Ракетное топливо. Твердотопливные ракетные двигатели
Мощную космическую ракету движет та же сила, что и праздничный увеселительный фейерверк в парке культуры и отдыха, - сила реакции газов, вытекающих из сопла. Вырываясь огненным столбом из ракетного двигателя, они толкают сам двигатель и все, что с ним конструктивно связано, в противоположном направлении.
Главное принципиальное отличие любого реактивного двигателя (ракетные двигатели-могучая ветвь обширного семейства реактивных двигателей, двигателей прямой реакции) состоит в том, что он непосредственно вырабатывает движение, сам приводит в движение связанный с ним транспортный аппарат без участия промежуточных агрегатов, называемых движителями. У самолета с поршневыми или турбовинтовыми двигателями мотор заставляет вращаться воздушный винт, который, врезаясь в воздух, отбрасывает массу воздуха назад и заставляет самолет лететь вперед. В этом случае движителем служит воздушный винт. Аналогично работает гребной винт корабля: он отбрасывает массу воды. У автомобиля или поезда движителем служит колесо. И только реактивный двигатель не нуждается в опоре в окружающей среде, в массе, от которой бы отталкивался аппарат. Масса, которую реактивный двигатель отбрасывает назад и получает благодаря этому движение вперед, находится в нем самом. Она называется рабочим телом, или рабочим веществом двигателя.
Обычно раскаленные газы, работающие в двигателе, образуются при сгорании топлива, т. е. при химической реакции бурного окисления горючего вещества. Химическая энергия сгорающих веществ преобразуется при этом в тепловую энергию продуктов сгорания. А тепловая энергия горячих газов, полученных в камере сгорания, превращается при их расширении в сопле в механическую энергию поступательного движения ракеты или реактивного самолета.
Энергия, используемая в этих двигателях, является результатом химической реакции. Поэтому такие двигатели и называются химическими ракетными двигателями.
Это не единственно возможный случай. В ядерных ракетных двигателях рабочее вещество должно получать энергию за счет тепла, выделяемого при реакции ядерного распада или синтеза. В некоторых типах электроракетных Двигателей рабочее вещество разгоняется и вовсе без участия тепла благодаря взаимодействию электрических и магнитных сил. В наши дни, однако, основа ракетной техники - химические, или, как их еще называют, термохимические ракетные двигатели.
Не все реактивные двигатели пригодны для космических полетов. Большой класс этих машин, так называемые воздушно-реактивные двигатели, используют для окисления горючего воздух окружающей среды. Естественно, они могут Работать только в пределах земной атмосферы.
Для работы в космосе используют два типа ракетных термохимических двигателей: ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ) и жидкостные ракетные двигатели (ЖРД). В этих двигателях топливо содержит в себе все, что нужно для горения, т. е. и горючее, и окислитель. Только агрегатное состояние этого топлива различное. В РДТТ-это твердая смесь необходимых веществ. В ЖРД горючее и окислитель хранятся в жидком виде, обычно в отдельных баках, а воспламенение происходит в камере сгорания, где горючее смешивается с окислителем.
Движение ракеты возникает при отбрасывании рабочего вещества. Далеко не безразлично, с какой скоростью истекает из сопла реактивного двигателя рабочее тело. Физический закон сохранения количества движения говорит о том, что количество движения ракеты (произведение ее массы на скорость, с которой она летит) будет равно количеству движения рабочего тела. Значит, чем больше масса выбрасываемых из сопла газов и скорость их истечения, тем больше тяга двигателя, тем большую скорость можно придать ракете, тем больше может быть ее масса и полезная нагрузка.
В большом ракетном двигателе за несколько минут работы перерабатывается и с большой скоростью выбрасывается из сопла огромное количество топлива - рабочего тела. Чтобы увеличить скорость и массу ракеты, кроме разделения ее на ступени есть только один способ-увеличение тяги двигателей. А повысить тягу, не увеличивая расхода топлива, можно только наращивая скорость истечения газов из сопла.
Существует в ракетной технике понятие удельной тяги ракетного двигателя. Удельная тяга - это тяга, получаемая в двигателе при расходе одного килограмма топлива за одну секунду.
Удельной тяге идентичен удельный импульс - импульс, развиваемый ракетным двигателем на каждый килограмм расходуемого топлива (рабочего тела). Удельный импульс определяется отношением тяги двигателя к массе топлива, расходуемого за одну секунду. Удельный импульс - наиболее важная характеристика ракетного двигателя.
Удельный импульс двигателя пропорционален скорости истечения газов из сопла. Увеличение скорости истечения позволяет снизить расход топлива на один килограмм тяги, развиваемой двигателем. Чем больше удельная тяга, чем больше скорость истечения рабочего тела, тем экономичнее двигатель, тем меньше топлива нужно ракете для совершения одного и того же полета.
А скорость истечения непосредственно зависит от кинетической энергии движения молекул газа, от его температуры и, следовательно, от калорийности (теплотворной способности) топлива. Естественно, чем выше калорийность, энергопроизводительность топлива, тем меньше его нужно для совершения одной и той же работы.
Но скорость истечения зависит не только от температуры, она возрастает с уменьшением молекулярного веса рабочего вещества. Кинетическая энергия молекул при одной и той же температуре обратно пропорциональна их молекулярному весу. Чем меньше молекулярный вес топлива, тем больше объем газов, образующихся при его сгорании. Чем больше объем газов, образующихся при сгорании топлива, тем больше скорость их истечения. Поэтому водород в качестве компонента ракетного топлива выгоден вдвойне-из-за высокой теплотворной способности и малого молекулярного веса.
Весьма важной характеристикой ракетного двигателя является его удельная масса, т. е. масса двигателя, приходящаяся на единицу его тяги. Ракетный двигатель должен развивать большую тягу и в то же время быть очень легким. Ведь подъем каждого килограмма нагрузки в космос дается дорогой ценой, и если двигатель будет тяжелым, то он будет поднимать главным образом только себя. Большинство реактивных двигателей вообще имеет относительно небольшую удельную массу, но особенно хорош этот показатель у ЖРД и РДТТ. Это связано с простотой их устройства.
РДТТ и ЖРД
Ракетные двигатели твердого топлива предельно просты по устройству. У них, по существу, две основные части: камера сгорания и реактивное сопло. Топливным баком служит сама камера сгорания. Правда, в этом не только достоинство, но и весьма существенный недостаток. Двигатель трудно выключить, пока не выгорит все топливо. Его работу чрезвычайно сложно регулировать. Топливо должно гореть медленно, с более или менее постоянной скоростью, независимо от изменения давления и температуры. Регулировать величину тяги РДТТ можно лишь в определенных, заранее заданных пределах, подбирая твердотопливные заряды соответствующей геометрии и структуры. В РДТТ трудно регулировать не только силу тяги, но и ее направление. Для этого надо изменять положение тяговой камеры, а она очень велика, ведь в ней находится весь запас топлива. Появились твердотопливные ракеты с поворотными соплами, конструктивно они довольно сложны, но это позволяет решить проблему управления направлением тяги.
Однако ракетные двигатели твердого топлива имеют и ряд серьезных достоинств: постоянная готовность к действию, надежность и простота эксплуатации. РДТТ нашли широкое применение в военном деле.
Важнейшим элементом в РДТТ является заряд твердого топлива. Характеристики двигателя зависят и от элементов топлива, и от структуры и устройства заряда. Различают два основных типа твердых ракетных топлив: двухосновные, или коллоидные, и смесевые. Коллоидные топлива представляют собой твердый однородный раствор органических веществ, молекулы которых содержат окислительные и горючие элементы. Наиболее широко используется твердый раствор нитроцеллюлозы и нитроглицерина.
Смесевые топлива представляют собой механические смеси горючего и окислителя. В качестве окислителя в этих топливах обычно применяют неорганические кристаллические вещества-перхлорат аммония, перхлорат калия и др. Обычно такое топливо состоит из трех компонентов: кроме окислителя в него входят полимерное горючее, служащее связующим элементом, и второе горючее в виде порошкообразных металлических добавок, которые существенно улучшают энергетические характеристики топлива. Горючим-связующим могут быть полиэфирные и эпоксидные смолы, полиуретановый и полибутадиеновый каучук и др. Вторым горючим чаще всего служит порошкообразный алюминий, иногда бериллий или магний. Смесевые топлива обычно имеют больший удельный импульс, чем коллоидные, большую плотность, большую стабильность, лучше хранятся, более технологичны.
Заряды твердого топлива бывают скрепленные с корпусом камеры двигателя (их изготавливают заливкой топлива непосредственно в корпус) и вкладные, которые изготавливают отдельно и вставляют в корпус в виде одной или нескольких шашек.
Очень важна геометрическая форма заряда. Изменяя ее и используя бронирующие покрытия поверхностей заряда, которые не должны гореть, добиваются нужного изменения площади горения и соответственно давления газов в камере и тяги двигателя.
Есть заряды, обеспечивающие нейтральное горение. У них площадь горения остается неизменной. Так получается, если, например, шашка твердого топлива горит с торца или же одновременно с наружной и внутренней поверхности (для этого внутри заряда делается полость). При регрессивном горении поверхность горения уменьшается. Тек получается, если цилиндрическая шашка горит с наружной поверхности. И, наконец, для прогрессивного горения, которое обеспечивает увеличение давления в камере сгорания, нужно нарастание площади горения. Наиболее простым примером такого заряда служит шашка, горящая по внутренней цилиндрической поверхности.
Наиболее существенными преимуществами обладают скрепленные заряды с внутренним горением. В них горячие продукты сгорания не соприкасаются со стенками корпуса, что позволяет обходиться без специального наружного охлаждения. В космонавтике в настоящее время ракетные двигатели твердого топлива применяются ограниченно. Мощные РДТТ используются на некоторых американских ракетах-носителях, например, на ракете «Титан».
Большие современные РДТТ развивают тягу в сотни тонн, разрабатываются еще более мощные двигатели тягой в тысячи тонн, совершенствуются твердые топлива, конструируются системы управления тягой. И все же в космонавтике безусловно доминируют ЖРД. Главная причина этого - более низкая эффективность твердого ракетного топлива. Лучшие РДТТ имеют скорость истечения газов из сопла 2500 метров в секунду. У ЖРД удельная тяга выше и скорость истечения составляет (у лучших современных двигателей) 3500 метров в секунду, а используя топливо с очень высокой теплотворной способностью (например, жидкий водород в качестве горючего и жидкий кислород в качестве окислителя), можно получить скорость истечения четыре с половиной километра в секунду.
Для устройства и работы ЖРД огромное значение имеет топливо, на котором работает двигатель.
Известны топлива, которые выделяют энергию при реакции разложения, например, перекись водорода, гидразин. Они, естественно, состоят из одного компонента, одной жидкости. Однако наиболее широко применяются в ракетной технике химические топлива, выделяющие энергию при реакции горения. Они состоят из окислителя и горючего. Такие топлива могут быть тоже однокомпонентными, т. е. представлять собой одну жидкость. Это может быть вещество, в молекулу которого входят как окислительные, так и горючие элементы, например, нитрометан, или смесь окислителя и горючего, или раствор горючего в окислителе. Однако такие топлива обычно склонны к взрыву и малоупотребительны. Подавляющее большинство жидкостных ракетных двигателей работает на двухкомпонентном топливе. Окислитель и горючее хранятся в отдельных баках, и их смешение происходит в камере двигателя. Окислитель обычно составляет большую часть массы топлива - его расходуется в два - четыре раза больше, чем горючего. В качестве окислителя чаще всего применяются жидкий кислород, четырехокись азота, азотная кислота, перекись водорода. Как горючее используются керосин, спирт, гидразин, аммиак, жидкий водород и др.
