Конструкция двигателя на твердом топливе (ТТРД) проста; он состоит из корпуса (камеры сгорания) и реактивного сопла. Камера сгорания является основным несущим элементом двигателя и ракеты в целом. Материалом для его изготовления служит сталь или пластик. Сопло предназначено для разгона газов до определенной скорости и придания потоку требуемого направления. Представляет собой закрытый канал специального профиля. В корпусе находится топливо. Корпус двигателя обычно изготавливают из стали, иногда - из стеклопластика. Часть сопла, которая испытывает наибольшее напряжение, делается из графита, тугоплавких металлов и их сплавов, остальная часть - из стали, пластмасс, графита.
Когда газ, образовавшийся в результате сгорания топлива, проходит через сопло, он вылетает со скоростью, которая может быть больше скорости звука. Как результат - возникновение силы отдачи, направление которой противоположно истечению струи газа. Эту силу называют реактивной , или просто тягой. Корпус и сопло работающих двигателей необходимо защищать от прогорания, для этого в них применяют теплоизолирующие и жаропрочные материалы.
По сравнению с другими типами ракетных двигателей, ТТРД достаточно просто устроен, но имеет пониженную тягу, малое время работы и сложности в управлении. Поэтому, являясь достаточно надежным, он используется, в основном, для создания тяги при «вспомогательных» операциях и в двигателях межконтинентальных баллистических ракет.
До настоящего времени ТТРД редко использовались на борту космических аппаратов. Одна из причин этого - чрезмерное ускорение, которое сообщается конструкции и аппаратуре ракеты при работе твердотопливного двигателя. А для старта ракеты необходимо, чтобы двигатель развивал небольшую по величине тягу в течение продолжительного промежутка времени.
Твердотопливные двигатели позволили США осуществить в 1958 году вслед за СССР запуск первого своего искусственного спутника и вывести в 1959 году космический аппарат на траекторию полета к другим планетам. На сегодняшний день именно в США создан самый мощный космический ТТРД - DM-2, способный развить тягу в 1634 т.
Перспективами развития космических двигателей на твердом топливе являются:
- улучшение технологий изготовления двигателя;
- разработка реактивных сопел, которые смогут работать большее время;
- использование современных материалов;
- совершенствование составов смесевого топлива и т. д.
Твердотопливный ракетный двигатель (ТТРД) - двигатель, работающий на твердом горючем, наиболее часто используется в ракетной артиллерии и значительно реже в космонавтике; является старейшим из тепловых двигателей.
В качестве топлива в таких двигателях применяют твердое вещество (смесь отдельных веществ), способное гореть без доступа кислорода, выделяя при этом большое количество раскаленных газов, которые используются для создания реактивной тяги.
Существуют два класса горючего для ракет: двухосновные топлива и смесевые топлива.
Двухосновные топлива — представляют собой твердые растворы в нелетучем растворителе (чаще всего нитроцеллюлоза в нитроглицерине). Достоинства - хорошие механические, температурные и другие конструкционные характеристики, сохраняют свои свойства при длительном хранении, просты и дешевы в изготовлении, экологичны (при сгорании нет вредных веществ). Недостаток - сравнительно невысокая мощность и повышенная чувствительность к ударам. Заряды из этого топлива применяются чаще всего в небольших корректирующих двигателях.
Смесевые топлива — современные смеси состоят из перхлората аммония (в качестве окислителя), алюминия в форме порошка и органического полимера - для связывания смеси. Алюминий и полимер играют роль горючего, причем металл является основным источником энергии, а полимер - основным источником газообразных продуктов. Характеризуются нечувствительностью к ударам, высокой интенсивностью горения при низких давлениях и очень трудно гасятся.
Горючее в виде топливных зарядов помещается в камеру сгорания. После старта горение продолжается до полного выгорания горючего, тяга изменяется по законам, обусловленным горением топлива, и практически не регулируется. Изменение тяги достигается использованием топлива с различными скоростями горения и выбором подходящей конфигурации заряда.
При помощи воспламенителя компоненты топлива разогреваются, между ними начинается химическая реакция окисления-восстановления, и топливо постепенно сгорает. При этом образуется газ с высоким давлением и температурой. Давление раскаленных газов при помощи сопла превращается в реактивную тягу, которая по своей величине пропорциональна массе продуктов сгорания и скорости их вылета из сопла двигателя.
