Начнем с самого главного – с Km0. Это соотношение очень важно для ракетного двигателя, т.к. топливо в нем может гореть по-разному. Все таки – это не обычное горение дров в камине, где в качестве окислителя выступает кислород воздуха. Горение топлива в камере ракетного двигателя – это, в первую очередь, химическая реакция окисления с выделением тепла. А протекание химических реакций существенно зависит от того, сколько веществ (их соотношение) вступает в реакцию. Как засыпаться на защите курсового проекта, экзамена или сдаче зачёта. Значение Km0 зависит от валентности, которую могут проявлять химические элементы в теоретической форме уравнения химической реакции. Пример для ЖРТ: АТ+НДМГ .

Классификация химических топлив для ракетных двигателей

Глоссарий

• ЖРД(РД)-жидкостный ракетный двигатель.
• ХРТ-химическое ракетное топливо.
• ЖРТ-жидкие ракетные топлива.
• ТНА-турбонасосный агрегат.
• КС- камера сгорания.
• КМ-конструкционные материалы.
• О-окислитель.
• Г-горючее.
• Ракетное топливо (ТК, что бы не путать с РТ, см.ниже)-вещество, подвергающееся химическим, ядерным или термоэлектрическим реакциям в ракетном двигателе, для создания его тяги.
• Рабочее тело (РТ)-вещество, с которым происходят различные физико-химические преобразования внутри РД, составляющие его рабочий процесс.
• Стехиометрическое соотношение компонентов топлива (Km0)()-отношение массы окислителя к массе горючего при стехиометрических реакциях.
• Состав топлива-горючая и негорючая части (в общем случае).
  Виды топлив (в общем случае).

Важный параметр-коэффициент избытка окислителя (обозн. греческой “α” с индексом «ок.») и массовое соотношение компонентов Kм.

Kм=(dmок./dt)/(dmг../dt),

т.е. отношение массового расхода окислителя к массовому расходу горючего. Он специфичен для каждого топлива. В идеальном случае представляет собой стехиометрическое соотношение окислителя и горючего, т.е. показывает сколько кг окислителя нужно для окисления 1 кг горючего. Однако реальные значения отличаются от идеальных. Соотношение реального Kм к идеальному и есть коэффициент избытка окислителя.

Как правило αок.<=1. И вот почему. Зависимости Tk(αок.) и Iуд.(αок.) нелинейны и для многих топлив последняя имеет максимум при αок. не при стехиометрическом соотношении компонентов, т.е макс. значения Iуд. получаются при некотором снижении количества окислителя по отношению к стехиометрическому.

Требования к ЖРТ:

1. Требования с точки зрения термогазодинамики.
2. Конструкторские.
3. Эксплуатационные.

Эти требования классический пример «Лебедь рак и щука» , которые тянут в разные стороны:

• С точки зрения термогазодинамики ЖРД, для получения макс. Iуд необходимо, что бы: молекулярная масса продуктов сгорания была минимальной, максимальным было удельное теплосодержание.
• С точки зрения конструктора топливо должно: иметь максимальную плотность, особенно на первых ступенях. Это требование очевидно не согласуется со стремлением к минимальной молекулярной массе.

С точки зрения эксплуатации:

• топливо должно быть химически стабильным;
• желательно, что бы хранение и заправка топлива не вызывали особых проблем;

• минимальная взрывоопасность топлива;

• минимальная токсичность как самого топлива, так и продуктов сгорания;
• минимальная стоимость и освоенная технология производства.

Сюда также добавляются дополнительные требования, из-за которых следует искать КОНСЕНСУСЫ и КОМПРОМИСЫ:

• хотя бы один компонент должен иметь хорошие свойства как охладителя. Это необходимо из-за того, что надо же чем то охлаждать КС.

• желательно, что бы один из компонентов топлива был хорошим рабочим телом для турбины ТНА;

• большое значение имеет давление насыщенных паров (это грубо говоря давление при котором жидкость начинает кипеть при данной температуре). Этот параметр сильно влияет на разработку насосов и вес баков.

• минимальная агрессивность к КМ ЖРД. В противном случае приходится принимать специальные меры для защиты конструкции от топлива.

Все домашние (гаражные) манипуляции с такими химическими компонентами чрезвычайно опасны и к местам их разлива без ОЗК и противогаза-ЛУЧШЕ не подходить:


Звонить в МЧС. Всё профессионально подберут.

«... И нет ничего нового под солнцем»

(Экклизиаст 1:9).
О топливах, ракетах, ракетных двигателях писалось, пишут и будут писать.

Одной из первых работ по топливам ЖРД можно считать книгу В.П. Глушко "Жидкое топливо для реактивных двигателей", изданную в 1936 г.

Для меня тема показалась интересной, связанной с моей бывшей специальностью и учёбой в ВУЗе, тем паче "приволок" её мой младший отпрыск: "Шеф давай замесим, что нить такое и запустим, а если лень, то мы сами "сообразим". Видимо, не дают покоя.

Так хочется правильно взорвать свой ракетный двигатель.

"Соображать" будем вместе, под строгим родительским контролем. Руки ноги должны быть целыми, чужие тем более.

Важный параметр - коэффициент избытка окислителя (обозн. греческой "α" с индексом "ок.") и массовое соотношение компонентов Kм.

Kм=(dmок./dt)/(dmг../dt), т.е. отношение массового расхода окислителя к массовому расходу горючего. Он специфичен для каждого топлива. В идеальном случае представляет собой стехиометрическое соотношение окислителя и горючего, т.е. показывает сколько кг окислителя нужно для окисления 1 кг горючего. Однако реальные значения отличаются от идеальных. Соотношение реального Kм к идеальному и есть коэффициент избытка окислителя.