На топливе, состоящем из жидкого кислорода и керосина, работала советская ракета-носитель «Восток», обеспечивавшая запуск многих наших космических кораблей с космонавтами на борту. На этом же топливе работали двигатели американских ракет «Атлас», «Титан», первой ступени ракеты «Сатурн-5», с помощью которой запускались на Луну космические корабли «Аполлон». Топливо, состоящее из жидкого кислорода и керосина, хорошо освоено в производстве и эксплуатации, надежно и дешево. Оно широко применяется в ЖРД.
В качестве горючего нашел применение несимметричный диметилгидразин. Это горючее в паре с окислителем - жидким кислородом - используется в двигателе РД-119, широко применяемом при запуске спутников «Космос». В этом двигателе достигнут наибольший удельный импульс для ЖРД, работающих на кислороде и высококипящих горючих.
Наиболее эффективное из широко применяемых в настоящее время ракетных топлив - жидкий кислород плюс жидкий водород. Оно применяется, например, в двигателях второй и третьей ступени ракеты «Сатурн-5».
Поиски новых, все более эффективных ракетных топлив продолжаются постоянно. Много работают ученые и конструкторы, чтобы использовать в ЖРД фтор, который обладает более сильным окислительным действием, чем кислород. Образуемые с применением фтора топлива позволяют получить наибольший удельный импульс для ЖРД и имеют высокую плотность. Однако использование его в ЖРД затруднено высокой химической агрессивностью и токсичностью жидкого фтора, высокой температурой сгорания (более 4500° С) и дороговизной.
Тем не менее в ряде стран ведутся разработки и стендовые испытания ЖРД на фторе. Впервые предложил использовать жидкий фтор для ЖРД еще Ф. А. Цандер в 1932 году, а в 1933 году В. П. Глушжо предложил в качестве окислителя смесь жидкого фтора и жидкого кислорода.
Многие топлива на основе фтора самовоспламеняются при смешении окислителя и горючего. Самовоспламеняются и некоторые топливные пары, не содержащие фтора. Самовоспламенение - большое достоинство топлива. Оно позволяет упростить конструкцию ЖРД и повысить его надежность. Некоторые топлива становятся самовоспламеняющимися при добавлении катализатора. Так, если к окислителю-жидкому кислороду- добавить сотую долю процента фтористого озона, то сочетание этого окислителя с керосином становится самовоспламеняющимся.
Самовоспламенение топлива (если оно не самовоспламеняющееся, то применяется пиротехническое или электрическое зажигание, или впрыскивание порции пускового самовоспламеняющегося топлива) происходит в камере двигателя. Камера - основной агрегат ЖРД, Именно в камере смешиваются компоненты топлива, происходит его сгорание, и в результате образуется газ с очень высокой температурой (2000-4500° С) и под высоким давлением (десятки и сотни атмосфер). Вытекая из камеры, этот газ и создает реактивную силу, тягу двигателя. Камера ЖРД состоит из камеры сгорания со смесительной головкой и сопла. Смешение компонентов топлива происходит в смесительной головке, горение - в камере сгорания, а вытекают газы через сопло. Обычно все агрегаты камеры выполняются как одно целое, Чаще всего камеры сгорания имеют цилиндрическую форму, но бывают они и коническими или шарообразными (грушевидными).
Смесительная головка - очень важная часть камеры сгорания и всего ЖРД. В ней происходит так называемое смесеобразование-впрыск, распыливание и смешение компонентов топлива. Компоненты топлива - окислитель и горючее - поступают в смесительную головку камеры раздельно. Через форсунки головки они вводятся в камеру благодаря разности давлений в системе подачи топлива и головке камеры. Чтобы реакция в камере сгорания протекала как можно быстрее и была как можно более полной - а это очень важное условие эффективности и экономичности двигателя, - необходимо обеспечить наиболее быстрое и полное образование топливной смеси, сгорающей в камере, добиться, чтобы каждая частица окислителя встретилась с частицей горючего.
Образование подготовленной к сгоранию топливной смеси состоит из трех процессов, переходящих один в другой - распыливания жидких компонентов, их испарения и смешения. При распыливании - дроблении жидкости на капли - значительно увеличивается ее поверхность и ускоряется процесс испарения. Очень важна -тонкость и однородность распыливания. Тонкость этого процесса характеризуется диаметром получаемых капель: чем меньше каждая капелька, тем лучше. Следующий после распыления этап подготовки топлива к сгоранию- его испарение. Необходимо обеспечить наиболее полное испарение окислителя и горючего за кратчайшее время. Процесс испарения образовавшихся при распыливании капель в камере ЖРД занимает всего от двух до восьми тысячных секунды.
В результате распыливания и испарения компонентов топлива образуются пары окислителя и горючего, из которых и получается горящая в камере двигателя смесь. Смешение компонентов начинается, по-существу, сразу же после поступления компонентов в камеру и заканчивается только по мере сгорания топлива. При самовоспламеняющихся топливах процесс горения начинается еще в жидкой фазе, во время распыливания топлива. При несамовоспламеняющихся топливах горение начинается в газовой фазе при подводе тепла от внешнего источника.
Жидкие компоненты топлива в камеру подают через расположенные в головке форсунки. Чаще всего применяются форсунки двух типов: струйные или центробежные. Но вот топливо распылено, перемешано, воспламенилось. При горении его в камере сгорания выделяется большое количество тепловой энергии. Дальнейшее преобразование энергии происходит в сопле. Удачная конструкция смесительной головки в первую очередь определяет совершенство двигателя - обеспечивает полноту сгорания топлива, устойчивость горения и т. д.
Сопло - часть камеры сгорания, в которой тепловая энергия сжатого рабочего тела (смеси газов) преобразуется в кинетическую энергию газового потока, т. е. происходит его разгон до скорости истечения из двигателя. Сопло обычно состоит из сужающейся и расширяющейся частей, которые соединены в критическом (минимальном) сечении.
Весьма сложная задача - обеспечить охлаждение камеры ЖРД. Обычно камера состоит из двух оболочек-внутренней огневой стенки и наружной рубашки. По пространству между оболочками протекает жидкость, охлаждающая внутреннюю стенку камеры ЖРД. Обычно для этого используется один из компонентов топлива. Нагретое горючее или окислитель отводится и поступает в головку камеры для использования, так сказать, по прямому назначению. В этом случае тепловая энергия, отобранная от стенок камеры, не теряется, а возвращается в камеру. Такое охлаждение (регенеративное) впервые было предложено еще К. Э. Циолковским и широко применяется в ракетной технике.
В большинстве современных ЖРД для подачи топлива используются специальные турбонасосные агрегаты. Чтобы привести в действие такой мощный насос, в особом газогенераторе сжигают топливо - обычно то же горючее и тот же окислитель, что и в камере сгорания двигателя. Иногда турбина насоса приводится во вращение паром, который образуется при охлаждении камеры сгорания двигателя. Есть и другие системы привода насоса.
Создание современных жидкостных ракетных двигателей требует высокого уровня развития науки и техники, совершенства конструкторской мысли, передовой технологии. Дело в том, что в ЖРД достигаются очень высокие температуры, развивается огромное давление, продукты сгорания, а порой и само топливо весьма агрессивны, расход топлива необычайно высок (до нескольких тонн в секунду!). При всем этом ЖРД должен иметь, особенно при запусках космических аппаратов с космонавтами на борту, очень высокую степень надежности. Именно высокая надежность и многие другие достоинства отличают жидкостные ракетные двигатели прославленной советской космической ракеты «Восток»-РД-107 (двигатель первой ступени) и РД-108 (двигатель второй ступени), разработанные в 1954- 1957 годах под руководством главного конструктора ракетных двигателей В. П. Глушко. Это первые в мире серийные двигатели, работающие на высококалорийном топливе; жидком кислороде и керосине. Они обладают высокой удельной тягой, что позволило получить огромные мощности при относительно умеренном расходе топлива. В пустоте тяга одного двигателя РД-107 составляет 102 тонны. (На первой ступени ракеты-носителя «Восток» установлено четыре таких двигателя.) Давление в камере сгорания - 60 атмосфер.
Двигатель РД-107 имеет турбонасосный агрегат с двумя основными центробежными насосами; один подает горючее, другой-окислитель. И горючее, и окислитель через большое количество форсунок подаются в четыре основные и две рулевые камеры сгорания. До попадания в камеры сгорания горючее обтекает их снаружи, т. е. используется для охлаждения. Надежное охлаждение позволяет поддерживать внутри камер сгорания высокую температуру. Качающиеся рулевые камеры сгорания, сходные по конструкции с основными, впервые применены в этом двигателе для управления направлением тяги.
Двигатель второй ступени ракеты «Восток» РД-108 имеет схожую конструкцию. Правда, у него четыре рулевые камеры и некоторые другие отличия. Его тяга в пустоте составляет 96 тонн. Интересно, что он запускается на Земле одновременно с двигателями первой ступени. Двигатели РД-107 и РД-108 различных модификаций уже много лет используются для запусков космических кораблей, искусственных спутников Земли, космических аппаратов к Луне, Венере и Марсу.
На второй ступени двухступенчатой ракеты-носителя «Космос» устанавливается разработанный в 1958-1962 годах (также в ГДЛ-ОКБ) жидкостной ракетный двигатель РД-119, имеющий тягу 11 тонн; Горючее этого двигателя-несимметричный диметилгидразин, окислитель - жидкий кислород. В его конструкции широко использован титан и другие современные конструкционные материалы. Наряду с высокой надежностью отличительная особенность этого двигателя - очень высокая экономичность, В 1965 году в нашей стране были созданы мощные малогабаритные двигатели с очень высокими энергетическими характеристиками для ракетно-космической системы «Протон». Суммарная полезная мощность двигательных установок ракеты «Протон» в три раза больше мощности двигателей ракеты «Восток» и составляет 60 миллионов лошадиных сил. В этих двигателях обеспечена высокая полнота сгорания, значительное давление в системе, равномерное и равновесное истечение продуктов сгорания из сопел.
В настоящее время ЖРД достигли высокой степени совершенства и их развитие продолжается, Созданы ЖРД самых различных классов - от микроракетных двигателей для систем ориентации и стабилизации летательных аппаратов с совсем небольшой тягой (в несколько килограммов и меньше) до огромных мощных ракетных двигателей, имеющих тягу сотни тонн (например, американский ЖРД Г-1 для первой ступени ракеты-носителя «Сатурн-5» имеет тягу 690 тонн. На ракете установлено пять таких двигателей).
Разрабатываются ЖРД на высокоэффективных топливах - смеси жидкого водорода (горючее) и жидкого кислорода или жидкого фтора в качестве окислителей. Созданы двигатели на долгохранимом топливе, которые могут работать при длительных космических полетах.
Существуют проекты комбинированных ракетных двигателей - турборакетных и ракетно-прямоточных, которые должны быть органическим сочетанием жидкостных ракетных двигателей с воздушно-реактивными. Создание таких двигателей позволяет использовать на начальном и завершающем этапах космического полета кислород воздуха в качестве окислителя и тем самым снизить запас топлива на борту ракеты. Ведутся также работы над созданием первых ступеней многократного использования. Такие ступени, оснащенные воздушно-реактивными двигателями и способные взлетать, а после отделения последующих ступеней совершать посадку подобно самолетам, позволят снизить стоимость запуска космических аппаратов.
ЯДЕРНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
Учеными и конструкторами созданы термохимические двигатели высокой степени совершенства и, нет сомнения, будут созданы еще более совершенные образцы. Однако возможности термохимических ракет ограничены самой природой горючего, окислителя, продуктов реакции. При ограниченной энергопроизводительности ракетных топлив, не позволяющей получить очень большую скорость истечения рабочего тела из сопла, требуется огромный запас топлива, чтобы разогнать ракету до необходимой скорости. Химические ракеты необычайно прожорливы. Это вопрос не только экономии, но порой и самой возможное! и космического полета.