При всей простоте точный расчет эксплуатационных параметров ТТРД является сложной задачей.
Твердотопливные двигатели обладают рядом преимуществ перед жидкостными ракетными двигателями: двигатель достаточно прост для изготовления, может храниться долгое время, сохраняя при этом свои характеристики, относительно взрывобезопасен. Однако по мощности они уступают жидкостным двигателям примерно на 10–30 %, имеют сложности при регулировании мощности и большую массу двигателя в целом.
В ряде случаев применяется разновидность ТТРД, в котором один компонент горючего находится в твёрдом состоянии, а второй (чаще всего окислитель) - в жидком.
В общем случае нагрев рабочего тела присутствует как составляющая рабочего процесса теплового ракетного двигателя. Причем наличие источника теплоты - нагревателя формально обязательно (в частном случае его тепловая мощность может равняться нулю). Тип его можно характеризовать видом энергии, переходящей в теплоту. Таким образом получаем признак классификации, по которому тепловые ракетные двигатели по виду энергии, преобразуемой в тепловую энергию рабочего тела, делятся на электрические, ядерные (рис.10.1.) и химические (рис 13.1, уровень 2).
Схема, конструкция и достижимые параметры ракетного двигателя на химическом топливе во многом определяются агрегатным состоянием ракетного топлива. Ракетные двигатели на химическом топливе (в зарубежной литературе иногда называемые химическими ракетными двигателями) по этому признаку делятся на:
жидкостные ракетные двигатели - ЖРД, компоненты топлива которых в состоянии хранения на борту - жидкость (рис. 13.1, уровень 3; фото, фото),
ракетные двигатели твердого топлива - РДТТ (рис. 1.7, 9.4, фото, фото),
гибридные ракетные двигатели - ГРД, компоненты топлива которых находятся на борту в разных агрегатных состояниях (рис. 11.2).
Очевидным признаком классификации двигателей на химическом топливе является число компонентов ракетного топлива.
Например, ЖРД на однокомпонентном или на двухкомпонентном топливе, ГРД на трехкомпонентном топливе (по зарубежной терминологии - на трибридном топливе) (рис. 13.1, уровень 4).
По конструктивным признакам возможна классификация ракетных двигателей с выделением десятков рубрик, но основные отличия в выполнении целевой функции определяются схемой подачи компонентов в камеру сгорания. Наиболее характерна классификация по этому признаку ЖРД.
Классификация ракетных топлив.
РТ подразделяются на твердые и жидкие. Твердые ракетные топлива имеют ряд преимуществ перед жидкими, они длительно хранятся, не воздействуют на оболочку ракеты, не представляют опасности для работающего с ним персонала в связи с низкой токсичности.
Однако взрывной характер их горения создает трудности в их применении.
К твердым ракетным топливам относятся баллистные и кордитные пороха на основе нитроцеллюлозы.
Жидкостный реактивный двигатель, идея создания которого принадлежит К.Э.Циолковскому, наиболее распространен в космонавтике.
Жидкие РТ могут быть однокомпонентными и двухкомпонентными (окислитель и горючие).
К окислителям относятся: азотная кислота и окислы азота (двуокись, четырехокись), перекись водорода, жидкий кислород, фтор и его соединения.
В качестве горючего используется керосины, жидкий водород, гидразины. Наиболее широко используется гидразин и несимметричный диметилгидразин (НДМГ).
Вещества, входящие в состав жидких РТ обладают высокой агрессивностью и токсичностью к человеку. Поэтому перед медицинской службой стоит проблема проведения профилактических мероприятий по защите личного состава от острых и хронических отравлений КРТ, организации оказания неотложной помощи при поражениях.
В связи с этим и изучаются патогенез, клиника поражений, разрабатываются средства оказания неотложной помощи и лечения пораженных, создаются средства защиты кожи и органов дыхания, устанавливаются ПДК различных КРТ и необходимые гигиенические нормы.
Ракеты-носители и двигательные установки различных космических аппаратов являются преимущественной областью применения ЖРД.
К преимуществам ЖРД можно отнести следующие:
Самый высокий удельный импульс в классе химических ракетных двигателей (свыше 4 500 м/с для пары кислород-водород, для керосин-кислород - 3 500 м/с).