Как правило, αок.<=1. И вот почему. Зависимости Tk(αок.) и Iуд.(αок.) нелинейны и для многих топлив последняя имеет максимум при αок. не при стехиометрическом соотношении компонентов, т.е макс. значения Iуд. получаются при некотором снижении количества окислителя по отношению к стехиометрическому. Ещё немного терпения, т.к. не могу обойти понятие: . Это пригодится и в статье, и в повседневной жизни.

Кратко энтальпия – это энергия. Для статьи важны две её "ипостаси":
Термодинамическая энтальпия - количество энергии, затраченной на образование вещества из исходных химических элементов. Для веществ, состоящих из одинаковых молекул (H 2 , O 2 и пр.), она равна нулю.
Энтальпия сгорания - имеет смысл только при условии протекания химической реакции. В справочниках можно найти экспериментально полученные при нормальных условиях значения этой величины. Чаще всего для горючих это полное окисление в среде кислорода, для окислителей – окисление водорода заданным окислителем. Причем значения могут быть как положительными, так и отрицательными в зависимости от вида реакции.

"Сумму термодинамической энтальпии и энтальпии сгорания называют полной энтальпией вещества. Собственно, этой величиной и оперируют при тепловом расчёте камер ЖРД."

Требования к ЖРТ:
-как к источнику энергии;
-как к веществу, которое приходится (на данном уровне развития технологий) использовать для охлаждения РД и ТНА, иногда к наддуву баков с РТ, предоставлять ему объём (баки РН) и т.д.;
-как к веществу вне ЖРД, т.е. при хранении, транспортировке, заправке, испытаниях, экологической безопасности и т.д.

Такая градация относительна условна, но в принципе отражает суть. Назову эти требования так: №1, №2, №3. Кто-то может дополнить список в комментариях.
Эти требования классический пример , которые "тянут" создателей РД в разные стороны:

# С точки зрения источника энергии ЖРД (№1)

Т.е. необходимо получить макс. Iуд. Не буду дальше забивать головы всем, в общем случае:

При прочих важных параметрах для №1 нас интересует R и Т (со всеми индексами).
Нужно, чтобы: молекулярная масса продуктов сгорания была минимальной, максимальным было удельное теплосодержание.

# С точки зрения конструктора РН (№2):

ТК должны иметь максимальную плотность, особенно на первых ступенях ракет, т.к. они самые объёмные и имеют мощнейшие РД, с большим секундным расходом. Очевидно, что это не согласуется с требованием под №1.

# С эксплуатационных задач важны (№3):

Химическая стабильность ТК;
-простота заправки, хранения, перевозки и изготовления;
-экологическая безопасность (во всём "поле" применения), а именно токсичность, себестоимость производства и транспортировки и т.д. и безопасность при работе РД (взрывоопасность).

Подробнее смотри "Сага о ракетных топливах-обратная сторона медали".

Надеюсь, ещё никто не уснул? У меня ощущение, что разговариваю сам с собой. Скоро будет про спирт, не отключайтесь!

Конечно, это лишь вершина айсберга. Ещё влезают сюда дополнительные требования, из-за которых следует искать КОНСЕНСУСЫ и КОМПРОМИСЫ. Один из компонентов обязательно должен иметь удовлетворительные (лучше отличные) свойства охладителя, т.к. на данном уровне технологий приходится охлаждать КС и сопло, а также защитить критическое сечение РД:

На фотографии сопло ЖРД XLR-99: отчётливо видна характерная особенность конструкции американских ЖРД 50-60 годов – трубчатая камера:

Также требуется (как правило) один из компонентов использовать как рабочее тело для турбины ТНА:

Для топливных компонентов "большое значение имеет давление насыщенных паров (это грубо говоря давление, при котором жидкость начинает кипеть при данной температуре). Этот параметр сильно влияет на разработку насосов и вес баков."/ С.С. Факас/

Важный фактор-агрессивность ТК к материалам (КМ) ЖРД и баков для их хранения.
Если ТК очень "вредные" (как некоторые люди), тогда инженерам приходится тратиться на ряд специальных мер по защите своих конструкций от топлива.

Классификация ЖРТ - чаще всего по давлению насыщенных паров или , а проще говоря - температуре кипения при нормальном давлении.

Высококипящие компоненты ЖРТ.

Такие ЖРД можно классифицировать как многотопливные.
ЖРД на трехкомпонентном топливе (фтор+водород+литий) разрабатывался в .

Двухкомпонентные топлива состоят из окислителя и горючего.
ЖРД Bristol Siddeley BSSt.1 Stentor: двухкомпонентный ЖРД (H2O2+керосин)

Окислители

Кислород

Химическая формула-О 2 (дикислород, американское обозначение Oxygen-OX).
В ЖРД применяется жидкий, а не газообразный кислород-Liquid oxygen (LOX-кратко и всё понятно).
Молекулярная масса (для молекулы)-32г/моль. Для любителей точности: атомная масса (молярная масса)=15,99903;
Плотность=1,141 г/см³
Температура кипения=90,188K (−182,96°C)

С точки зрения химии, идеальный окислитель. Он использовался в первых баллистических ракетах ФАУ, ее американских и советских копиях. Но его температура кипения не устраивала военных. Требуемый диапазон рабочих температур от –55°C до +55°C (большое время подготовки к старту, малое время нахождения на боевом дежурстве).

Очень низкая коррозионная активность. Производство давно освоено, стоимость небольшая: менее $0,1 (по-моему, дешевле литра молока в разы).
Недостатки:

Криогенный - необходимо захолаживание и постоянная дозаправка для компенсации потерь перед стартом. Еще и может нагадить другим ТК (керосину):

На фото: створки защитных устройств заправочного автостыка керосина (ЗУ-2), за 2 минуты до окончания циклограммы при выполнении операции ЗАКРЫТЬ ЗУ из-за обледенения не полностью закрылись . Одновременно из-за обледенения не прошел сигнал о съезде ТУА с пусковой установки. Пуск проведен на следующий день.

