма дорогого, является относительно невысокий выигрыш в удельном импульсе тяги двигателя.
Известно также топливо для жидкостных ракетных двигателей с использованием в качестве углеводородного горючего 1-метил-1,2-дициклопропилциклопропана (C10H16) в паре с жидким окислителем — кислородом.
Использование этого топлива дает возможность получить большую плотность ракетного топлива по сравнению с топливами на основе керосина и дициклобутила, а также получить более высокий прирост удельного импульса. Однако его использование также ограничивается чрезмерно высокой стоимостью.
Известно применение в жидкостных ракетных двигателях топливной пары, включающей жидкий кислород и жидкий аммиак — см., например, стр.217 в книге «Теория ракетных двигателей» — авторы В.А.Алемасов, А.Ф.Дрегалин, А.П.Тишин, М.: Машиностроение, 1980. Недостатком этого топлива является невысокий удельный импульс тяги, получаемый при его использовании даже с высокоэффективным криогенным окислителем. Так, например, при использовании в жидкостном ракетном двигателе в качестве топлива жидкого аммиака и жидкого кислорода получают удельный импульс тяги в пустоте (Iп), равный 354,3 кгс·с/кг (при давлении в камере сгорания (pк), равном 100 МПа, степени расширения продуктов сгорания (J), равной 1000, и при коэффициенте избытка окислителя (Lок), равном 1,0).
Применение указанной топливной пары приводит к снижению удельного импульса тяги двигателя по сравнению с импульсом тяги, достигаемой в кислородно-керосиновом двигателе ~ до 10 кгс·с/кг. Однако из-за хороших теплосъемных свойств аммиака позволяет существенно повысить надежность работы двигателя. Кроме того, он дешев и широко освоен в химической промышленности,
Наиболее близким к заявляемому объекту является топливная пара, представляющая собой окислитель — жидкий кислород с горючим, представляющим раствор лития в жидком аммиаке (см. патент RU №2133367 МПК F02K 9/00, 1999). Указанное горючее обладает высокой энергоэффективностью и надежностью подачи в камеру сгорания жидкостных ракетных двигателей, имеет низкую вязкость и высокую стабильность состава. Концентрация лития в аммиаке, как отмечено в описании к указанному патенту, может задаваться в широких пределах от долей процента (по массе) и выше, однако наиболее целесообразно применение в качестве горючего концентрированных растворов. Оценка величины удельного импульса тяги, который может быть получен при использовании этого горючего, показывает, как отмечается в описании указанного изобретения, что применение раствора лития в аммиаке в качестве горючего для ЖРД позволяет существенно — до 10-15% увеличить удельный импульс тяги по сравнению с удельным импульсом тяги, получаемой в качестве горючего аммиака (окислитель при этом используется один и тот же).
Недостатком такой топливной пары является опасность засорения магистралей и форсунок смесительных головок газогенератора и камеры сгорания двигателя, а также внутренней поверхности сопла камеры двигателя твердыми фрагментами окиси лития.
Раскрытие изобретения
Задачей предлагаемого технического решения является создание ракетного топлива, состоящего из жидкого окислителя — предпочтительно жидкого кислорода, и углеводородного горючего, позволяющего существенно повысить удельный импульс тяги кислородных двигателей.
Указанная задача решена за счет того, что в ракетном топливе для жидкостных ракетных двигателей, состоящем из жидкого окислителя, предпочтительнее из жидкого кислорода, и горючего — раствора горючего компонента в жидком аммиаке, в качестве горючего компонента применен ацетилен.
Другим отличием является то, что концентрация раствора ацетилена в жидком аммиаке составляет от 40% до 90% по массе, остальное — аммиак.
Технический результат состоит в том, что продукты сгорания предлагаемого горючего образуют летучие окислы (не имеющие твердых фрагментов) с высоким аэродинамическим качеством. При этом получаемый выигрыш в удельном импульсе тяги (от 15 до 25 кгс·с/кг) столь значителен, что соответствующие ракетные системы по массе выводимого полезного груза приближаются к кислородно-водородным двигателям. Это определяется существенно большей — 0,7 против 0,07 г/см 3 — плотностью предлагаемого горючего, по сравнению с жидким водородом, что радикально снижает объем и массу ракетного бака.
Краткое описание графика
На чертеже представлен график зависимости расчетных значений удельного импульса тяги и массовых соотношений компонентов для кислородно-ацетилено-аммиачного топлива при различной относительной доле ацетилена и аммиака в топливе сравнительно с кислородно-керосиновым топливом.