Даже для решения сравнительно более простой задачи из области космических полетов - запуска искусственных спутников Земли стартовая масса химической ракеты из-за огромного количества топлива должна во много десятков раз превышать массу груза, выведенного на орбиту. Для достижения второй космической скорости это соотношение еще больше. А ведь человечество начинает обживать космос, люди собираются строить научные станции на Луне, стремятся на Марс и Венеру, подумывают о полетах к далеким окраинам Солнечной системы. Ракетам завтрашнего дня предстоит перевозить в космосе многие тонны научного снаряжения и грузов.
Для межпланетных полетов нужно еще топливо, чтобы корректировать орбиту полета, тормозить космический корабль перед посадкой на планету-цель, взлетать для возвращения на Землю и т. д. Стартовая масса термохимических ракет для таких перелетов становится невероятно большой-несколько миллионов тонн!
Ученые и инженеры уже давно задумываются над тем, какими же должны быть ракетные двигатели будущего? Взоры ученых, естественно, обратились к ядерной энергии. В крохотном количестве ядерного горючего содержится очень большой запас энергии. При реакции деления ядер на единицу массы выделяется в миллионы раз больше энергии, чем при сжигании лучших химических топлив. Так, например, 1 килограмм урана при реакции деления может выделить столько же энергии, сколько 1700 тонн бензина при сжигании. Реакция ядерного синтеза дает энергии еще в несколько раз больше.
Использование ядерной энергии позволяет резко снизить запас топлива на борту ракеты, но остается потребность в рабочем веществе, которое будет нагреваться в реакторе и выбрасываться из сопла двигателя. При ближайшем рассмотрении оказывается, что разделение топлива и рабочего вещества в ядерной ракете таит в себе определенные преимущества.
Выбор рабочего вещества для химической ракеты весьма ограничен. Ведь оно служит и топливом. Вот тут-то и сказывается преимущество разделения топлива и рабочего вещества. Появляется возможность применить рабочее вещество с наименьшим молекулярным весом-водород.
В химической ракете тоже используется сочетание относительно высокой энергопроизводительности водорода с малым молекулярным весом. Но там рабочим веществом является продукт сгорания водорода с молекулярным весом 18. А молекулярный вес чистого водорода, который может служить рабочим телом ядерного ракетного двигателя, - 2. Уменьшение же молекулярного веса рабочего вещества в 9 раз при неизменной температуре позволяет увеличить скорость истечения в 3 раза. Вот оно, ощутимое преимущество, атомного ракетного двигателя!
Речь идет об атомных ракетных двигателях, использующих энергию деления ядер тяжелых элементов. Реакция ядерного синтеза искусственно пока осуществлена только в водородной бомбе, а управляемая термоядерная реакция синтеза все еще остается мечтой, несмотря на интенсивную работу многих ученых мира.
Итак, в атомном ракетном двигателе можно получить значительное увеличение скорости истечения газов благодаря применению рабочего вещества с минимальным молекулярным весом. Теоретически можно получить и очень большую температуру рабочего вещества. Но на практике она ограничивается температурой плавления тепловыделяющих элементов реактора.
В большинстве предложенных схем атомных ракетных двигателей рабочее тело нагревается, омывая тепловыделяющие элементы реактора, затем расширяется в сопле и выбрасывается из двигателя. Температура примерно та же, что и в химических ЖРД. Правда, сам двигатель получается гораздо более сложным и тяжелым. Особенно если учесть необходимость экрана для защиты космонавтов от радиации на пилотируемых космических кораблях. И все же атомная ракета сулит немалый выигрыш.
В США по так называемой программе «Ровер» ведутся усиленные работы по созданию атомного ракетного двигателя. Возникли и проекты ядерных ракетных двигателей, в которых активная зона находится в пылеобразной, жидкой или даже газообразной фазе. Это делает возможным получение более высокой температуры рабочего вещества. Использование таких реакторов (их называют полостными), вероятно, позволило бы намного увеличить скорость истечения рабочего тела. Но создание таких реакторов - дело чрезвычайно сложное: ядерное горючее здесь перемешано с рабочим веществом, и надо как-то отделить его перед выбросом рабочего тела из сопла двигателя. Иначе возникнут непрерывные потери ядерного топлива, за ракетой протянется смертельный шлейф высокой радиации. Да и критическая масса ядерного горючего, необходимая для поддержания реакций, при газообразном состоянии будет занимать очень большой объем, не приемлемый для ракеты.
(Л. А. Гильберг: Покорение неба)
«Буран», как и его заокеанский собрат - ракетная система многоразового пользования «Шаттл», по своим характеристикам оставляет желать лучшего.
Они оказались не настолько уж многоразовыми Стартовые ускорители выдерживают всею 3 4 полета, а сам крылатый аппарат обгорает и требует весьма дорогостоящего ремонта. Но главное - КПД их не велик.
А тут такой соблазн - создать пилотируемый крылатый аппарат, способный самостоятельно стартовать с Земли, выходить в космическое пространство и возвращаться обратно. Правда, нерешенной пока остается главная проблема - двигатель. Воздушно-реактивные двигатели (ВРД) известных типов способны работать только до скорости 4-5 М (М – скорость звука), а первая космическая скорость, как известно, 24 М. Но и тут, кажется, уже наметились первые шаги к успеху.
На выставке «Авиадвигателе-строение-92», проходившей в Москве, среди всевозможных экспонатов - от древних паровых машин для дирижаблей до гигантских турбин суперсовременных транспортных самолетов - на стенде скромно стоял небольшой бочонок - первая и единственная в мире модель гиперзвукового (Гиперзвук – от 6М и выше) воздушно-реактивного двигателя (ГПВРД). Создали его в Центральном институте авиационного моторостроения (ЦИАМ). Разумеется, это результат работы большого коллектива. Прежде всего главного конструктора Д. А. Огородникова, его соратников А. С. Рудакова, В. А. Виноградова... Право, не следует забывать и тех, кого уже нет в живых - это доктор технических наук Р. И. Курзинер и профессор Е. С. Щетинков. Последний еще несколько десятилетий назад предложил основной принцип, лежащий в основе всех современных ГПВРД Разработанный им двигатель уже в то время был способен работать на гиперзвуковых (выше 5-6 М) скоростях. Эти люди и создали чудо техники, которое, быть может, в ближайшем будущем совершит революцию в космическом двигателестроении.
Но давайте не спешить «прилаживать» новый двигатель к космическому самолету, будь то «Буран» или «Спираль», обратимся к теории. Дело в том, что каждый двигатель может работать лишь в определенном, слишком узком для космических задач диапазоне скорое гей, и заставить его освоить гиперзвук далеко не просто. Разберемся почему.
В любом ВРД для успешной работы должны быть соблюдены три важнейших условия. Прежде всего необходимо сжать воздух как можно сильнее. Затем в камере сгорания сжечь без потерь топливо. И, наконец, с помощью сопла продукты сгорания должны расшириться до атмосферного давления. Только тогда КПД будет достаточно высок.
Посмотрите на рисунок. Перед вами схема первого в мире гиперзвукового прямоточного реактивного двигателя (ГПВРД). Свою первую задачу - сжатие воздуха - он решает весьма оригинально - по принципу... колуна. Представьте себе: колун врезается в мягкое плотное полено, слои дерева впереди него остаются без изменений, а по бокам уплотняются. Границу между нормальными и более плотными слоями ученые называют «скачком уплотнения». Так происходит и в двигателе. Вдоль его оси расположено заостренно центральное тело. Врезаясь в воздух, оно и создает такой «скачок» - зону повышенного давления. Происходит «отражение» воздуха от центрального тела к стенкам корпуса. При этом он многократно дополнительно сжимается. Скорость воздуха снижается, а температура растет, кинетическая энергия превращается во внутреннюю, тепловую.
Теперь, чтобы впрыснутое в поток топливо полностью сгорело, желательно получить скорость как можно меньше. Но тогда температура воздуха может достичь 3-5 тыс. градусов. Казалось бы, хорошо - топливо вспыхнет как порох. Но окажись тут даже настоящий порох, вспышки не получится. Все дело в том, что при столь высоких температурах наряду с процессом окисления происходит и распад молекул на отдельные атомы. Если в первом энергия выделяется, то во втором - поглощается. И парадокс - с ростом температуры может наступить такой момент, когда поглощаться станет больше, чем выделяться. Иными словами - топка превратится в... холодильник.
Оригинальный выход из положения еще в 1956 году подсказал профессор Щетинков. Он предложил сжимать воздух лишь до тех пор, пока его сверхзвуковая скорость не станет примерно такой, как у... пули. Как теперь признано во всем мире, только при этих условиях возможна работа ГПВРД.
Но и тут свои трудности: даже смесь водорода с воздухом, известная нам по курсу химии под названием «гремучий газ», в таких условиях едва успеет загореться. И хоть топливом для двигателя выбрали жидкий водород, пришлось прибегнуть к хитростям. Вначале водород охлаждает стенки. Сам нагреваясь от -256° С до +700° С, он спасает металл от расплавления. Часть топлива впрыскивается через форсунки прямо в поток воздуха. А другая часть попадает на форсунки, расположенные в специальных прямоугольных нишах. Здесь горят мощные водородные факелы, способные мгновенно прожечь лист стали. Они-то и поджигают водородо-воздушную смесь. Ту самую, которая в обычных условиях взрывается от искры, оброненной с нейлоновой рубашки.
А вот, пожалуй, главная задача, на которую мы и американцы потратили около 30 лет. Как получить полное сгорание, имея камеру приемлемой длины - в 3-5 м? Известно, что теория без проверочного эксперимента стоит немного. А чтобы проверить работу такого двигателя, его надо поместить в гиперзвуковой поток. Самолетов таких нет, правда, имеются аэродинамические трубы, но стоят они очень и очень дорого. Для окончательной проверки ГПВРД конструкторы установили свое устройство в носовой части ракеты и разогнали до нужной скорости.
Уточним, что речь здесь шла не о создании ракеты нового типа, а лишь о проверке качества сгорания водорода в двигателе. Она увенчалась полным успехом. Теперь, как признают американцы, наши ученые владеют секретом создания надежных камер сгорания.
Ну а теперь давайте подумаем, что получится, если мы захотим эту маленькую выставочную модель увеличить, сделав пригодной для подъема в воздух самолета. По всей видимости, она обретет черты тяжеленной тридцатиметровой трубы с громадным диффузором и соплом и весьма скромной камерой сгорания. А кому такой двигатель нужен? Тупик? Нет, выход есть и давно известен. Многие функции в его работе можно возложить на... фюзеляж и крыло самолета!
Прототип такого воздушно-космического самолета (ВКС) показан на рисунке. «Вклиниваясь» своею носовой частью в воздух, он создает серию скачков уплотнения, и все они прямехонько попадают на вход камеры сгорания. Выходящие из нее раскаленные газы, расширяясь до атмосферного давления, скользят по поверхности кормовой части самолета, создавая тягу, как в хорошем сопле. На гиперзвуковых скоростях и такое возможно! Удивительно, но теоретически можно обойтись даже без камеры, а «просто» впрыскивать топливо вблизи выступа на брюхе ВКС! Получится двигатель, которого вроде бы и нет. Он называется ГПВРД «внешнего горения». Правда, его «простота» в исследовательской работе стоит настолько дорого, что пока никто им серьезно не занимался.
А потому вернемся к воздушно-космическому самолету с ГПВРД классического типа. Его старт и разгон до б М должен происходить при помощи обычных турбореактивных двигателей. На рисунке вы видите агрегат, состоящий из традиционного турбореактивного двигателя и расположенного рядом ГПВРД. На «малых» скоростях ГПВРД отделяется обтекаемой перегородкой и не мешает полету.
А на больших - перегородка перекрывает поток воздуха, идущий в ТРД, и включается ГПВРД.