Агрегат-заправщик РБ жидким кислородом снят с колес и установлен на фундаменте.

Затруднено использование в качестве охладителя КС и сопла ЖРД.

"АНАЛИЗ ЭФФЕКТИВНОСТИ ПРИМЕНЕНИЯ КИСЛОРОДА В КАЧЕСТВЕ ОХЛАДИТЕЛЯ КАМЕРЫ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ" САМОШКИН В.М., ВАСЯНИНА П.Ю., Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М.Ф. Решетнева

Сейчас всеми изучается возможность использования переохлажденного кислорода либо кислорода в шугообразном состоянии, в виде смеси твердой и жидкой фаз этого компонента. Вид будет примерно такой же, как эта красивая ледяная шуга в бухточке правее Шаморы:

Пофантазируйте: вместо Н 2 О представьте ЖК (LOX).

Шугирование позволит увеличить общую плотность окислителя.

Пример захолаживания (переохлаждения) БР Р-9А: в качестве окислителя в ракете впервые было решено использовать переохлажденный жидкий кислород, что позволило уменьшить общее время подготовки ракеты к пуску и повысить степень ее боеготовности.

Примечание: почему-то за эту же самую процедуру нагибал (почти "чморил") Илона Маска известный писатель Дмитрий Конаныхин.
См:

Озон -O 3

Молекулярная масса=48 а.е.м., молярная масса=47,998 г/моль
Плотность жидкости при -188 °C (85,2 К) составляет 1,59(7) г/см³
Плотность твёрдого озона при −195,7 °С (77,4 К) равна 1,73(2) г/см³
Температура плавления −197,2(2) °С (75,9 К)

Давно инженеры мучились с ним, пытаясь использовать в качестве высокоэнергетического и вместе с тем экологически чистого окислителя в ракетной технике.

Общая химическая энергия, освобождающаяся при реакции сгорания с участием озона, больше, чем для простого кислорода, примерно на одну четверть (719 ккал/кг). Больше будет, соответственно, и Iуд. У жидкого озона большая плотность, чем у жидкого кислорода (1,35 против 1,14 г/см³ соответственно), а его Т кипения выше (−112 °C и −183 °C соответственно).

Пока непреодолимым препятствием является химическая неустойчивость и взрывоопасность жидкого озона с разложением его на O и O2, при котором возникает движущаяся со скоростью около 2 км/с детонационная волна и развивается разрушающее детонационное давление более 3·107 дин/см2 (3 МПа), что делает применение жидкого озона невозможным при нынешнем уровне техники, за исключением использования устойчивых кислород-озоновых смесей (до 24 % озона). Преимуществом подобной смеси также является больший удельный импульс для водородных двигателей, по сравнению с озон-водородными. На сегодняшний день такие высокоэффективные двигатели, как РД-170, РД-180, РД-191, а также разгонные вакуумные двигатели вышли по Iуд на близкие к предельным значениям параметры и для повышения УИ осталось лишь одна возможность, связанная с переходом на новые виды топлива.

Азотная кислота -HNO 3

Состояние - жидкость при н.у.
Молярная масса 63.012 г/моль (не важно, что я использую или молекулярную массу-это не меняет сути)
Плотность=1,513 г/см³
Т. плав.=-41,59 °C,Т. кип.=82,6 °C

HNO3 имеет высокую плотность, невысокую стоимость, производится в больших количествах, достаточно стабильна, в том числе при высоких температурах, пожаро- и взрывобезопасная. Главное ее преимущество перед жидким кислородом в высокой температуре кипения, а, следовательно, в возможности неограниченно долго храниться без всякой теплоизоляции. Молекула азотной кислоты HNO 3 – почти идеальный окислитель. Она содержит в качестве “балласта” атом азота и “половинку” молекулы воды, а два с половиной атома кислорода можно использовать для окисления топлива. Но не тут-то было! 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 чрезвычайно химически активные агрегаты. Даже самые стойкие сорта нержавеющей стали медленно 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 нержавеющей стали в десять раз.

Для повышения уд.импульса в кислоту добавляют двуокись азота (NO 2). Добавка диоксида азота в кислоту связывает попадающую в окислитель воду, что уменьшает коррозионную активность кислоты, увеличивается плотность раствора, достигая максимума при 14% растворенного NO 2 . Эту концентрацию использовали американцы для своих боевых ракет.

Мы почти 20 лет искали подходящую тару для азотной кислоты. Очень трудно при этом подобрать конструкционные материалы для баков, труб, камер сгорания ЖРД.

Вариант окислителя, что выбрали в США, с 14 % двуокиси азота. А наши ракетчики поступили иначе. Надо было догонять США любой ценой, поэтому окислители советских марок – АК-20 и АК-27 – содержали 20 и 27 % тетраоксида.

Интересный факт: в первом советском ракетном истребителе БИ-1 были использованы для полетов азотная кислота и керосин.

Баки и трубы пришлось изготовлять из монель-металла: сплава никеля и меди, он стал очень популярным конструкционным материалом у ракетчиков. Советские рубли были почти на 95 % сделаны из этого сплава.

Недостатки: терпимая "гадость". Коррозионною активна. Удельный импульс недостаточно высок. В настоящее время в чистом виде почти не используется.

Азотный тетраоксид -АТ (N 2 O 4)

Молярная масса=92,011 г/моль
Плотность=1,443 г/см³

"Принял эстафету" от азотной кислоты в военных двигателях. Обладает саомовоспламеняемостью с гидразином, НДМГ. Низкокипящий компонент, но может долго хранится при принятии особых мер.