Из графика видно, что сравнительно с кислородно-керосиновым топливом (кривая А) использование кислородно-ацетилено-аммиачной пары при различном содержании ацетилена относительно аммиака (кривая В) — 50 вес.%, 60 и 70 — дает значительный прирост удельного импульса тяги (~ на 20 кгс·с/кг) — от ~376 кгс·с/кг до ~397 кгс·с/кг.
В табл.1 для тех же значений проведено сравнение ряда важных для оценки ракетных ступеней характеристик современных топлив на основе кислорода и различных горючих — керосина (РГ-1), водорода и предлагаемого горючего 50/50, 60/40, 70/30.
При этом для полноты охвата возможных ситуаций соответствующие данные приведены для крайних значений геометрической степени расширения сопла r=6 и r=25, т.е. для двигателей бустерных и высотных ступеней ракет.
| Таблица 1 | ||||||
| Керосин РГ-1 | Водород H2 | Ац.-амм. 50/50 | Ац.-амм. 60/40 | Ац.-амм. 70/30 | ||
| Kм гор | Kм гор | Kм гор | ||||
| 1,0 | 1,5 | 2,5 | ||||
| Kм опт | r=25 | 3,14 | 6,16 | 2,087 | 2,1290 | 2,1585 |
| γу.п опт | 1042,97 | 365,97 | 876,38 | 868,97 | 859,69 | |
| Jу.п опт | 399,59 | 489,52 | 414,63 | 418,15 | 421,81 | |
| ΔJу.п опт | 0,0 | 89,93 | 15,04 | 18,56 | 22,22 | |
| Kм опт | r=6,0 | 2,76 | 4,72 | 1,785 | 1,7930 | 1,7964 |
| γу.п опт | 1034,57 | 312,66 | 855,30 | 845,21 | 833,58 | |
| Jу.п опт | 356,83 | 453,52 | 372,85 | 376,26 | 380,07 | |
| ΔJу.п опт | 0,00 | 96,69 | 16,02 | 19,43 | 23,34 | |
В целом видно, что предлагаемое горючее позволяет поднять импульс тяги на 15-25 кгс·с/кг, уступая лишь водороду. По результатам табл.1 более представительный интегральный расчет по массе выводимого полезного груза показывает, что предлагаемое горючее практически водороду не уступает.
Таким образом, использование предлагаемого горючего позволяет сохранить простоту и освоенность кислородно-керосиновых двигателей и в то же время приблизиться по эффективности к кислородно-водородным.
Промышленная применимость
Использование раствора ацетилена в аммиаке в качестве ракетного горючего для жидкостных ракетных двигателей не требует существенных конструктивных переделок существующих жидкостных ракетных двигательных установок, работающих на топливах на основе керосина и окислителя — жидкого кислорода.
Claims ( 1 )
Ракетное топливо для жидкостных ракетных двигателей, состоящее из жидкого окислителя, предпочтительнее жидкого кислорода, и горючего в виде раствора горючего компонента в жидком аммиаке, отличающееся тем, что в качестве горючего компонента применен ацетилен с содержанием в аммиаке от 40 до 90 мас.%.
RU2010120201/06A 2010-05-21 2010-05-21 Ракетное топливо для жидкостных ракетных двигателей RU2442904C2 ( ru )
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010120201/06A RU2442904C2 ( ru ) | 2010-05-21 | 2010-05-21 | Ракетное топливо для жидкостных ракетных двигателей |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010120201/06A RU2442904C2 ( ru ) | 2010-05-21 | 2010-05-21 | Ракетное топливо для жидкостных ракетных двигателей |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2010120201A RU2010120201A ( ru ) | 2011-11-27 |
| RU2442904C2 true RU2442904C2 ( ru ) | 2012-02-20 |
Беседы о ракетных двигателях
ТВЁРДОЕ РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО — химическое ракетное топливо, представляющее собой твёрдую композицию из окислителя и горючего, размещаемую в камере сгорания РДТТ в виде заряда и способную устойчиво и закономерно гореть. Различают два основных класса твёрдых ракетных топлив — коллоидные твёрдые ракетные топлива и смесевые твёрдые ракетные топлива. Для улучшения различных характеристик твёрдых топлив в них вводят стабилизаторы, пластификаторы, флегматизаторы, отвердители, катализаторы горения и другие присадки. Основными специфическими требованиями, предъявляемыми к твёрдым ракетным топливам, являются: равномерность распределения компонентов и, следовательно, постоянство свойств топлива в заряде; стабильность компонентов и отсутствие их взаимодействия между собой и с материалами конструкции РДТТ; способность легко воспламеняться, гореть в камере ракетного двигателя устойчиво и с заданной скоростью горения, исключая возможность перехода горения в детонацию; определённый комплекс физико-механических свойств, обеспечивающих после длительного хранения работоспособность заряда в условиях перегрузок, переменной температуры, вибраций и т. п. Из-за химической несовместимости не всегда удаётся использовать в составе твёрдых ракетных топлив энергетически наиболее эффективные компоненты. Кислородный баланс твёрдых ракетных топлив всегда отрицателен, т.е. окислительных элементов в них всегда меньше, чем необходимо для полного сгорания. По удельному импульсу твёрдые ракетные топлива уступают жидким топливам, по плотности обычно превосходят последние. Обладают рядом эксплуатационных преимуществ. Применяются в реактивной артиллерии, в ракетах различного назначения, а также на космических аппаратах.