Вначале все пойдет хорошо, но затем, по мере роста скорости, тяга двигателя начнет падать, а аппетиты - расход топлива - расти. В этот момент его ненасытное чрево надо подкармливать жидким кислородом. Хочешь, не хочешь, а брать его с собой все же придется. Правда, в количествах много меньших, чем на обычной ракете. Где-то километрах в 60 от Земли ГПВРД заглохнет от недостатка воздуха. И тут вступит в действие небольшой жидкостный ракетный двигатель. Скорость уже высок, и топлива с окислителем о «съест» до выхода на орбит совсем немного. При равном ракетой стартовом весе воздушно-космический самолет выведен на орбиту в 5-10 раз больший полезный груз. А стоимость вывода каждого килограмма окажется в десятки раз ниже, чем ракет. Это как раз то, чего добиваются ученые и конструкторы сегодня.
Вопрос снижения стоимости запусков ракет-носителей стоял всегда. Во времена космической гонки СССР и США мало задумывались о затратах - престиж страны стоил неизмеримо дороже. Сегодня сокращение расходов «по всем фронтам» стало общемировым трендом. Топливо составляет всего 0,2…0,3% от стоимости всей ракеты-носителя, но кроме стоимости топлива важен еще такой параметр, как его доступность. А здесь уже есть вопросы. За последние 50 лет список жидких горючих, широко использующихся в ракетно-космической отрасли мало изменился. Давайте же их перечислим: керосин, водород и гептил. Каждое из них имеет свои особенности и по-своему интересно, но у всех есть хотя бы один серьёзный недостаток. Вкратце рассмотрим каждое из них.
Керосин
Начал применяться ещё в 50-х годах и остаётся востребован и по сей день - именно на нём летают наша Ангара и Falcon 9 от SpaceX . Обладает множеством преимуществ, среди которых: высокая плотность, низкая токсичность, обеспечивает высокий удельный импульс, пока что приемлемая цена. Но производство керосина сегодня сопряжено с большими трудностями. Например, ракеты Союз, которые делают в Самаре, сейчас летают на искусственно созданном горючем, потому что изначально для создания керосина для этих ракет использовались только определенные сорта нефти из конкретных скважин. В основном это нефть Анастасиевско-Троицкого месторождения в Краснодарском крае. Но нефтяные скважины истощаются, и ныне используемый керосин является смешением композиций, которые добываются из нескольких скважин. Заветную марку РГ-1 получают с помощью дорогостоящей перегонки. По оценкам экспертов, проблема дефицита керосина будет только усугубляться.
«Ангара 1.1» на керосиновом двигателе РД-193
Водород
Сегодня водород, наряду с метаном, является одним из самых перспективных ракетных горючих. На нём летает сразу несколько современных ракет и разгонных блоков. В паре с кислородом он (после фтора) выдаёт самый высокий удельный импульс и для использования в верхних ступенях ракеты (или разгонных блоках) подходит идеально. Но чрезвычайно низкая плотность не позволяет в полной мере использовать его для первых ступеней ракет. Есть у него ещё один недостаток - высокая криогенность. Если ракета заправлена водородом, то он находится при температуре около 15 кельвинов (-258 по Цельсию). Это приводит к дополнительным затратам. Если сравнивать в керосином, то доступность водорода достаточно высока и его получение не является проблемой.
«Delta-IV Heavy» на водородных двигателях RS-68A
Гептил
Он же НДМГ или несимметричный диметилгидразин. У этого горючего всё ещё остаются сферы применения, но оно постепенно отходит на задний план. И причиной тому его высокая токсичность. Он обладает почти такими же, как керосин энергетическими показателями и является высококипящим компонентом (хранение при комнатной температуре) и, поэтому, в советское время использовался достаточно активно. Например, ракета Протон летает на высокотоксичной паре гептил+амил, каждый из которых способен убить человека, вдохнувшего по неосторожности их пары. Использование таких топлив в современное время неоправдано и является неприемлемым. Горючее находит применение в спутниках и межпланетных зондах, где оно, к сожалению, незаменимо.
«Протон-М» на гептиловых двигателях РД-253
Метан как альтернатива
Но есть ли топливо, которое удовлетворит всех и будет стоить дешевле всех? Возможно, это метан. Тот самый голубой газ, на котором некоторые из вас сегодня готовили пищу. Предлагаемое горючее является перспективным, активно осваивается другими отраслями промышленности, обладает более широкой сырьевой базой по сравнению с керосином и низкой стоимостью - это является важным моментом, учитывая прогнозируемые проблемы производства керосина. Метан как по плотности, так и по эффективности находится между керосином и водородом. Способы получения метана многочисленны. Главный источник метана природный газ, который состоит на 80..96% из метана. Остальное - это пропан, бутан и другие газы того же ряда, которые можно вообще не удалять, они очень схожи по свойствам с метаном. Другими словами, можно просто сжижать природный газ и использовать его как ракетное топливо. Метан можно получать и из других источников, например, переработкой отходов животноводства. Возможность использования метана в качестве ракетного топлива рассматривается уже на протяжении десятков лет, однако сейчас есть только стендовые варианты и экспериментальные образцы таких двигателей. Например, в химкинском НПО «Энергомаш» исследования в части использования сжиженного газа в двигателях велись с 1981 года. Прорабатываемая сейчас в «Энергомаше» концепция предусматривает разработку однокамерного двигателя тягой в 200 т на топливе «жидкий кислород - сжиженный метан» для первой ступени перспективного носителя легкого класса. Космическая техника ближайшего будущего обещает быть многоразовой. И тут открывается ещё одно преимущество метана. Он криогенный, а, значит, достаточно нагреть двигатель хотя бы до температуры -160 по Цельсию (а лучше выше) и двигатель сам освободится от компонентов топлива. По мнению специалистов он более всего подходит для создания многоразовых ракет-носителей. Вот что о метане думает главный конструктор НПО «Энергомаш» Владимир Чванов:
Удельный импульс у двигателя на СПГ высокий, но это преимущество нивелируется тем, что у метанового топлива меньшая плотность, поэтому в сумме получается незначительное энергетическое преимущество. С конструкционной точки зрения метан привлекателен. Чтобы освободить полости двигателя, нужно только пройти цикл испарения - то есть двигатель легче освобождается от остатков продуктов. За счет этого метановое топливо более приемлемо с точки зрения создания двигателя многоразового использования и летательного аппарата многоразового применения.
Ещё один довод в пользу использования метана - возможность добывать его на астероидах, планетах и их спутниках, обеспечивая возвращаемые миссии топливом. Там намного легче добывать метан, чем керосин. Естественно, о возможности привозить топливо с собой не может быть и речи. Перспектива таких дальних миссий, весьма отдалённая, но некоторые работы уже ведутся.
Будущее, которое так и не наступило
Так почему же метан в России так и не стал практически используемым горючим? Ответ достаточно прост. С начала 80-х в СССР, а потом и в России не было создано ни одного нового ракетного двигателя. Все российские «новинки» - это модернизация и переименование советского наследия. Единственный честно созданный комплекс - «Ангара» - с самого начала планировался как керосиновый транспорт. Его переделка обойдётся в копеечку. Вообще, Роскосмос постоянно отклоняет метановые проекты потому, что там связывают «добро» на хотя бы один подобный проект с «добром» на полную перестройку отрасли с керосина и гептила на метан, что считается долгим и дорогостоящим мероприятием.
Двигатели
На данный момент есть несколько компаний, заявляющих о скором использовании метана в своих ракетах. Двигатели, которые создаются:
- КВРД FRE-1 от Firefly Space Systems ;
- Blue Engine 4 (BE-4) от Blue Origin;
- С5.86 от КБХМ им. Исаева;
- Раптор (Merlin 2 ?) от SpaceX ;
- Пока безымянный двигатель от НПО «Энергомаш» на основе их универсальной ракетной камеры;
- РД0110МД, РД0162, созданные в Конструкторском бюро химавтоматики .
FRE-1 /
Недавно случившаяся авария ракеты« Днепр», космического носителя, переделанного из военной ракеты Р-36М УТТХ, снова вызвала интерес к ракетному топливу.
V-2 («Фау-2») легла в основу всей послевоенной ракетной техники, и американской, и советской
Запуск 900 ракет «Фау-2» требовал 12 тыс. т жидкого кислорода, 4 тыс. тонн этилового спирта, 2 тыс. т метанола, 500 т перекиси водорода и 1,5 тыс. т взрывчатки
Вместо спирта, который наряду с жидким кислородом использовал Вернер фон Браун, Королев для своих первых ракет выбрал керосин
Ни бензин, не керосин, ни дизельное топливо не воспламеняются сами при взаимодействии с кислотой, а для военных ракет самовоспламенение — одно из ключевых требований к топливу
Ракета S-4B, третья ступень еще одного детища Вернера фон Брауна — самой мощной американской ракеты-носителя Saturn V. В активе последней — 13 успешных запусков (с 1967 по 1973 год). Именно с ее помощью человек ступил на Луну
Жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) — очень совершенные машины, и их характеристики на 90%, а то и больше, определяются примененным топливом. Эффективность же топлива зависит от состава и запасенной энергии. Идеальное топливо должно состоять из легких элементов — из самого начала таблицы Менделеева, дающих максимальную энергию при окислении. Но это не все требования к топливу — еще оно должно быть совместимым с конструкционными материалами, стабильным при хранении и по возможности недорогим. Но ракета — это не только двигатель, но еще и баки ограниченного объема: чтобы взять на борт больше топлива, его плотность должна быть повыше. Кроме топлива ракета везет с собой и окислитель.
Идеальный окислитель с точки зрения химии — жидкий кислород. Но одной химией ракета не исчерпывается, это конструкция, в которой все взаимоувязано. Вернер фон Браун выбрал для Фау-2 спирт и жидкий кислород, и дальность ракеты получилась 270 км. Но если бы ее двигатель работал на азотной кислоте и дизельном топливе, то дальность увеличилась бы на четверть, потому что такого топлива в те же баки помещается на две тонны больше!
Ракетное топливо — кладовая химической энергии в компактном виде. Топливо тем лучше, чем больше энергии запасает. Поэтому вещества, хорошие для ракетного топлива, всегда чрезвычайно химически активны, непрерывно пытаются высвободить скрытую энергию, разъедая, сжигая и разрушая все вокруг. Все ракетные окислители либо взрывоопасны, либо ядовиты, либо нестойки. Жидкий кислород — единственное исключение, и то только потому, что природа приучилась к 20% свободного кислорода в атмосфере. Но даже жидкий кислород требует уважения.
Хранить вечно
Баллистические ракеты Р-1, Р-2 и Р-5, созданные под руководством Сергея Королева, не только показали перспективность этого вида оружия, но и дали понять, что жидкий кислород не очень подходит для боевых ракет. Несмотря на то, что Р-5М была первой ракетой с ядерной боеголовкой, а в 1955 году даже было произведено реальное испытание с подрывом ядерного заряда, военных не устраивало, что ракету нужно заправлять непосредственно перед стартом. Требовалась замена жидкому кислороду, замена полноценная, такая, чтоб и в сибирские морозы не замерзала, и в каракумскую жару не выкипала: то есть с диапазоном температур от -55 градусов до +55 градусов Цельсия. Правда, с кипением в баках проблем не ожидалось, так как давление в баке повышенное, а при повышенном давлении и температура кипения больше. Но кислород ни при каком давлении не будет жидким при температуре выше критической, то есть -113 градусов Цельсия. А таких морозов даже в Антарктиде не бывает.
Азотная кислота HNO3 — другой очевидный окислитель для ЖРД, и ее использование в ракетной технике шло параллельно с жидким кислородом. Соли азотной кислоты — нитраты, особенно калийная селитра — уже много веков использовались как окислитель самого первого ракетного топлива — черного пороха.