Недостатки: такая же гадость, как и HNO 3 , но со своими причудами. Может разлагаться на окись азота. Токсичен. Низкий удельный импульс. Часто использовали и используют окислитель АК-NN. Это смесь азотной кислоты и азотного тетраоксида, иногда её называют "красной дымящейся азотной кислотой". Цифры обозначают процентное кол-во N 2 O 4 .

В основном эти окислители используются в ЖРД военного назначения и ЖРД КА благодаря своим свойствам: долгохранимость и самовоспламеняемость. Характерные горючие для АТ это НДМГ и гидразин.

Фтор -F 2

Атомная масса=18,998403163 а. е. м. (г/моль)
Молярная масса F2, 37,997 г/моль
Температура плавления=53,53 К (−219,70 °C)
Температура кипения=85,03 К (−188,12 °C)
Плотность (для жидкой фазы), ρ=1,5127 г/см³

Химия фтора начала развиваться с 1930-х годов, особенно быстро - в годы 2-й мировой войны 1939-45 годов и после нее в связи с потребностями атомной промышленности и ракетной техники. Название "Фтор" (от греч. phthoros - разрушение, гибель), предложенное А. Ампером в 1810 году, употребляется только в русском языке; во многих странах принято название "флюор" . Это прекрасный окислитель с точки зрения химии. Окисляет и кислород, и воду, и вообще практически всё. Расчеты показывают, что максимальный теоретический Iуд можно получить на паре F2-Be (бериллий)-порядка 6000 м/с!

Супер? Облом, а не "супер"...

Врагу такой окислитель не пожелаешь.
Чрезвычайно коррозионною активен, токсичен, склонен к взрывам при контакте с окисляющимися материалами. Криогенен. Любой продукт сгорания также имеет почти те же "грехи": жутко коррозионны и токсичны.

Техника безопасности. Фтор токсичен, предельно допустимая концентрация его в воздухе примерно 2·10-4 мг/л, а предельно допустимая концентрация при экспозиции не более 1 ч составляет 1,5·10-3мг/л.

ЖРД 8Д21 применение пары фтор + аммиак давало удельный импульс на уровне 4000 м/с.
Для пары F 2 +H 2 получается Iуд=4020 м/с!
Беда: HF-фтороводород на "выхлопе".

Стартовая позиция после запуска такого "энергичного движка"?
Лужа жидких металлов и прочих растворённых в плавиковой кислоте химических и органических объектов!
Н 2 +2F=2HF, при комнатной температуре существует в виде димера H 2 F 2 .

Смешивается с водой в любом отношении с образованием фтороводородной (плавиковой) кислоты. А использованию его в ЖРД КА не реально из-за убийственной сложности хранения и разрушительного действия продуктов сгорания.

Всё то же самое относится и к остальным жидким галогенам, например, к хлору.

Фтороводородный ЖРД тягой 25 т для оснащения обеих ступеней ракетного ускорителя предполагалось разработать в В.П. Глушко на базе отработанного ЖРД тягой 10 т на фтороаммиачном (F 2 +NH 3) топливе.

Перекись водорода -H 2 O 2 .

Она упомянута мною выше в однокомпонентных топливах.

Walter HWK 109-507: преимущества в простоте конструкции ЖРД. Яркий пример такого топлива - перекись водорода.

Alles: список более-менее реальных окислителей закончен. Акцентирую внимание на HClО 4 . Как самостоятельные окислители на основе хлорной кислоты представляют интерес только: моногидрат (Н 2 О+ClО 4)-твёрдое кристаллическое вещество и дигидрат (2НО+НСlО 4)-плотная вязкая жидкость. Хлорная кислота (которая из-за Iуд сама по себе бесперспективна), при этом представляет интерес в качестве добавки к окислителям, гарантирующей надёжность самовоспламенения топлива.

Окислители можно классифицировать и так:

Итоговый (чаще используемый) список окислителей в связке с реальными же горючими:

Примечание: если хотите перевести один вариант удельного импульса в другой, то можно пользоваться простой формулой: 1 м/с = 9,81 с.

В отличие от них - горючих у нас .

Горючие

Основные характеристики двухкомпонентных ЖРТ при pк/pа=7/0,1 МПа

По физико-химическому составу их можно разбить на несколько групп:

Углеводородные горючие.
Низкомолекулярные углеводороды.
Простые вещества: атомарные и молекулярные.

Для этой темы пока практический интерес представляет лишь водород (Hydrogenium).
Na, Mg, Al, Bi, He, Ar, N 2 , Br 2 , Si, Cl 2 , I 2 и др. я не буду рассматривать в этой статье.
Гидразиновые топлива ("вонючки").

Просыпайтесь сони - мы добрались уже до спирта(С2Н5ОН).

Поиски оптимального горючего начались с освоения энтузиастами ЖРД. Первым широко использовавшимся горючим стал спирт (этиловый) , применявшийся на первых
советских ракетах Р-1, Р-2, Р-5 ("наследство" ФАУ-2) и на самой Vergeltungswaffe-2.

Вернее раствор 75% этилового спирта (этанол, этиловый спирт, метилкарбинол, винный спирт или алкоголь, часто в просторечии просто «спирт») - одноатомный спирт с формулой C 2 H 5 OH (эмпирическая формула C 2 H 6 O), другой вариант: CH 3 -CH 2 -OH
У этого горючего два серьёзных недостатка , которые очевидно не устраивали военных: низкие энергетические показатели и .

Сторонники здорового образа жизни (спиртофобы) пытались решить вторую проблему с помощью фурфурилового спирта. Это ядовитая, подвижная, прозрачная, иногда желтоватая (до темно-коричневого), со временем краснеющая на воздухе жидкость. ВАРВАРЫ!