Управляемость по тяге: регулируя расход топлива, можно изменять величину тяги в большом диапазоне и полностью прекращать работу двигателя с последующим повторным запуском. Это необходимо при маневрировании аппарата в космическом пространстве.
При создании больших ракет, например, носителей, выводящих на околоземную орбиту многотонные грузы, использование ЖРД позволяет добиться весового преимущества по сравнению с твёрдотопливными двигателями (РДТТ). Во-первых, за счёт более высокого удельного импульса, а во-вторых за счёт того, что жидкое топливо на ракете содержится в отдельных баках, из которых оно подается в камеру сгорания с помощью насосов. За счет этого давление в баках существенно (в десятки раз) ниже, чем в камере сгорания, а сами баки выполняются тонкостенными и относительно лёгкими. В РДТТ контейнер топлива является одновременно и камерой сгорания, и должен выдерживать высокое давление (десятки атмосфер), а это влечёт за собой увеличение его веса. Чем больше объём топлива на ракете, тем больше размер контейнеров для его хранения, и тем больше сказывается весовое преимущество ЖРД по сравнению с РДТТ, и наоборот: для малых ракет наличие турбонасосного агрегата сводит на нет это преимущество.
Недостатки ЖРД:
ЖРД и ракета на его основе значительно более сложно устроены, и более дорогостоящи, чем эквивалентные по возможностям твёрдотопливные (несмотря на то, что 1 кг жидкого топлива в несколько раз дешевле твёрдого). Транспортировать жидкостную ракету необходимо с бо́льшими предосторожностями, а технология подготовки её к пуску более сложна, трудоемка и требует больше времени (особенно при использовании сжиженных газов в качестве компонентов топлива), поэтому для ракет военного назначения предпочтение в настоящее время оказывается твёрдотопливным двигателям, ввиду их более высокой надёжности, мобильности и боеготовности.
Компоненты жидкого топлива в невесомости неуправляемо перемещаются в пространстве баков. Для их осаждения необходимо применять специальные меры, например, включать вспомогательные двигатели, работающие на твёрдом топливе или на газе.
В настоящее время для химических ракетных двигателей (в том числе и для ЖРД) достигнут предел энергетических возможностей топлива, и поэтому теоретически не предвидится возможность существенного увеличения их удельного импульса, а это ограничивает возможности ракетной техники, базирующейся на использовании химических двигателей, уже освоенными двумя направлениями:
Космические полёты в околоземном пространстве (как пилотируемые, так и беспилотные).
Исследование космоса в пределах Солнечной системы с помощью автоматических аппаратов (Вояджер, Галилео).
омпоненты топлива
Выбор компонентов топлива является одним из важнейших решений при проектировании ЖРД, предопределяющий многие детали конструкции двигателя и последующие технические решения. Поэтому выбор топлива для ЖРД выполняется при всестороннем рассмотрении назначения двигателя и ракеты, на которой он устанавливается, условий их функционирования, технологии производства, хранения, транспортировки к месту старта и т. п.
Одним из важнейших показателей, характеризующих сочетание компонентов является удельный импульс, который имеет особенно важное значение при проектировании ракет-носителей космических аппаратов, так как от него в сильнейшей степени зависит соотношение массы топлива и полезного груза, а следовательно, размеры и масса всей ракеты (см. Формула Циолковского), которые при недостаточно высоком значении удельного импульса могут оказаться нереальными. В таблице 1 приведены основные характеристики некоторых сочетаний компонентов жидкого топлива.
Помимо удельного импульса при выборе компонентов топлива, решающую роль могут сыграть и другие показатели свойств топлива, в том числе:
Плотность, влияющая на размеры баков компонентов. Как следует из табл. 1, водород является горючим, с самым большим удельным импульсом (при любом окислителе), однако он обладает крайне низкой плотностью. Поэтому первые (самые большие) ступени ракет-носителей обычно используют другие (менее эффективные, но более плотные) виды горючего, например, керосин, что позволяет уменьшить размеры первой ступени до приемлемых. Примерами такой «тактики» служат ракета Сатурн-5, первая ступень которой использует компоненты кислород/керосин, а 2-я и 3-я ступени - кислород/водород, и система Спейс Шаттл, в которой в качестве первой ступени использованы твёрдотопливные ускорители.