Молекула азотной кислоты содержит как балласт лишь один атом азота да «половинку» молекулы воды, а два с половиной атома кислорода могут быть использованы для окисления горючего. Но азотная кислота — очень «хитрое» вещество, настолько странное, что непрерывно реагирует само с собой — атомы водорода от одной молекулы кислоты отщепляются и прицепляются к соседним, образуя непрочные, но чрезвычайно химически активные агрегаты. Из-за этого в азотной кислоте обязательно образуются разного рода примеси.
Кроме того, азотная кислота очевидно не удовлетворяет требованиям совместимости с конструкционными материалами — под нее специально приходится подбирать металл для баков, труб, камер ЖРД. Тем не менее «азотка» стала популярным окислителем еще в 1930-е годы — она дешева, производится в больших количествах, достаточно стабильна, чтобы ею можно было охлаждать камеру двигателя, пожаро- и взрывобезопасна. Плотность ее заметно больше, чем у жидкого кислорода, но главное ее достоинство по сравнению с жидким кислородом состоит в том, что она не выкипает, не требует теплоизоляции, может неограниченно долго храниться в подходящей таре. Только где ее взять, подходящую тару?
Все 1930-е и 1940-е годы прошли под знаменем поиска подходящих емкостей для азотной кислоты. Но даже самые стойкие сорта нержавеющей стали медленно разрушались концентрированной азоткой, в результате на дне бака образовывался густой зеленоватый «кисель», смесь солей металлов, который, конечно же, нельзя подавать в ракетный двигатель — он мгновенно забьется и взорвется.
Для уменьшения коррозионной активности азотной кислоты в нее стали добавлять различные вещества, пытаясь, зачастую методом проб и ошибок, найти комбинацию, которая бы, с одной стороны, не испортила окислитель, с другой — сделала его более удобным в использовании. Но удачная добавка была найдена только в конце 1950-х американскими химиками — оказалось, что всего 0,5% плавиковой (фтористоводородной) кислоты уменьшают скорость коррозии нержавеющей стали в десять раз! Советские химики задержались с этим открытием лет на десять-пятнадцать.
Секретные присадки
Тем не менее первый в СССР ракетный самолет-перехватчик БИ-1 использовал именно азотную кислоту и керосин. Баки и трубы пришлось делать из монель-металла — сплава никеля и меди. Этот сплав получался «естественным» образом из некоторых полиметаллических руд, поэтому был популярным конструкционным материалом второй трети ХХ века. О его внешнем виде можно судить по металлическим рублям — они сделаны из почти «ракетного» сплава. Во время войны не хватало, однако, не только меди с никелем, но и нержавеющей стали. Приходилось использовать обычную, покрытую для защиты хромом. Но тонкий слой быстро проедался кислотой, поэтому после каждого запуска двигателя остатки топливной смеси приходилось скребками удалять из камеры сгорания — техники поневоле вдыхали ядовитые испарения. Один из пионеров ракетной техники Борис Черток однажды едва не погиб при взрыве двигателя для БИ-1 на стенде, этот эпизод он описал в своей замечательной книге «Ракеты и люди».
Помимо добавок, снижающих агрессивность азотной кислоты, в нее пытались добавлять разные вещества, чтобы повысить ее эффективность как окислителя. Наиболее результативным веществом была двуокись азота, еще одно «странное» соединение. Обычно — газ бурого цвета, с резким неприятным запахом, но стоит его слегка охладить, он сжижается и две молекулы двуокиси склеиваются в одну. Поэтому соединение часто называют четырехокисью азота, или азотным тетраоксидом — АТ. При атмосферном давлении АТ кипит при комнатной температуре (+21 градус), а при -11 градусах замерзает. Чем ближе к точке замерзания, тем бледнее цвет соединения, становящегося под конец бледно-желтым, а в твердом состоянии — почти бесцветным. Это оттого, что газ состоит в основном из молекул NO2, жидкость — из смеси NO2 и димеров N2O4, а в твердом веществе остаются одни только бесцветные димеры.
Добавка АТ в азотную кислоту увеличивает эффективность окислителя сразу по многим причинам — АТ содержит меньше «балласта», связывает попадающую в окислитель воду, что уменьшает коррозионную активность кислоты. Самое интересное, что с растворением АТ в АК плотность раствора сначала растет и достигает максимума при 14% растворенного АТ. Именно этот вариант состава и выбрали американские ракетчики для своих боевых ракет. Наши же стремились повысить характеристики двигателей любой ценой, поэтому в окислителях АК-20 и АК-27 было по 20% и 27% соответственно растворенного азотного тетраоксида. Первый окислитель использовался в зенитных ракетах, а второй — в баллистических. КБ Янгеля создало ракету средней дальности Р-12, которая использовала АК-27 и специальный сорт керосина ТМ-185.
Зажигалки
Параллельно поискам лучшего окислителя шли поиски оптимального горючего. Военных больше всего устраивал бы продукт перегонки нефти, но и другие вещества, если они производились в достаточных количествах и стоили недорого, тоже можно было использовать. Проблема была одна — ни бензин, ни керосин, ни дизельное топливо не воспламеняются сами при контакте с азотной кислотой, а для военных ракет самовоспламенение — одно из ключевых требований к топливу. Хотя наша первая межконтинентальная ракета Р-7 использовала пару «керосин — жидкий кислород», стало ясно, что пиротехническое зажигание неудобно для боевых ракет. При подготовке ракеты к пуску требовалось вручную вставить в каждое сопло (а их у Р-7 ни много ни мало 32−20 основных камер и 12 рулевых) деревянную крестовину с зажигательной шашкой, подключить все электропровода, которыми шашки воспламеняются, и проделать еще много разных подготовительных операций.
В Р-12 эти недостатки были учтены, и зажигание обеспечивалось пусковым горючим, которое самовоспламенялось при контакте с азотной кислотой. Его состав был найден еще немецкими ракетчиками во время Второй мировой войны, и называлось оно «Тонка-250». Наши ракетчики переименовали его в соответствии с ГОСТами в ТГ-02. Теперь ракета могла стоять заправленной несколько недель, и это был большой успех, так как ее можно было бы запустить в течение пары часов вместо трех суток для Р-7. Но три компонента — много для боевой ракеты, а для использования в качестве основного горючего ТГ-02 годился только для зенитных ракет; для баллистических ракет дальнего действия нужно было что-то более эффективное.
Гиперголики
Химики назвали пары веществ, самовоспламеняющихся при контакте, «гиперголическими», то есть, в приблизительном переводе с греческого, имеющими чрезмерное сродство друг с другом. Они знали, что лучше всего воспламеняются с азотной кислотой вещества, имеющие в составе, кроме углерода и водорода, азот. Но «лучше» — это насколько?
Задержка самовоспламенения — ключевое свойство для пар химических веществ, которые мы хотим сжечь в ракетном двигателе. Представьте — включили подачу, горючее и окислитель накапливаются в камере, а воспламенения нет! Зато, когда оно наконец происходит, мощный взрыв разносит камеру ЖРД на кусочки. Для определения задержки самовоспламенения разные исследователи строили самые разные по сложности стенды — от двух пипеток, синхронно выдавливающих по капельке окислителя и горючего, до маленьких ракетных двигателей без сопла — форсуночная головка и короткая цилиндрическая труба. Все равно взрывы раздавались очень часто, действуя на нервы, выбивая стекла и повреждая датчики.
Очень быстро был обнаружен «идеальный гиперголь» — гидразин, старый знакомый химиков. Это вещество, имеющее формулу N2H4, по физическим свойствам очень похоже на воду — плотность на несколько процентов больше, температура замерзания +1,5 градуса, кипения +113 градусов, вязкость и все прочее — как у воды, но вот запах…
Гидразин был получен впервые в чистом виде в конце XIX века, а в составе ракетного топлива впервые употреблен немцами в 1933 году, но в качестве сравнительно небольшой добавки для самовоспламенения. Как самостоятельное горючее гидразин был дорог, производство его недостаточно, но, главное, военных не устраивала его температура замерзания — выше, чем у воды! Нужен был «гидразиновый антифриз», и его поиски шли непрерывно. Уж очень гидразин хорош! Вернер фон Браун для запуска первого спутника США «Эксплорер» заменил спирт в ракете «Редстоун» на «гидин» (Hydyne), смесь 60% гидразина и 40% спирта. Такое горючее улучшило энергетику первой ступени, но для достижения необходимых характеристик пришлось удлинить баки.
Гидразин, как и аммиак NH3, состоит только из азота и водорода. Но если при образовании аммиака из элементов энергия выделяется, то при образовании гидразина энергия поглощается — именно поэтому прямой синтез гидразина невозможен. Зато поглощенная при образовании энергия выделится потом при сгорании гидразина в ЖРД и пойдет на повышение удельного импульса — главного показателя совершенства двигателя. Пара кислород-керосин позволяет получить удельную тягу для двигателей первой ступени в районе 300 секунд. Замена жидкого кислорода на азотную кислоту ухудшает эту величину до 220 секунд. Такое ухудшение требует увеличения стартовой массы почти в два раза. Если же заменить керосин гидразином, большую часть этого ухудшения можно «отыграть». Но военным было нужно, чтобы горючее не замерзало, и они требовали альтернативу.
Пути разошлись
И тут пути наших и американских химиков разошлись! В СССР химики придумали способ получения несимметричного диметилгидразина, а американцы предпочли более простой процесс, в котором получался монометилгидразин. Обе эти жидкости, несмотря на их чрезвычайную ядовитость, устраивали и конструкторов, и военных. К аккуратности при обращении с опасными веществами ракетчикам было не привыкать, но все же новые вещества были настолько токсичными, что обычный противогаз не справлялся с очисткой воздуха от их паров! Нужно было либо использовать изолирующий противогаз, либо специальный патрон, который окислял токсичные пары до безопасного состояния. Зато метилированные производные гидразина были менее взрывоопасными, меньше впитывали водяные пары, были термически более стойкими. Но вот температура кипения и плотность по сравнению с гидразином понизились.
Поэтому поиски продолжались. Американцы одно время очень широко использовали «Аэрозин-50» — смесь гидразина и НДМГ, что было следствием изобретения технологического процесса, в котором они получались одновременно. Позднее этот способ был вытеснен более совершенными, но «Аэрозин-50» успел распространиться, и на нем летали и баллистические ракеты «Титан-2», и корабль «Аполлон». Ракета «Сатурн-5» разгоняла его к Луне на жидком водороде и кислороде, но собственный двигатель «Аполлона», которому нужно было включаться несколько раз в течение недельного полета, должен был использовать самовоспламеняющееся долгохранимое топливо.
Тепличные условия
Но дальше с баллистическими ракетами произошла удивительная метаморфоза — они спрятались в шахты, для защиты от первого удара противника. При этом уже не требовалось морозостойкости, так как в шахте воздух подогревался зимой и охлаждался летом! Топливо можно было подбирать, не учитывая его морозоустойчивости. И сразу же двигателисты отказались от азотной кислоты, перейдя на чистый азотный тетраоксид. Тот самый, что кипит при комнатной температуре! Ведь давление в баке повышенное, а при повышенном давлении и температура кипения нас беспокоит гораздо меньше. Зато теперь коррозия баков и трубопроводов уменьшилась настолько, что стало возможным хранить ракету заправленной на протяжении всего срока боевого дежурства! Первой ракетой, которая могла стоять заправленной 10 лет подряд, стала УР-100 конструкции КБ Челомея. Почти одновременно с ней появилась гораздо более тяжелая Р-36 фирмы Янгеля. Нынешний ее потомок, последняя модификация Р-36М2, кроме баков, мало имеет общего с первоначальной ракетой.
По энергетическим характеристикам пары «кислород — керосин» и «четырехокись азота — НДМГ» очень близки. Но первая пара хороша для космических ракет-носителей, а вторая — для МБР шахтного базирования. Для работы с такими ядовитыми веществами была разработана специальная технология — ампулизация ракеты после заправки. Смысл ее понятен из названия: все магистрали перекрываются необратимо, чтобы избежать даже малейших утечек. Впервые она была применена на ракетах для подводных лодок, которые тоже использовали такое топливо.