Хим. формула:C 4 H 3 OCH 2 OH, Рац. формула:C 5 H 6 O 2 . Отвратительная жижа.К питью не годна.

Группа углеводородов.

Керосин

Условная формула C 7,2107 H 13,2936
Горючая смесь жидких углеводородов (от C 8 до C 15) с температурой кипения в интервале 150-250 °C, прозрачная, бесцветная (или слегка желтоватая), слегка маслянистая на ощупь
плотность - от 0,78 до 0,85 г/см³ (при температуре 20°С);
вязкость - от 1,2 – 4,5 мм²/с (при температуре 20°С);
температура вспышки - от 28°С до 72°С;
теплота сгорания - 43 Мдж/кг.

Моё мнение: о точной молярной массе писать бессмысленно

Керосин является смесью из различных углеводородов, поэтому появляются страшные дроби (в хим. формуле) и "размазанная" температура кипения. Удобное высококипящее горючее. Используется давно и успешно во всём мире в двигателях и в авиации. Именно на нем до сих пор летают "Союзы". Малотоксичен (пить настоятельно не рекомендую), стабилен. Всё же керосин опасен и вреден для здоровья (употребление внутрь).
Минздрав категорически против!
Солдатские байки: хорошо помогает избавиться от противных .

Однако и он требует осторожности в обращении при эксплуатации:

Существенные плюсы: сравнительно недорог, освоен в производстве. Пара керосин-кислород идеальна для первой ступени. Ее удельный импульс на земле 3283 м/с, пустотный 3475 м/с. Недостатки. Относительно малая плотность.

Американские ракетные керосины Rocket Propellant-1 или Refined Petroleum-1

Относительно был .
Для повышения плотности лидерами освоения космоса были разработаны синтин (СССР) и RJ-5 (США).
.

Керосин имеет склонность к отложению смолистых осадков в магистралях и тракте охлаждения, что отрицательно сказывается на охлаждении. На это его нехорошее свойство педалируют .
Керосиновые двигатели наиболее освоены в СССР.

Шедевр человеческого разума и инженерии наша "жемчужина" РД-170/171:

Теперь более корректным названием для горючих на основе керосина стал термин -"углеводородное горючее", т.к. от керосина, который жгли в безопасных керосиновых лампах И. Лукасевича и Я. Зеха, применяемое УВГ "ушло" очень .

На самом деле "Роскосмос" дезу выдаёт:

После того, как в ее баки закачают компоненты топлива - нафтил (ракетный керосин ), сжиженный кислород и пероксид водорода, космическая транспортная система будет весить более 300 тонн (в зависимости от модификации РН.

Низкомолекулярные углеводороды

Метан -CH4

Молярная масса: 16,04 г/моль
Плотность газ (0 °C) 0,7168 кг/м³;
жидкость (−164,6 °C) 415 кг/м³
Т. плав.=-182,49 °C
Т. кип.=-161,58 °C

Всеми сейчас рассматривается как перспективное и дешёвое топливо, как альтернатива керосину и водороду.
Главный конструктор 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.

Недорог, распространен, устойчив, малотоксичен. По сравнению с водородом имеет более высокую температуру кипения, а удельный импульс в паре с кислородом выше, чем у керосина: около 3250-3300 м/с на земле. Неплохой охладитель.

Недостатки. Низкая плотность (вдвое ниже чем у керосина). При некоторых режимах горения может разлагаться с выделением углерода в твердой фазе, что может привести к падению импульса из-за двухфазности течения и резкому ухудшению режима охлаждения в камере из-за отложения сажи на стенках КС. В последнее время идут активные НОР и НИОКР в области его применения (наряду с пропаном и природным газом) даже в направлении модификации уже сущ. ЖРД (в частности такие работы были проведены над ).

«Роскосмос» уже в 2016 году приступил к разработке силовой установки на сжиженном природном газе.

Или "Kinder Surpeis", как пример: американский Raptor engine от Space X:

К этим топливам можно отнести пропан и природный газ. Основные их характеристики, как горючих, близки (за исключением большей плотности и более высокой температуры кипения) к УВГ. И имеются такие же проблемы при их использовании.

Особняком среди горючих позиционируется -H 2 (Жидкий: LH 2).

Молярная масса водорода равна 2 016 г / моль или приближенно 2 г / моль.
Плотность (при н. у.)=0,0000899 (при 273 K (0 °C)) г/см³
Температура плавления=14,01K (-259,14 °C);
Температура кипения=20,28K (-252,87 °C);

Использование пары LOX-LH 2 предложено еще Циолковским, но реализовано другими:

С точки зрения термодинамики Н 2 идеальное рабочее тело как для самого ЖРД, так и для турбины ТНА. Отличный охладитель, при чем как в жидком, так и в газообразном состоянии. Последний факт позволяет не особо бояться кипения водорода в тракте охлаждения и использовать газифицированный таким образом водород для привода ТНА.

Такая схема реализована в Aerojet Rocketdyne RL-10-просто шикарный (с инженерной точки зрения) движок:

Наш аналог (даже лучше , т.к. моложе): РД-0146 (Д, ДМ) - безгазогенераторный жидкостный ракетный двигатель, разработанный Конструкторским бюро химавтоматики в Воронеже.

Особенно эффективен с сопловым насадком из материала «Граурис». Но пока не летает

Этот ТК обеспечивает высокий удельный импульс-в паре с кислородом 3835 м/с.

Из реально используемых это самый высокий показатель. Эти факторы обуславливают пристальный интерес к этому горючему. Экологически чист, на "выходе" в контакте с О 2: вода (водяной пар). Распространен, практически неограниченные запасы. Освоен в производстве. Нетоксичен. Однако есть очень много ложек дегтя в этой бочке мёда.