Температура кипения, которая может накладывать серьёзные ограничения на условия эксплуатации ракеты. По этому показателю компоненты жидкого топлива подразделяют на криогенные - охлаждённые до крайне низких температур сжиженные газы, и высококипящие - жидкости имеющие температуру кипения выше 0 °C.
Криогенные компоненты не могут долго храниться, и транспортироваться на большие расстояния, поэтому они должны изготовляться (по крайней мере сжижаться) на специальных энергоёмких производствах, находящихся в непосредственной близости от места старта, что делает пусковую установку совершенно немобильной. Помимо этого, криогенные компоненты обладают и другими физическими свойствами, предъявляющими дополнительные требования к их использованию. Например, наличие даже незначительного количества воды или водяного пара в ёмкостях со сжиженными газами приводит к образованию очень твёрдых кристаллов льда, которые при попадании в топливную систему ракеты воздействуют на её части как абразивный материал и могут стать причиной тяжёлой аварии. За время многочасовой подготовки ракеты к старту на ней намерзает большое количество инея, превращающегося в лёд, и падение его кусков с большой высоты представляет опасность для персонала, занятого в подготовке, а также для самой ракеты и стартового оборудования. Сжиженные газы после заправки ими ракеты начинают испаряться, и до момента старта их нужно непрерывно пополнять через специальную систему подпитки. Избыток газа, образующегося при испарении компонентов, необходимо отводить таким образом, чтобы окислитель не смешивался с горючим, образуя взрывчатую смесь.
Высококипящие компоненты гораздо более удобны при транспортировке, хранении и оперировании с ними, поэтому в 50е годы ХХ в они вытеснили криогенные компоненты из области военного ракетостроения. В дальнейшем эта область всё в большей степени стала заниматься твёрдым топливом. Но при создании космических носителей криогенные топлива пока сохраняют своё положение за счёт высокой энергетической эффективности, а для выполнения маневров в космическом пространстве, когда топливо должно сохраняться в баках месяцами, а то и годами, наиболее приемлемыми являются высококипящие компоненты. Иллюстрацией такого «разделения труда» могут служить ЖРД, задействованные в проекте Аполлон: все три ступени ракеты-носителя Сатурн-5 используют криогенные компоненты, а двигатели лунного корабля, предназначенные для коррекции траектории и для маневров на окололунной орбите, - высококипящие несимметричный диметилгидразин и тетраоксид диазота.
Химическая агрессивность. Этим качеством обладают все окислители. Поэтому наличие в баках, предназначенных для окислителя, даже незначительных количеств органических веществ (например, жировых пятен, оставленных человеческими пальцами) может вызвать возгорание, вследствие которого может загореться материал самого бака (алюминий, магний, титан и железо очень энергично горят в среде ракетного окислителя). Из-за агрессивности окислители, как правило, не используются в качестве теплоносителей в системах охлаждения ЖРД, а в газогенераторах ТНА, для снижения тепловой нагрузки на турбину рабочее тело перенасыщается горючим, а не окислителем. При низких температурах жидкий кислород является, пожалуй, самым безопасным окислителем, потому, что альтернативные окислители, такие как тетраоксид диазота или концентрированная азотная кислота вступают в реакцию с металлами, и хотя они являются высококипящими окислителями, которые могут подолгу храниться при нормальной температуре, время службы баков, в которых они находятся, ограничено.
Токсичность компонентов топлива и продуктов их горения является серьёзным ограничителем их использования. Например, фтор, как следует из табл.1., как окислитель, более эффективен, чем кислород, однако в паре с водородом он образует фтороводород - вещество крайне токсичное и агрессивное, и выброс нескольких сотен, тем более, тысяч тонн такого продукта сгорания в атмосферу при запуске большой ракеты, сам по себе является крупной техногенной катастрофой, даже при удачном запуске. А в случае аварии, и разлива такого количества этого вещества, ущерб не поддаётся учёту. Поэтому фтор не используется в качестве компонента топлива. Токсичными являются и тетраоксид азота, азотная кислота и несимметричный диметилгидразин. В настоящее время предпочитаемым (с экологической точки зрения) окислителем является кислород, а горючим - водород, за которым следует керосин.