Твердое топливо
Американские же ракетчики для боевых ракет предпочли твердое топливо. Оно имело несколько худшие характеристики, зато ракета требовала гораздо меньше подготовительных операций при запуске. Наши тоже пытались использовать твердотопливные ракеты, но последнюю ступень все равно приходилось делать жидкостной, для того чтобы скомпенсировать разброс работы твердотопливных двигателей, которые невозможно регулировать так, как жидкостные. А позднее, когда появились ракеты с несколькими боеголовками, на последнюю жидкостную ступень легла задача «разведения» их по целям. Так что пара «АТ-НДМГ» без работы не осталась. Не остается и сейчас: на этом топливе работают двигатели космического корабля «Союз», Международной космической станции и многих других аппаратов.
Топливо для жидкостно-реактивного двигателя
Важнейшие свойства и характеристики жидкостно-реактивного двигателя, да и сама конструкция его, прежде всего зависят от топлива, которое применяется в двигателе.
Основным требованием, которое предъявляется к топливу для ЖРД, является высокая теплотворная способность, т. е. большое количество тепла, выделяющееся при сгорании 1 кг топлива. Чем больше теплотворная способность, тем, при прочих равных условиях, больше скорость истечения и тяга двигателя. Более правильным является сравнение различных теплив не по их калорийности, а непосредственно по скорости истечения, которую они обеспечивают в равных условиях, или, что то же самое, по удельной тяге.
Помимо этого главного свойства топлив для ЖРД к ним обычно предъявляются и некоторые другие требования. Так например, большое значение имеет удельный вес топлива, так как запас топлива на самолете или ракете обычно ограничивается не его весом, а объемом топливных баков. Поэтому чем плотнее топливо, т. е. чем больше его удельный вес, тем больше по весу войдет топлива в те же топливные баки и, следовательно, будет больше продолжительность полета. Важно также, чтобы топливо не вызывало коррозии, т. е. разъедания ржавчиной, деталей двигателя, было просто и безопасно в хранении и перевозке, не было дефицитным по источникам сырья.
Наиболее часто в настоящее время в ЖРД применяются так называемые двухкомпонентные топлива, т. е. топлива раздельной подачи. Эти топлива состоят из двух жидкостей, хранящихся в отдельных баках; одна из этих жидкостей, обычно называемая горючим, чаще всего представляет собой вещество, принадлежащее к классу углеводородов, т. е. состоит из атомов углерода и водорода, а иногда содержит и атомы иных химических элементов - кислорода, азота и других. Горючим этот компонент (составную часть) топлива называют потому, что при его сгорании, т. е. соединении с кислородом, выделяется значительное количество тепла.
Другой компонент топлива, так называемый окислитель, содержит кислород, необходимый для сгорания, т. е. окисления горючего, почему этот компонент и получил название окислителя. Окислителем может служить чистый кислород в жидком состоянии, а также озон или какой-либо кислородоноситель, т. е. вещество, содержащее кислород в химически связанном виде: например, перекись водорода, азотная кислота и другие кислородные соединения. Как известно, в воздушно-реактивных двигателях, как и в обычных двигателях внутреннего сгорания, окислителем служит кислород атмосферы.
В случае двухкомпонентного топлива обе жидкости по отдельным трубопроводам подаются в камеру сгорания, где и происходит процесс горения, т. е. окисления горючего кислородом окислителя. При этом выделяется большое количество тепла, вследствие чего газообразные продукты сгорания приобретают высокую температуру.
Наряду с двухкомпонентными топливами существуют и так называемые однокомпонентные, или унитарные, топлива, т. е. топлива, представляющие собой одну жидкость. Однокомпонентным топливом может служить либо смесь двух веществ, реагирующих лишь в определенных условиях, которые создаются в камере, либо какое-нибудь химическое вещество, при некоторых условиях, обычно в присутствии соответствующего катализатора, разлагающееся с выделением тепла. Таким однокомпонентным топливом является, например, высоко-концентрированная (крепкая) перекись водорода.
Перекись водорода в качестве однокомпонентного топлива имеет лишь ограниченное применение. Это объясняется тем, что при реакции разложения перекиси водорода с образованием паров воды и газообразного кислорода выделяется лишь сравнительно небольшое количество тепла. Вследствие этого скорость истечения оказывается относительно невысокой, практически она не превышает 1200 м/сек . Так как температура реакции разложения невелика (около 500 °C), то такую реакцию обычно называют «холодной», в отличие от реакций со сгоранием, хотя бы с той же перекисью водорода в качестве окислителя, когда температура бывает в несколько раз больше («горячие» реакции). Мы потом познакомимся со случаями использования «холодной» реакции разложения перекиси водорода.
Практически все существующие жидкостно-реактивные двигатели работают на двухкомпонентном топливе. Однокомпонентные топлива не применяются, так как при значительной теплотворной способности, большей чем 800 кал/кг , они взрывоопасны. Состав топлива, т. е. выбор определенной пары «горючее-окислитель», может быть при этом самым различным, хотя в настоящее время предпочтение отдается нескольким определенным комбинациям, получившим наиболее широкое применение. Вместе с тем производятся энергичные поиски лучших топлив для ЖРД, и в этом отношении действительно имеются огромные возможности.
Применяемые в настоящее время двухкомпонентные топлива обычно делятся на самореагирующие, или самовоспламеняющиеся, и несамореагирующие, или топлива принудительного зажигания. Самовоспламеняющееся топливо, как показывает само название, состоит из таких компонентов «горючее - окислитель», которые при смешении их в камере сгорания двигателя самовоспламеняются. Реакция горения начинается сразу же после соприкосновения обоих компонентов и идет до полного израсходования одного из них. Несамовоспламеняющееся топливо требует специальных приспособлений для воспламенения смеси, т. е. для начала реакции горения. Эти запальные приспособления - впрыск каких-нибудь самовоспламеняющихся жидкостей, различные пиротехнические запалы, для сравнительно маломощных двигателей - электрическое зажигание и другие, - необходимы, однако, только при запуске двигателя, так как затем новые порции топлива, поступающего в камеру сгорания, воспламеняются от уже существующего в камере постоянного очага горения или, как говорят, факела пламени.
В настоящее время применяются как самовоспламеняющиеся, так и несамовоспламеняющиеся топлива и отдать предпочтение какому-либо одному из этих двух видов затруднительно, так как обоим типам топлива свойственны серьезные недостатки.
Несамовоспламеняющиеся топлива представляют большую опасность в эксплоатации, так как из-за неполадок в зажигании при запуске двигателя или возможных перебоев в горении при его работе, в камере сгорания даже за доли секунды накапливаются большие количества топлива. Это топливо, представляющее собой сильно взрывчатую смесь, затем воспламеняется, что чаще всего ведет к взрыву и катастрофе.
С другой стороны, известные самовоспламеняющиеся топлива обычно менее калорийны, чем несамовоспламеняющиеся. Кроме того, они должны применяться совместно с добавочными веществами, обеспечивающими энергичное начало и дальнейшее протекание реакции горения. Эти добавочные вещества, так называемые инициирующие вещества и катализаторы, добавляемые либо к окислителю, либо к горючему, усложняют эксплоатацию топлива, так как оно становится при этом неоднородным (приходится считаться с расслаиванием и другими свойствами неоднородных жидкостей). Пожалуй, наибольшим недостатком этих топлив является пожарная опасность при их эксплоатации. При малейшей течи компонентов топлива на самолете или ракете может возникнуть пожар, так как компоненты при смешении воспламеняются.
Мы упомянем лишь о наиболее распространенных топливах. В качестве окислителя в настоящее время наиболее часто применяются жидкий кислород и азотная кислота; применялась также перекись водорода. Каждый из этих окислителей имеет свои достоинства и недостатки. Жидкий кислород обладает тем преимуществом, что является 100 %-ным окислителем, т. е. не содержит в себе балластного вещества, не принимающего участия в горении (что имеет место для других двух окислителей), вследствие чего для сгорания того же количества горючего жидкого кислорода требуется по весу меньше, чем других окислителей. Одним из недостатков кислорода является то, что он при обычной температуре, как известно, находится в газообразном состоянии, вследствие чего для сжижения его приходится охлаждать до температуры минус 183 °C и хранить в специальных сосудах, типа дьюаровских, таких, например, какие применяются в термосах. Даже в таких сосудах кислород быстро испаряется, до 5 % в день. Перекись водорода, применявшаяся в качестве окислителя, имела очень высокую концентрацию, до 90 %; производство перекиси такой концентрации сложно и было освоено только в связи с ее применением в качестве окислителя для ЖРД. Концентрированная перекись весьма неустойчива, т. е. разлагается при хранении, которое поэтому становится серьезной задачей - для этой цели применялись различные стабилизирующие присадки. Азотная кислота неудобна тем, что в водных растворах вызывает коррозию многих металлов (обычно она хранится в алюминиевых баках).
В качестве горючих в настоящее время чаще всего применяются погоны нефти - керосин и бензин, а также спирт. Теоретически идеальным горючим является жидкий водород, в особенности с жидким кислородом в качестве окислителя, но его не применяют, так как такое топливо представляет большую опасность и его трудно хранить, а также потому, что жидкий водород имеет очень небольшой удельный вес (он почти в 15 раз легче воды), вследствие чего требует очень больших топливных баков.
В настоящее время наиболее часто применяют в качестве топлива для ЖРД либо керосин или бензин с азотной кислотой, либо спирт с жидким кислородом. Скорость истечения, которую обеспечивают эти топлива в современных двигателях, колеблется в пределах 2000–2500 м/сек , причем топлива с азотной кислотой дают значения, приближающиеся к нижнему из указанных пределов.
Сгорание жидкого водорода в жидком кислороде теоретически дало бы наибольшее значение скорости истечения, равное 3500 м/сек. Однако действительное значение скорости истечения при таком сгорании значительно меньше из-за различных потерь, в частности, из-за так называемой термической диссоциации, т. е. распада продуктов сгорания, который происходит при высокой температуре в камере сгорания и связан с затратой тепла.
В связи с большей калорийностью (теплотворной способностью) жидких топлив по сравнению с порохом скорость истечения газов в ЖРД получается большей, чем в пороховых двигателях, именно 2000–2500 м/сек вместо 1500–2000 м/сек . Для сравнения укажем, что при сгорании бензина в воздухе в современных воздушно-реактивных двигателях скорость истечения продуктов горения не превышает 700–800 м/сек .
Следует отметить, что применяющиеся в настоящее время топлива для ЖРД обладают серьезными недостатками, в первую очередь недостаточной калорийностью, и потому не могут считаться удовлетворительными. Подбор новых, улучшенных топлив - одна из важнейших задач совершенствования ЖРД. Однако более неотложной задачей является разработка таких конструкций ЖРД, которые позволили бы полностью использовать как лучшие из существующих, так и новые, более совершенные, топлива. Важнейшее требование, которое при этом предъявляется двигателю, это надежная работа при очень высоких температурах, развивающихся при сгорании высококалорийных топлив.