1. Чрезвычайно низкая плотность. Все видели огромные водородные баки РН "Энергия" и МТКК "Шаттл". Из-за низкой плотности применим (как правило) на верхних ступенях РН.

Кроме того, низкая плотность ставит непростую задачу для насосов: насосы водорода многоступенчатые для того что бы обеспечить нужный массовый расход и при этом не кавитировать.

По этой же причине приходится ставить т.н. бустерные насосные агрегаты горючего (БНАГ) сразу за заборным устройством в баках, дабы облегчить жизнь основному ТНА.

Ещё насосы водорода для оптимальных режимов требуют значительно большей частоты вращения ТНА.

2. Низкая температура. Криогенное топливо. Перед заправкой необходимо проводить многочасовое захолаживание (и/или переохлаждение) баков и всего тракта. Баки РН "Falocn 9FT" - взгляд изнутри:

Подробнее о "сюрпризах":
"МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ТЕПЛОМАССООБМЕННЫХ ПРОЦЕССОВ В ВОДОРОДНЫХ СИСТЕМАХ" Н0Р В.А. ГордеевВ.П. Фирсов, А.П. Гневашев, Е.И. Постоюк
ФГУП «ГКНПЦ им. М.В. Хруничева, КБ «Салют»; "Московский авиационный институт (Государственный технический университет)

В работе дана характеристика основных математических моделей тепломассообменных процессов в баке и магистралях водорода кислородно-водородного разгонного блока 12КРБ. Выявлены аномалии в подаче водорода в ЖРД и предложено их математическое описание. Модели отработаны в ходе стендовых и летных испытаний, что дало возможность на их базе прогнозировать параметры серийных разгонных блоков различных модификаций и принимать необходимые технические решения по совершенствованию пневмогидравлических систем.

Низкая температура кипения затрудняет и закачку в баки и хранение этого топлива в баках и хранилищах.

3. Жидкий водород обладает некоторыми свойствами газа:

Коэффициент сжимаемости (pv/RT) при 273,15 К: 1,0006 (0,1013 МПа), 1,0124 (2,0266 МПа), 1,0644 (10,133 МПа), 1,134 (20,266 МПа), 1,277 (40,532 МПа) ;
Водород может находиться в орто- и пара-состояниях. Ортоводород (о-Н2) имеет параллельную (одного знака) ориентацию ядерных спинов. Пара-водород (п-Н2)-антипараллельную.

При обычных и высоких температурах Н 2 (нормальный водород, н-Н2) представляет собой смесь 75% орто- и 25% пара-модификаций, которые могут взаимно превращаться друг в друга (орто-пара-превращение). При превращении о-Н 2 в п-Н 2 выделяется тепло (1418 Дж/моль) .

Это всё накладывает дополнительные трудности в проектировании магистралей, ЖРД, ТНА, циклограммы работы, и особенно насосов.

4. Газообразный водород быстрее других газов распространяется в пространстве, проходит через мелкие поры, при высоких температурах сравнительно легко проникает сквозь сталь и другие материалы. Н 2г обладает высокой теплопроводностью, равной при 273,15 К и 1013 гПа 0,1717 Вт/(м*К) (7,3 по отношению к воздуху).

Водород в обычном состоянии при низких температурах малоактивен, без нагревания реагирует лишь с F 2 и на свету с Сl 2 . С неметаллами водород взаимодействует активнее, чем с металлами. С кислородом реагирует практически необратимо, образуя воду с выделением 285,75 МДж/моль тепла;

5. Со щелочными и щелочно-земельными металлами, элементами III, IV, V и VI группы периодической системы, а также с интерметаллическими соединениями водород образует гидриды. Водород восстанавливает оксиды и галогениды многих металлов до металлов, ненасыщенные углеводороды – до насыщенных (см. ).
Водород очень легко отдает свой электрон. В растворе отрывается в виде протона от многих соединений, обусловливая их кислотные свойства. В водных растворах Н+ образует с молекулой воды ион гидроксония Н 3 О. Входя в состав молекул различных соединений, водород склонен образовывать со многими электроотрицательными элементами (F, О, N, С, В, Cl, S, Р) водородную связь.

6. Пожароопастность и взрывоопасность. Можно не рассусоливать: гремучую смесь все знают.
Смесь водорода с воздухом взрывается от малейшей искры в любой концентрации - от 5 до 95 процентов.

Впечатляет Space Shuttle Main Engine (SSME)?

Теперь прикиньте его стоимость!
Вероятно, увидев это и посчитав затраты (стоимость вывода на орбиту 1 кг ПН), законодатели и те кто рулит бюджетом США и NASA в частности... решили "ну его на фиг".
И я их понимаю - на РН "Союз" и дешевле, и безопаснее, да использование РД-180/181 снимает многие проблемы американских РН и существенно экономит деньги налогоплательщиков самой богатой страны мира.

Самый лучший ракетный двигатель - это такой двигатель, который вы можете произвести/купить, при этом он будет обладать тягой в требуемом вам диапазоне (не слишком большой или маленькой) и будет эффективным настолько (удельный импульс, давление в камере сгорания), что его цена не станет неподъемной для вас. /Филипп Терехов@lozga

Наиболее освоены водородные двигатели в США.
Сейчас мы позиционируемся на 3-4 месте в "Водородном клубе" (после Европы, Японии и Китая/Индии).

Отдельно упомяну твёрдый и металлический водород.

Твердый водород кристаллизуется в гексагональной решетке (а = = 0,378 нм, с = 0,6167 нм), в узлах которой расположены молекулы Н 2 , связанные между собой слабыми межмолекулярными силами; плотность 86,67 кг/м³; С° 4,618 Дж/(моль*К) при 13 К; диэлектрик. При давлении свыше 10000 МПа предполагается фазовый переход с образованием структуры, построенной из атомов и обладающей металлическими свойствами. Теоретически предсказана возможность сверхпроводимости "металлический водород".