- тягу невозможно контролировать
- после зажигания двигатель нельзя отключить или запустить повторно
Недостатки означают, что твердотопливные ракеты полезны для непродолжительных задач (ракеты) или систем ускорения. Если вам понадобится управлять двигателем, вам придется обратиться к системе жидкого топлива.
Жидкотопливные ракеты
В 1926 году Роберт Годдард испытал первый двигатель на основе жидкого топлива. Его двигатель использовал бензин и жидкий кислород. Также он пытался решить и решил ряд фундаментальных проблем в конструкции ракетного двигателя, включая механизмы накачки, стратегии охлаждения и рулевые механизмы. Именно эти проблемы делают ракеты с жидким топливом такими сложными.
Основная идея проста. В большинстве жидкотопливных ракетных двигателях топливо и окислитель (например, бензин и жидкий кислород) закачиваются в камеру сгорания. Там они сгорают, чтобы создать поток горячих газов с высокой скоростью и давлением. Эти газы проходят через сопло, которое еще больше их ускоряет (от 8000 до 16 000 км/ч, как правило), а после выходят. Ниже вы найдете простую схему.
Эта схема не показывает фактические сложности обычного двигателя. К примеру, норальное топливо - это холодный жидкий газ вроде жидкого водорода или жидкого кислорода. Одной из крупных проблем такого двигателя является охлаждение камеры сгорания и сопла, поэтому холодная жидкость сначала циркулирует вокруг перегретых частей, чтобы охладить их. Насосы должны генерировать чрезвычайно высокое давление, чтобы преодолеть давление, которое создает в камере сгорания сжигаемое топливо. Вся эта подкачка и охлаждение делает ракетный двигатель больше похожим на неудачную попытку сантехнической самореализации. Давайте посмотрим на все виды комбинаций топлива, используемого в жидкотопливных ракетных двигателях:
- Жидкий водород и жидкий кислород (основные двигатели космических шаттлов).
- Бензин и жидкий кислород (первые ракеты Годдарда).
- Керосин и жидкий кислород (использовались на первой ступени «Сатурна-5» в программе «Аполлон»).
- Спирт и жидкий кислород (использовались в немецких ракетах V2).
- Четырехокись азота/монометилгидразин (использовались в двигателях «Кассини»).
Будущее ракетных двигателей
Мы привыкли видеть химические ракетные двигатели, которые сжигают топливо для производства тяги. Но есть масса других способов для получения тяги. Любая система, которая способна толкать массу. Если вы хотите ускорить бейсбольный мячик до невероятной скорости, вам нужен жизнеспособный ракетный двигатель. Единственная проблема при таком подходе - это выхлоп, который будет тянуться через пространство. Именно эта небольшая проблема приводит к тому, что ракетные инженеры предпочитают газы горящим продуктам.
Многие ракетные двигатели крайне малы. К примеру, двигатели ориентации на спутниках вообще не создают большую тягу. Иногда на спутниках практически не используется топливо - газообразный азот под давлением выбрасывается из резервуара через сопло.
Новые конструкции должны найти способ ускорить ионы или атомные частицы до высокой скорости, чтобы сделать тягу более эффективной. А пока будем пытаться делать и ждать, что там еще выкинет Элон Маск со своим SpaceX.
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.
В общем случае нагрев рабочего тела присутствует как составляющая рабочего процесса теплового ракетного двигателя. Причем наличие источника теплоты - нагревателя формально обязательно (в частном случае его тепловая мощность может равняться нулю). Тип его можно характеризовать видом энергии, переходящей в теплоту. Таким образом получаем признак классификации, по которому тепловые ракетные двигатели по виду энергии, преобразуемой в тепловую энергию рабочего тела, делятся на электрические, ядерные (рис.10.1.) и химические (рис 13.1, уровень 2).
Схема, конструкция и достижимые параметры ракетного двигателя на химическом топливе во многом определяются агрегатным состоянием ракетного топлива. Ракетные двигатели на химическом топливе (в зарубежной литературе иногда называемые химическими ракетными двигателями) по этому признаку делятся на:
жидкостные ракетные двигатели - ЖРД, компоненты топлива которых в состоянии хранения на борту - жидкость (рис. 13.1, уровень 3; фото, фото),
ракетные двигатели твердого топлива - РДТТ (рис. 1.7, 9.4, фото, фото),
гибридные ракетные двигатели - ГРД, компоненты топлива которых находятся на борту в разных агрегатных состояниях (рис. 11.2).