Топливо для покорения Вселенной: чем заправляют космические ракеты сейчас и чем будут заправлять в будущем
В середине XIX века писатель-фантаст Жюль Верн написал книгу о путешествии на Луну. В романе три героя расположились в небольшом вагоне-снаряде, который запустили в космос с помощью гигантской пушки. Когда-то ученые всерьез рассматривали подобный способ освоения внеземного пространства, однако ни одна пушка не смогла «подкинуть» хоть какой-то груз даже на орбиту. Не смогли реализовать и другие полуфантастические изобретения, например идею космического лифта . Сегодня грузы и люди попадают в космос только на ракетах. Выясним, какое топливо для этого используется и какое, возможно, появится в будущем.
Как и в двигателе внутреннего сгорания автомобиля, в камере ракеты сжигается углеводородное топливо. В результате выделяется большое количество тепловой энергии.
Продукты сгорания покидают ракету в виде струи пламени, которое создает мощную тягу, разгоняющую космическую «машину» до нужной скорости. Таким образом движение пламени компенсируется движением самой ракеты: примерно по такому же принципу полетит бутылка с газировкой, если бросить в нее мятную конфету и быстро перевернуть горлышком вниз.
Стать земным спутником
Современные российские ракеты-носители чаще всего летают на смеси керосина и жидкого кислорода — это одна из наиболее удачных комбинаций по физико-химическим и экологическим параметрам.
Для достижения первой космической скорости и выхода на орбиту Земли требуется много углеводородного топлива. Чтобы ракета подняла и разогнала саму себя, инженеры добавляют в ее конструкцию дополнительные «баки» (топливные ступени), которые занимают большую часть всей массы ракеты на старте. В полете по специально продуманной программе ступени отцепляются по мере опустошения и сгорают в атмосфере.
Все, что в итоге попадает на орбиту, составляет не более нескольких процентов от массы ракеты на старте. Для сравнения: масса бензина в полном баке типичного легкового автомобиля, наоборот, составляет несколько процентов от общей массы всей машины.
Межпланетное сообщение
Для первой высадки человека на Луну ракету заправляли любящими холод кислородом и водородом. Холод нужен, чтобы газы оставались в жидком состоянии в момент взлета и в течение всего полета. Такая комбинация позволила достичь второй космической скорости .
Для недавнего запуска на Марс марсохода «Персеверанс» потребовалась более сложная и многоступенчатая система, а также несколько видов топлива.
За границы Солнечной системы
Последние полвека ученые разрабатывают ядерные и термоядерные ракетные двигатели. Это позволяет добиться той же тяги при меньшем расходе топлива и снаряжать дальние космические экспедиции. Однако сами ядерные реакции сложнее реализовать и контролировать. Кроме того, непросто получить и нужное для подобных двигателей «горючее».
Одна из перспективных для космических перелетов ядерных реакций — превращение редких изотопов водорода и гелия, которым надувают воздушные шары, в другой изотоп гелия и протон — положительно заряженную частицу, составляющую атомных ядер . На Земле его почти нет, зато на Луне довольно много: существуют даже проекты лунных баз, где межпланетные космические корабли могли бы «заправиться» перед дальним полетом.
Для межзвездных путешествий перспективно выглядит технология солнечного паруса. Это тонкое зеркало большой площади: у созданных прототипов она достигает 15–20 квадратных метров. Космический аппарат раскрывает парус на орбите, свет Солнца или других звезд отражается от него и подталкивает корабль. В отличие от ядерных звездолетов прототипы солнечных парусников успели побывать в космосе и показали хорошие результаты.
Пока большинство проектов космического транспорта находится в разработке или на этапе теории, основным топливом для освоения внеземного пространства будут углеводороды.