Из книги Правила технической эксплуатации тепловых энергоустановок в вопросах и ответах. Пособие для изучения и подготовки к проверке знаний автора Красник Валентин Викторович4. ТОПЛИВНОЕ ХОЗЯЙСТВО. ТВЕРДОЕ, ЖИДКОЕ И ГАЗООБРАЗНОЕ ТОПЛИВО 4.1. Общие положения Вопрос 122. Что обеспечивает учет всего топлива по количеству и качеству при его поступлении в организацию, расходовании на производство и хранении на складах и в резервуарах?Ответ. При
Из книги Определение и устранение неисправностей своими силами в автомобиле автора Золотницкий Владимир4.2. Хранение и подготовка топлива Твердое топливо Вопрос 125. Каким оборудованием оснащаются склады твердого топлива?Ответ. Оснащаются оборудованной для разгрузки топлива, укладки его в штабеля, погрузки, взвешивания, обеспечения условий хранения топлива (послойные
Из книги Ремонт японского автомобиля автора Корниенко СергейЖидкое топливо Вопрос 131. Какие параметры пара при сливе мазута необходимо обеспечить в паропроводах приемосливного устройства?Ответ. Необходимо обеспечить следующие параметры пара: давление 0,8–1,3 МПа (8-13 кгс/см2) с температурой не выше 250 °C.На мазутосливе (в цистернах,
Из книги Над картой Родины автора Михайлов Николай НиколаевичВыхлоп двигателя дымный. В картер двигателя поступает повышенный объем газов Диагностирование двигателя по цвету дыма из выхлопной трубы Сине-белый дым – неустойчивая работа двигателя. Рабочая фаска клапана подгорела. Оценить состояние газораспределительного
Из книги Что нас ждет, когда закончится нефть, изменится климат, и разразятся другие катастрофы автора Кунстлер Джеймс ГовардИз книги Правила технической эксплуатации тепловых энергоустановок автора Коллектив авторов
Как устроен и работает жидкостно-реактивный двигатель Жидкостно-реактивные двигатели применяются в настоящее время в качестве двигателей для тяжелых ракетных снарядов противовоздушной обороны, дальних и стратосферных ракет, ракетных самолетов, ракетных авиабомб,
Из книги Справочник по строительству и реконструкции линий электропередачи напряжением 0,4–750 кВ автора Узелков Борис Из книги автора Из книги автора Из книги автора4. ТОПЛИВНОЕ ХОЗЯЙСТВО. ТВЕРДОЕ, ЖИДКОЕ И ГАЗООБРАЗНОЕ ТОПЛИВО 4.1. Общие положения4.1.1. Эксплуатация оборудования топливного хозяйства должна обеспечивать своевременную, бесперебойную подготовку и подачу топлива в котельную. Должен обеспечиваться запас основного и
Из книги автора6.1.1. Топливо Бензин. Для обеспечения надежной работы карбюраторных двигателей на всех режимах бензины должны обладать: высокой детонационной стойкостью; оптимальным фракционным составом; малым содержанием смоло– и нагарообразующих соединений и
Ракетное топливоНЕМНОГО ТЕОРИИ Из школьного курса физики (закон сохранения количества движения) известно, что если от покоящегося тела массой М отделится масса m со скоростью V то оставшаяся часть тела массой М-m будет двигаться со скоростью m/(M-m) x V в противоположном направлении. Значит, чем больше отбрасываемая масса и ее скорость,тем большую ско- рость приобретет оставшаяся часть массы т.е. тем больше будет сила приводящая ее в движение. Для работы ракетного двигателя (РД), как и любого реактивного, необходим источник энергии (топливо), рабочее тело (РТ) которое обеспечивает аккумулирование энергии источника ее перенос и преобразование) ,устройство в котором энергия пере- дается РТ и устройство в котором внутренняя энергия РТ преобразуется в кинетичес- кую энергию струи газов и передается ракете в виде силы тяги. Известны химические и нехимические топлива: у первых (жидкостные ракетные дви- гатели - ЖРД и ракетные двигатели твердого топлива - РДТТ) необходимая для работы двигателя энергия выделяется в результате химических реакций, а образующиеся при этом газообразные продукты служат рабочим телом, у вторых для нагрева рабочего тела используются другие источники энергии (например ядерная энергия). Эффективность РД, как и эффективность топлива измеряется его удельным импуль- сом. Удельный импульс тяги (удельная тяга), определяемый как отношение силы тяги к секундному массовому расходу рабочего тела. Для ЖРД и РДТТ расход рабочего тела совпадает с расходом топлива и удельный импульс является величиной обратной удель- ному расходу топлива. Удельный импульс характеризует эффективность РД - чем он больше тем меньше топлива (в общем случае - рабочего тела) расходуется на создание единицы тяги. В системе СИ удельный импульс измеряется в м/сек и практически сов- падает по величине со скоростью реактивной струи. В технической системе единиц (другое ее наименование МКГСС что значит: Метр - КилоГрамм Силы - Секунда), широко применявшейся в СССР, килограмм массы был производной единицей и определялся как масса которой сила в 1 кгс сообщает ускорение 1 м/сек за сек. Она называлась «техническая единица массы» и составляла 9,81 кг. Такая единица была неудобной, поэтому вместо массы использовали вес, вместо плотности - удельный вес и т.д. В ракетной технике при расчете удельного импульса также использовали не массовый а весовой расход топлива. В результате уделный импульс (в системе МКГСС) измерялся в секундах (по величине он в 9,81 раз меньше удельного «массового» импульса). Величина удельного импульса РД обратно пропорциональна квадратному корню мо- лекулярной массы рабочего тела и прямо пропорциональна квадратному корню из зна- чения температуры рабочего тела перед соплом. Температура рабочего тела определя- ется теплотворной способностью топлива. Максимальное ее значение для пары берил- лий+кислород составляет 7200 ккап/кг. что ограничивает величину максимального удельного импульса ЖРД величиной не более 500 сек. Величина удельного импульса зависит от термического коэффициента полезного действия РД - отношения кинетичес- кой энергии, сообщенной в двигателе рабочему телу, ко всей теплотворной способ- ности топлива. Преобразование теплотворной способности топлива в кинетическую энергию истекающей струи в двигателе происходит с потерями поскольку часть тепла уносится с истекающим рабочим телом, часть из-за неполного сгорания топлива не выделяется вовсе. Наиболее высокий удельный импульс имеют электрореактианые дви- гатели. У плазменного ЭРД он доходит до 29000 сек. Максимальный импульс серийных российских двигателей РД-107 составляет 314 сек, Характеристики РД на 90% определяются применяемым топливом. Ракетное топливо - вещество (одно или несколько), представляющих собой источник энергии и РТ для РД. Оно должно удовлетворять следующим основным требованиям: иметь высокий уд.импульс, высокую плотность, требуемое агрегатное состояние компонентов в условиях эксплуа- тации, должно быть стабильным, безопасным в обращении, нетоксичным, совместимым с конструкционными материалами, иметь сырьевые ресурсы и др. Большинство существу- ющих РД работает на химическом топливе. Основная энергетическая характеристика (уд. импульс) определяется количеством выделившейся теплоты (теплотворностью топлива) и химическим составом продуктов реакции, от которого зависит полнота преобразования тепловой энергии в кинетическую энергию потока (чем ниже молекулярная масса, тем выше уд.импульс). По числу раздельно хранимых компонентов химические ракетные топ- лива делятся на одно-(унитарные), двух-, трёх- и многокомпонентные, по агрегатному состоянию компонентов - на жидкие, твёрдые, гибридные, псевдожидкие, желеобразные. Однокомпонентные топлива - соединения типа гидразина N 2 H 4 , перекиси водорода Н 2 О 2 в камере РД распадаются с выделением большого количества теплоты и газообразных продуктов, обладают невысокими энергетическими свойствамивами. Например 100%-я перекись водорода имеет уд.импульс 145с. и применяется как вспомогательные топлива для систем управления и ориентации, приводов турбонасосов РД. Гелеобразные топлива - обычно загущенное солями высокомолекулярных органических кислот или специальными добавками горючее (реже окислитель). Повышение уд.импульса ракетных топлив дости- гается добавлением порошков металлов (Al и др.). Например "Сатурн-5" сжигает за время полета 36т. алюминиевого порошка. Наибольшее применение получили 2-х компо- нентные жидкие и твёрдые топлива. ЖИДКОЕ ТОПЛИВО Двухкомпонентное жидкое топливо состоит из окислителя и горючего. К жидким топливам предъявляются следующие специфические требования: возможно более широкий температурный интервал жидкого состояния, пригодность, по крайней мере, одного из компонентов для охлаждения жидкостного РД (термическая стабильность, высокие тем- пература кипения и теплоёмкость), возможность получения из основных компонентов генераторного газа высокой работоспособности, минимальная вязкость компонентов и малая зависимость её от температуры. Для улучшения характеристик в состав топлива вводятся различные присадки (металлы, например Be и Al для повышения уд.импульса, ингибиторы коррозии, стабилизаторы, активаторы воспламенения, вещества понижающие температуру замерзания). В качестве горючего используются керосин (лигроино-кероси- новые и керосино-газойлевые нефтяные фракции с диапазоном кипения 150-315°С), жид- кий водород, жидкий метан (CH 4), спирты (этиловый, фурфуриловый); гидразин (N 2 H 4), и его производные (диметилгидразин), жидкий аммиак (NH 3), анилин, метил-, диметил- и триметиламины и т.д. В качестве окислителя применяют: жидкий кислород, концентри- рованную азотную кислоту (HNO 3), азотный тетраксид (N 2 O 4), тетранитроме- тан; жидкие фтор, хлор и их соединения с кислородом и др. При подаче в камеру сго- рания компоненты топлива могут самовоспламеняться (конц.азотная кислота с анилином, азотный тетроксид с гидразином и др.)или нет. Применение самовоспламеняющихся топ- лив упрощает конструкцию РД и позволяет наиболее просто осуществлять многоразовые запуски. Максимальный уд.импульс имеют пары водород-фтор(412с), водород-кислород (391с). С точки зрения химии идеальный окислитель – жидкий кислород. Он использо- вался в первых балистических ракетх ФАУ,ее американских и советских копиях. Но его температура кипения (-183 0 С) не устраивала военных. Требуемый диапазон рабочих температур от –55 0 С до +55 0 С. Азотная кислота –другой очевидный окислитель для ЖРД больше устраивала военных. Она имеет высокую плотность,невысокую стоимость, производится в больших количествах, достаточно стабильна, в том числе при высоких температурах, пожаро- и взрывобезопасна. Главное ее преимущество перед жидким кис- лородом в высокой температуре кипения, а следовательно в возможности неограниченно долго храниться без всякой теплоизоляции. Но азотная кислота настолько агрессивное вещество, что непрерывно реагирует само с собой – атомы водорода отщепляются от одной молекулы кислоты и присоединяются к соседним, образуя непрочные, но чрезвы- чайно химически активные агрегаты. Даже самые стойкие сорта нержавеющей стали мед- ленно разрушаются концентрированной азотной кислотой (в результате на дне бака образовывался густой зеленоватый «кисель», смесь солей металлов). Для уменьшения коррозионной активности в азотную кислоту стали добавлять различные вещества,всего 0,5% плавиковой (фтористоводородной) кислоты уменьшают скорость коррозии нержаве- ющей стали в десять раз. Для повышения уд.