Твёрдый водород-твёрдое агрегатное состояние водорода.
Температура плавления −259,2 °C (14,16 К).
Плотностью 0,08667 г/см³ (при −262 °C).
Белая снегоподобная масса, кристаллы гексагональной сингонии.

Шотландский химик Дж. Дьюар в 1899 году впервые получил водород в твёрдом состоянии. Для этого он использовал регенеративную охлаждающую машину, основанную на эффекте .

Беда с ним. Он постоянно теряется: . Оно и понятно: получен кубик из молекул: 6х6х6. Просто "гигантские" объёмы - прям хоть сейчас "заправляй" ракету. Почему-то мне это напомнило . Это нано-чудо не могут найти уже лет 7 или больше.

Анамезон, антивещество, метастабильный гелий пока оставлю за кадром.

...
Гидразиновые топлива ("вонючки")
Гидразин-N2H4

Состояние при н.у.- бесцветная жидкость
Молярная масса=32.05 г/моль
Плотность=1.01 г/см³

Очень распространенное топливо.
Хранится долго, и его за это "любят". Широко используется в ДУ КА и МБР/БРПЛ, где долгохранимость имеет критическое значение.

Кого смутил Iуд в размерности Н*с/кг отвечаю: это обозначение "любят" военные.
Ньютон - производная единица, исходя из она определяется как сила, изменяющая за 1 секунду скорость тела массой 1 кг на 1 м/с в направлении действия силы. Таким образом, 1 Н = 1 кг·м/с 2 .
Соответственно: 1 Н*с/кг =1 кг·м/с 2 *с/кг=м/с.
Освоен в производстве.

Недостатки: токсичен, вонючий.

Для человека степень токсичности гидразина не определена. По расчётам S. Krop опасной концентрацией следует считать 0,4 мг/л. Ch. Comstock с сотрудниками полагает, что предельно допустимая концентрация не должна превышать 0,006 мг/л. Согласно более поздним американским данным, эта концентрация при 8-часовой экспозиции снижена до 0,0013 мг/л. Важно отметить при этом, что порог обонятельного ощущения гидразина человеком значительно превышает указанные числа и равен 0,014-0,030 мг/л. Существенным в этой связи является и тот факт, что характерный запах ряда гидразинопроизводных ощущается лишь в первые минуты контакта с ними. В дальнейшем вследствие адаптации органов обоняния, это ощущение исчезает, и человек, не замечая того, может длительное время находиться в зараженной атмосфере, содержащей токсические концентрации названного вещества.

Пары гидразина при адиабатном сжатии взрываются. Склонен к разложению, что однако позволяет его использовать как монотопливо для ЖРД малой тяги (ЖРДМТ). В силу освоенности производства более распространен в США.

Несимметричный диметилгидразин (НДМГ)-H 2 N-N(CH 3) 2

Хим. формула:C2H8N2,Рац. формула:(CH3)2NNH2
Состояние при н.у.- жидкое
Молярная масса=60,1 г/моль
Плотность=0,79±0,01 г/см³

Широко используется на военных двигателях в следствие своей долгохранимости. При освоении технологии ампулирования - практически исчезли все проблемы (кроме утилизации и аварий припусках).

Имеет более высокий импульс по сравнению с гидразином.

Плотность и удельный импульс с основными окислителями ниже керосина с теми же окислителями. Самовоспламенятся с азотными окислителями. Освоен в производстве в СССР.
Более распространен в СССР.
А в реактивном двигателе французского истребителя-бомбардировщика (хорошее видео-рекомендую) НДМГ используют как активизирующую добавку к традиционному топливу.

По поводу гидразиновых топлив.

Удельная тяга равна отношению тяги к весовому расходу топлива; в этом случае она измеряется в секундах (с = Н·с/Н = кгс·с/кгс). Для перевода весовой удельной тяги в массовую её надо умножить на ускорение свободного падения (примерно равное 9,81 м/с²)

За кадром остались:
Анилин, метил-, диметил- и триметиламины и CH 3 NHNH 2 -Метилгидразин (он же монометилгидразин или гептил) и пр.

Они не так распространены. Главное достоинство горючих группы гидразина - долгохранимость при использовании высококипящих окислителей. Работать с ними очень неприятно-токсичны горючие, агрессивные окислители, токсичны продукты сгорания.

На профессиональном жаргоне эти топлива называют "вонючими" или "вонючками".

Можно с высокой степенью уверенности сказать, что если на РН стоят "вонючие" двигатели, то "до замужества" она была боевой ракетой (МБР, БРПЛ или ЗУР - что уже редкость) . Химия на службе и армии и гражданки.

Исключение, пожалуй, лишь РН Ariane - творение кооператива: Aérospatiale, Matra Marconi Space, Alenia, Spazio, DASA и др. Её миновала в "девичестве" подобная боевая участь.

Военные практически все перешли на РДТТ, как более удобные в эксплуатации. Ниша для "вонючих" топлив в космонавтике сузилась до использования в ДУ КА, где требуется долгое хранение без особых материальных или энергетических затрат.
Пожалуй, кратко обзор можно выразить графически:

Активно работают ракетчики и с метаном. Особых эксплуатационных трудностей нет: позволяет неплохо поднять давление в камере (до 40 М Па) и получить хорошие характеристики.
() и остальными природными газами (СПГ).

О прочих направления по повышению характеристик ЖРД (металлизация горючих, использование Не 2 , ацетама и прочем) я напишу позже. Если будет интерес.

Использование эффекта свободных радикалов-хорошая перспектива.
Детонационное горение-возможность для долгожданного прыжка на Марс.