Очевидным признаком классификации двигателей на химическом топливе является число компонентов ракетного топлива.
Например, ЖРД на однокомпонентном или на двухкомпонентном топливе, ГРД на трехкомпонентном топливе (по зарубежной терминологии - на трибридном топливе) (рис. 13.1, уровень 4).
По конструктивным признакам возможна классификация ракетных двигателей с выделением десятков рубрик, но основные отличия в выполнении целевой функции определяются схемой подачи компонентов в камеру сгорания. Наиболее характерна классификация по этому признаку ЖРД.
Классификация ракетных топлив.
РТ подразделяются на твердые и жидкие. Твердые ракетные топлива имеют ряд преимуществ перед жидкими, они длительно хранятся, не воздействуют на оболочку ракеты, не представляют опасности для работающего с ним персонала в связи с низкой токсичности.
Однако взрывной характер их горения создает трудности в их применении.
К твердым ракетным топливам относятся баллистные и кордитные пороха на основе нитроцеллюлозы.
Жидкостный реактивный двигатель, идея создания которого принадлежит К.Э.Циолковскому, наиболее распространен в космонавтике.
Жидкие РТ могут быть однокомпонентными и двухкомпонентными (окислитель и горючие).
К окислителям относятся: азотная кислота и окислы азота (двуокись, четырехокись), перекись водорода, жидкий кислород, фтор и его соединения.
В качестве горючего используется керосины, жидкий водород, гидразины. Наиболее широко используется гидразин и несимметричный диметилгидразин (НДМГ).
Вещества, входящие в состав жидких РТ обладают высокой агрессивностью и токсичностью к человеку. Поэтому перед медицинской службой стоит проблема проведения профилактических мероприятий по защите личного состава от острых и хронических отравлений КРТ, организации оказания неотложной помощи при поражениях.
В связи с этим и изучаются патогенез, клиника поражений, разрабатываются средства оказания неотложной помощи и лечения пораженных, создаются средства защиты кожи и органов дыхания, устанавливаются ПДК различных КРТ и необходимые гигиенические нормы.
Ракеты-носители и двигательные установки различных космических аппаратов являются преимущественной областью применения ЖРД.
К преимуществам ЖРД можно отнести следующие:
Самый высокий удельный импульс в классе химических ракетных двигателей (свыше 4 500 м/с для пары кислород-водород, для керосин-кислород - 3 500 м/с).
Управляемость по тяге: регулируя расход топлива, можно изменять величину тяги в большом диапазоне и полностью прекращать работу двигателя с последующим повторным запуском. Это необходимо при маневрировании аппарата в космическом пространстве.
При создании больших ракет, например, носителей, выводящих на околоземную орбиту многотонные грузы, использование ЖРД позволяет добиться весового преимущества по сравнению с твёрдотопливными двигателями (РДТТ). Во-первых, за счёт более высокого удельного импульса, а во-вторых за счёт того, что жидкое топливо на ракете содержится в отдельных баках, из которых оно подается в камеру сгорания с помощью насосов. За счет этого давление в баках существенно (в десятки раз) ниже, чем в камере сгорания, а сами баки выполняются тонкостенными и относительно лёгкими. В РДТТ контейнер топлива является одновременно и камерой сгорания, и должен выдерживать высокое давление (десятки атмосфер), а это влечёт за собой увеличение его веса. Чем больше объём топлива на ракете, тем больше размер контейнеров для его хранения, и тем больше сказывается весовое преимущество ЖРД по сравнению с РДТТ, и наоборот: для малых ракет наличие турбонасосного агрегата сводит на нет это преимущество.
Недостатки ЖРД:
ЖРД и ракета на его основе значительно более сложно устроены, и более дорогостоящи, чем эквивалентные по возможностям твёрдотопливные (несмотря на то, что 1 кг жидкого топлива в несколько раз дешевле твёрдого). Транспортировать жидкостную ракету необходимо с бо́льшими предосторожностями, а технология подготовки её к пуску более сложна, трудоемка и требует больше времени (особенно при использовании сжиженных газов в качестве компонентов топлива), поэтому для ракет военного назначения предпочтение в настоящее время оказывается твёрдотопливным двигателям, ввиду их более высокой надёжности, мобильности и боеготовности.