импульса в кислоту добавляют двуокись азота (NO 2). Это газ бурого цвета, с резким запахом. При охлаждении ниже 21 0 С он сжижается при этом образуется четырехокись азота (N 2 O 4), или азотный тетраксид (АТ). При атмосферном давлении АТ кипит при температуре +21 0 С, а при –11 0 С замер- зает. Газ состоит в основном из молекул NO 2 , жидкость из смеси NO 2 и N 2 O 4 , а в твердом веществе остаются одни только молекулы тетроксида. Кроме всего прочего добавка АТ в кислоту связывает попадающую в окислитель воду, что уменьшает корро- зионную активность кислоты, увеличивается плотность раствора, достигая максимума при 14% растворенного АТ. Эту концентрацию использовали американцы для своих бое- вых ракет. Наши для получения максимального уд. импульса использовали 27% раствор АТ. Такой окислитель получил обозначение АК-27. Параллельно поискам лучшего окислителя шли поиски оптимального горючего. Пер- вым широко использовавшимся горючим был спирт(этиловый), применявшийся на первых советских ракетах Р-1, Р-2, Р-5 ("наследство" ФАУ-2). Кроме низких энергетических показателей военных очевидно не устраивала низкая стойкость личного состава к «от- равлению» таким горючим. Военных больше всего устраивал продукт перегонки нефти,но проблема была в том, что такое топливо не самовоспламеняется при контакте с азот- ной кислотой. Этот недостаток обошли применением пускового горючего. Его состав был найден еще немецкими ракетчиками во время Второй мировой войны, и называлось оно «Тонка-250» (в СССР оно именовалось ТГ-02). Лучше всего воспламеняются с азот- ной кислотой вещества,имеющие в составе, кроме углерода и водорода еще азот. Таким веществом, обладающим высокими энргетическими характеристиками, был гидразин (N 2 H 4). По физическим свойствам он очень похож на воду (плотность на несколько процентов больше, температура замерзания +1,5 0 С, кипения +113 0 С, вязкость и все прочее – как у воды). Но военных не устраивала высокая температура замерзания (выше,чем у воды). В СССР был разработан способ получения несимметричного диметилгидразина (НДМГ), а американцы использовали более простой процесс получения монометилгидразин. Обе эти жидкости, были чрезвычайно ядовиты зато менее взрывоопасны, меньше впитывали водя- ные пары, были термически более стойкими чем гидразин. Но вот температура кипения и плотность по сравнению с гидразином понизились. Несмотря на некоторые недостатки новое топливо вполне устраивало и конструкторов, и военных. НДМГ имеет и другое, «несекретное» название - «гептил». «Аэрозин-50» использовавшийся американцами на своих жидкостных ракетах представляет собой смесь гидразина и НДМГ, что было след- ствием изобретения технологического процесса,в котором они получались одновременно. После того как баллистические ракеты стали размещаться в шахтах, в герметичном контейнере с системой термостатирования требования к диапазону рабочих температур ракетного топлива были снижены. В результате от азотной кислоты отказались,перейдя на чистый АТ так же получивший несекретное наименование – «амил». Давление наддува в баках повышало температуру кипения до приемлемой величины. Коррозия баков и тру- бопроводов с при использовании АТ уменьшилась настолько, что стало возможным хра- нить ракету заправленной на протяжении всего срока боевого дежурства. Первыми раке- тами использующими в качестве окислителя АТ стали УР-100 и тяжелая Р-36. Они могли стоять заправленными до 10 лет подряд. Основные характеристики двухкомпонентных жидких топлив при оптимальном соотношении компонентов (давление в камере сгорания, 100 кгс/см2, на срезе сопла 1 кгс/см2) Окислитель Горючее Теплотвор- Плотность Температура Уд.импульс ность топлива*, г /см 2 * в камере в пустоте, ккал/кг сгорания, К сек Азотная Керосин 1460 1,36 2980 313 к-та (98%) ТГ-02 1490 1,32 3000 310 Анилин(80%)+ фурфуриловый 1420 1.39 3050 313 спирт (20%) Кислород Спирт(94%) 2020 0,39 3300 255 (Жидкий) Водород ж. 0,32 3250 391 Керосин 2200 1,04 3755 335 НДМГ 2200 1,02 3670 344 Гидразин 1,07 3446 346 Аммиак ж. 0,84 3070 323 АТ Керосин 1550 1,27 3516 309 НДМГ 1,195 3469 318 Гидразин 1,23 3287 322 Фтор Водород ж. 0,62 4707 412 (жидкий) Гидразин 2230 1,31 4775 370 * отношение суммарной массы окислителя и горючего к их объёму. ТВЕРДОЕ ТОПЛИВО Твердое топливо подразделяется на баллиститное прессованные - нитроглицерино- вые пороха) представляющее собой гомогенную смесь компонентов (в современных мощных РД не применяется) и смесевое представляющее собой гетерогенные смеси окис- лителя, горючего-связующего (способствующего образованию монолитного топливного блока) и различных добавок (пластификатора, порошки металлов и их гидридов, отвер- дителя и т.д.). Твердотопливные заряды изготавливаются в виде канальных шашек, горящих по внешней либо внутренней поверхности. Основные специфические требования, предъявляемые к твёрдым топливам: равномерность распределения компонентов и, след- овательно, постоянство физико-химических и энергетических свойств в блоке, устой- чивость и закономерность горения в камере РД, а также комплекс физико-механических свойств, обеспечивающих работоспособность двигателя в условиях перегрузок, пере- менной температуры, вибраций. По уд.импульсу (около 200с.) твёрдое топливо усту- пает жидкому, т.к. из-за химической несовместимости не всегда удаётся использовать в составе твёрдого топлива энергетически эффективные компоненты. Недостатком твер- дого топлива является подверженость "старению" (необратимому изменению свойств вследствие происходящих в полимерах химических и физических процессов). Американские ракетчики быстро отказались от жидкого топлива и для боевых ракет предпочли твердое смесевое,работы по созданию которого в США проводились еще с середины 40-х годов, что позволило уже в 1962г. принять на вооружение первую твердотопливную МБР «Минитмен-1». В нашей стране широкомасштабные исследования начались со значительным опозданием. Постановлением от 20 ноября 1959г. предусмат- ривалось создание трёхступенчатой ракеты РТ-1 с твердотопливными ракетными двига- телями (РДТТ) и дальностью 2500км. Поскольку к тому моменту практически отсутство- вали научная, технологическая и производственная базы по смесевым зарядам альтерна- тивы использованию баллиститных твердых топлив не было. Максимально допустимый по технологии диаметр пороховых шашек изготавливаемых методом проходного прессования не превышал 800мм. Поэтому двигатели каждой ступени имели пакетную компоновку из 4 и 2 блоков у первой и второй ступеней соответственно. Вкладной пороховой заряд горел по внутреннему цилиндрическому каналу, торцам и поверхности 4-х продольных щелей, расположенных в передней части заряда. Такая форма поверхности горения обес- печивала необходимую диаграмму давления в двигателе. Ракета имела неудовлетвори- тельные характеристики так, при стартовой массе 29.5т. "Минитмен-1" имел предель- ную дальность 9300км, а у РТ-1 эти характеристики составляли, соответственно 34т. и 2400км. Основной причиной отставания ракеты РТ-1 являлось использование баллист- ного пороха. Для создания МБР на твердом топливе, по своим характеристикам прибли- жающейся к "Минитмен-1", было необходимо использование смесевых топлив, обеспечи- вающих более высокие энергетические и лучшие массовые характеристики двигателей и ракеты в целом. В апреле 1961г. вышло Постановление Правительства о разработке МБР на твердом топливе - РТ-2, было проведено установочное совещание и подготовлена программа "Нейлон-С" по разработке смесевых топлив с уд.импульсом 235с. Эти топ- лива должны были обеспечить возможность изготовления зарядов массой до 40т. мето- дом литья в корпус двигателя. В конце 1968г. ракета была принята на вооружение, но требовала дальнейшего совершенствования. Так, смесевое топливо формовалось в отдельных прессформах, затем заряд вкладывался в корпус, а зазор между зарядом и корпусом заливался связующим веществом. Это создавало определенные трудности при изготовлении двигателя. Ракета РТ-2П, имела твёрдое топливо ПАЛ-17/7 на основе бутил-каучука, обладающего высокой пластичностью, не имеющего заметного старения и растрескивания в процессе хранения, при этом топливо заливалось прямо в корпус дви- гателя, затем производилась его полимеризация и формование необходимых поверхнос- тей горения заряда. По своим летно-техническим характеристикам РТ-2П приближалась к ракете "Минитмен-3". Первыми нашли широкое применение в РДТТ смесевые топлива на основе перхлората калия и полисульфида. Значительное увеличение уд. импульса РДТТ произошло после того, как вместо перхлората калия стал применяться перхлорат аммония, а вместо полисульфидных - полиурстаноеые, а затем полибутадиеновые и другие каучуки, и в состав топлива было введено дополнительное горючее - порошкообразный алюминий. Почти все современные РДТТ содержат заряды, изготовленные из перхлората аммония, алюминия и полимеров бутадиена (СН 2 =СН-СН=СН 2). Готовый заряд имеет вид твердой резины или пластика. Его подвергают тщательному контролю на сплошность и однород- ность массы, прочное сцепление топлива с корпусом и т.д. Трещины и поры в заряде, как и отслоения от корпуса, недопустимы так как могут привести к нерасчетному уве- личению тяги РДТТ (вследствие увеличения горящей поверхности), прогарам корпуса и даже взрывам. Характерный состав смесевого топлива, используемого в современных мощных РДТТ: окислителя (как правило перхлорат аммония NH 4 C1O 4) 60-70%, горючего- связующего (бутилкаучук, нитрильные каучуки, полибутадиены) 10-15%, пластификатора 5-10%, металла (порошки Al,Be,Mg и их гидриды) 10-20%, отвердителя 0,5-2,0% и ката- лизатора горения 0,1-1,0%.(окись железа) В современных космических РДТТ сравнительно редко применяется и модифицирован- ное двухосновное, или смесевое двухосновное топливо. По составу оно является проме- жуточным между обычным баллистным двухосновным (двухосновные пороха – бездымные пороха в которых два основных компонента: нитроцеллюлоза - чаще всего в виде пирок- силина, и нелетучий растворитель – чаще всего нитроглицерин) топливом и смесевым. Двухосновное смесевое топливо содержит обычно кристаллический перхлорат аммония (окислитель) и порошкообразный алюминий (горючее), связанные при помощи нитроцел- люлозно-нитроглицерииовой смеси. Вот типичный состав модифицированного двухоснов- ного топлива: перхлорат аммония -20,4%, алюминий - 21,1%, нитроцеллюлоза - 21,9%, нитроглицерин - 29,0%, триацетин (растворитель) - 5,1%, стабилизаторы - 2,5%. При той же плотности, что и смесевое полибутадиеновоё топливо, модифицированное двух- основное характеризуется несколько большим удельным импульсом. Недостатками же его являются более высокая температура горения, большая стоимость, повышенная взры- воопасность (склонность к детонации). С целью увеличения удельного импульса как в смесевые, так и в модифицированные двухосновные топлива могут вводиться сильно взрывчатые кристаллические окислители например гексоген. ГИБРИДНОЕ ТОПЛИВО В гибридном топливе компоненты находятся в различных агрегатных состояниях. Горючим могут служить: отвержденные нефтепродукты, N 2 H 4 , полимеры и их смеси с порошками - Al, Be, BeH 2 , LiH 2 , окислителями - HNO 3 , N 2 O 4 , H 2 O 2 ,FC1O 3 , C1F 3 , О 2 ,F 2 , OF 2 . По удельному импульсу эти топлива занимают промежуточное положение между жид- кими и твёрдыми. Максимальный уд.импульс имеют топлива: BeH 2 -F 2 (395с), ВеН 2 -Н 2 О 2 (375с), ВеН 2 -О 2 (371с). В основе гибридного топлива, разработанного Стэнфордским университом и NASA, лежит парафин. Он нетоксичен и является экологи- чески чистым (при сгорании образует только углекислый газ и воду) его тяга регули- руется в широких пределах, возможен и повторный запуск. Двигатель имеет довольно простое устройство, сквозь парафиновую трубу, расположенную в камере сгорания, прокачивается окислитель (газообразный кислород), при зажигании и дальнейшем разо- греве поверхностный слой топлива испаряется, поддерживая горение. Разработчикам удалось добиться высокой скорости горения и таким образом решить основную проблему, тормозившую ранее использование подобных двигателей в космических ракетах. Хорошие перспективы может иметь применение металлического горючего. Одним из наиболее под- ходящих для этой цели металлов является литий. При сгорании 1 кг. этого металла выделяется в 4,5 раза больше энергии чем при окислении керосин жидким кислородом. Большей теплотворностью может похвастать лишь бериллий. В США опубликованы патенты на твердое ракетное топливо, содержащее 51-68% металлического лития.