Послесловие:

вообще все ракетные ТК (кроме НТК), а так же попытка изготовить их в домашних условиях- очень опасны. Предлагаю внимательно ознакомиться:
. Смесь, которую он готовил на плите в кастрюле, ожидаемо взорвалась. В итоге мужик получил огромное количество ожогов и провел в больнице пять дней.

Все домашние (гаражные) манипуляции с такими химическими компонентами чрезвычайно опасны, а порой и противозаконны. К местам их разлива без ОЗК и противогаза ЛУЧШЕ не подходить:

Как и с разлитой ртутью: звонить в МЧС, быстро приедут и всё профессионально подберут.

Всем спасибо, кто смог вытерпеть всё это до конца.

Первоисточники:
Качур П. И., Глушко А. В. "Валентин Глушко. Конструктор ракетных двигателей и космических систем", 2008.
Г.Г. Гахун "Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей", Москва, "Машиностроение, 1989.
Возможность увеличения удельного импульса жидкостного ракетного двигателя
при добавлении в камеру сгорания гелия С.А. Орлин МГТУ им. Н.Э. Баумана, Москва
М.С.Шехтер. "Топлива и рабочие тела ракетных двигателей", Машиностроение" 1976
Завистовский Д. И."Беседы о ракетных двигателях".
Филипп Терехов @lozga (www.geektimes.ru).
"Виды топлива и их характеристика.Топливо горючие вещества, используемые для получения тепла. Состав топлива Горючая часть - углерод С-водород Н-сера."-презентация Оксана Касеева
Факас С.С."Основы ЖРД. Рабочие тела"
Использованы фото и видеоматериалы с сайтов:

http://technomag.bmstu.ru
www.abm-website-assets.s3.amazonaws.com
www.free-inform.ru
www.rusarchives.ru
www.epizodsspace.airbase.ru
www.polkovnik2000.narod.ru
www.avia-simply.ru
www.arms-expo.ru
www.npoenergomash.ru
www.buran.ru
www.fsmedia.imgix.net
www.wikimedia.org
www.youtu.be
www.cdn.tvc.ru
www.commi.narod.ru
www.dezinfo.net
www.nasa.gov
www.novosti-n.org
www.prirodasibiri.ru
www.radikal.ru
www.spacenews.com
www.esa.int
www.bse.sci-lib.com
www.kosmos-x.net.ru
www.rocketpolk44.narod.ru
www.criotehnika.ru
www.трансавтоцистерна.рф
www.chistoprudov.livejournal.com/104041.html
www.cryogenmash.ru
www.eldeprocess.ru
www.chemistry-chemists.com
www.rusvesna.su
www.arms-expo.ru
www.armedman.ru
www.трансавтоцистерна.рф
www.ec.europa.eu
www.mil.ru
www.kbkha.ru
www.naukarus.com

Твердое ракетное топливо представляет собой твёрдое вещество (смесь веществ), которое способно гореть без воздуха и при этом выделять много газообразных соединений, разогретых до высокой температуры. Такие составы используют для создания в двигателях ракет.

Ракетное топливо используется как источник энергии для Кроме твердого горючего, существуют ещё гелеобразные, жидкие и гибридные аналоги. У каждой разновидности горючего имеются свои преимущества и недостатки. Жидкие топлива бывают однокомпонентными и двухкомпонентными (горючее + окислитель). Гелеобразные топлива представляют собой составы, загущенные до состояния геля с помощью Гибридные топлива - это системы, которые включают в себя твердое горючее и жидкий окислитель.

Первые разновидности ракетного горючего были именно твердыми. В качестве рабочего вещества применялся порох и его аналоги, которые использовались в военном деле и для создания фейерверков. Сейчас эти соединения применяются лишь для изготовления небольших модельных ракет, как ракетное топливо. Состав позволяет запускать небольшие (до 0,5 м) ракеты на несколько сотен метров в высоту. Двигателем в них выступает маленький цилиндр. Он начинен твердой горючей смесью, которая поджигается раскаленной проволокой и горит всего несколько секунд.

Ракетное топливо твердого типа чаще всего состоит из окислителя, горючего и катализатора, позволяющего поддерживать стойкое горение после воспламенения состава. В исходном состоянии данные материалы порошкообразные. Чтобы сделать из них ракетное топливо, необходимо создать плотную и которая будет гореть долго, ровно и непрерывно. В твердотопливных двигателях ракет используются: в качестве окислителя, (углерод), как горючее, и сера, как катализатор. Это состав черного пороха. Второй комбинацией материалов, которые применяются, как ракетное топливо являются: бертолетова соль, алюминиевая или магниевая пудра и хлорат натрия. Данный состав называют ещё белым порохом. Твердые горючие наполнители для военных ракет подразделяются на баллиститные (нитроглицериновые спрессованные пороха) и смесевые, которые применяют в форме канальных шашек.

Твердотопливный ракетный двигатель работает следующим образом. После воспламенения топливо начинает гореть с заданной скоростью, выбрасывая через сопло горячее газообразное вещество, что обеспечивает тягу. Горючее в двигателе горит, пока не кончится. Поэтому остановить процесс и выключить двигатель невозможно, пока наполнитель не сгорит до конца. Это один из серьезных минусов твердотопливных двигателей, по сравнению с другими аналогами. Однако в настоящих космических баллистических носителях твердотопливные материалы применяются только на начальном этапе полета. На следующих этапах используются другие типы ракетного горючего, поэтому недостатки твердотопливных составов существенной проблемы не представляют.

Недавно случившаяся авария ракеты« Днепр», космического носителя, переделанного из военной ракеты Р-36М УТТХ, снова вызвала интерес к ракетному топливу.

Андрей Суворов

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.

Ракетное топливо

НЕМНОГО 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.