Компоненты жидкого топлива в невесомости неуправляемо перемещаются в пространстве баков. Для их осаждения необходимо применять специальные меры, например, включать вспомогательные двигатели, работающие на твёрдом топливе или на газе.
В настоящее время для химических ракетных двигателей (в том числе и для ЖРД) достигнут предел энергетических возможностей топлива, и поэтому теоретически не предвидится возможность существенного увеличения их удельного импульса, а это ограничивает возможности ракетной техники, базирующейся на использовании химических двигателей, уже освоенными двумя направлениями:
Космические полёты в околоземном пространстве (как пилотируемые, так и беспилотные).
Исследование космоса в пределах Солнечной системы с помощью автоматических аппаратов (Вояджер, Галилео).
омпоненты топлива
Выбор компонентов топлива является одним из важнейших решений при проектировании ЖРД, предопределяющий многие детали конструкции двигателя и последующие технические решения. Поэтому выбор топлива для ЖРД выполняется при всестороннем рассмотрении назначения двигателя и ракеты, на которой он устанавливается, условий их функционирования, технологии производства, хранения, транспортировки к месту старта и т. п.
Одним из важнейших показателей, характеризующих сочетание компонентов является удельный импульс, который имеет особенно важное значение при проектировании ракет-носителей космических аппаратов, так как от него в сильнейшей степени зависит соотношение массы топлива и полезного груза, а следовательно, размеры и масса всей ракеты (см. Формула Циолковского), которые при недостаточно высоком значении удельного импульса могут оказаться нереальными. В таблице 1 приведены основные характеристики некоторых сочетаний компонентов жидкого топлива.
Помимо удельного импульса при выборе компонентов топлива, решающую роль могут сыграть и другие показатели свойств топлива, в том числе:
Плотность, влияющая на размеры баков компонентов. Как следует из табл. 1, водород является горючим, с самым большим удельным импульсом (при любом окислителе), однако он обладает крайне низкой плотностью. Поэтому первые (самые большие) ступени ракет-носителей обычно используют другие (менее эффективные, но более плотные) виды горючего, например, керосин, что позволяет уменьшить размеры первой ступени до приемлемых. Примерами такой «тактики» служат ракета Сатурн-5, первая ступень которой использует компоненты кислород/керосин, а 2-я и 3-я ступени - кислород/водород, и система Спейс Шаттл, в которой в качестве первой ступени использованы твёрдотопливные ускорители.
Температура кипения, которая может накладывать серьёзные ограничения на условия эксплуатации ракеты. По этому показателю компоненты жидкого топлива подразделяют на криогенные - охлаждённые до крайне низких температур сжиженные газы, и высококипящие - жидкости имеющие температуру кипения выше 0 °C.
Криогенные компоненты не могут долго храниться, и транспортироваться на большие расстояния, поэтому они должны изготовляться (по крайней мере сжижаться) на специальных энергоёмких производствах, находящихся в непосредственной близости от места старта, что делает пусковую установку совершенно немобильной. Помимо этого, криогенные компоненты обладают и другими физическими свойствами, предъявляющими дополнительные требования к их использованию. Например, наличие даже незначительного количества воды или водяного пара в ёмкостях со сжиженными газами приводит к образованию очень твёрдых кристаллов льда, которые при попадании в топливную систему ракеты воздействуют на её части как абразивный материал и могут стать причиной тяжёлой аварии. За время многочасовой подготовки ракеты к старту на ней намерзает большое количество инея, превращающегося в лёд, и падение его кусков с большой высоты представляет опасность для персонала, занятого в подготовке, а также для самой ракеты и стартового оборудования. Сжиженные газы после заправки ими ракеты начинают испаряться, и до момента старта их нужно непрерывно пополнять через специальную систему подпитки. Избыток газа, образующегося при испарении компонентов, необходимо отводить таким образом, чтобы окислитель не смешивался с горючим, образуя взрывчатую смесь.
Высококипящие компоненты гораздо более удобны при транспортировке, хранении и оперировании с ними, поэтому в 50е годы ХХ в они вытеснили криогенные компоненты из области военного ракетостроения. В дальнейшем эта область всё в большей степени стала заниматься твёрдым топливом. Но при создании космических носителей криогенные топлива пока сохраняют своё положение за счёт высокой энергетической эффективности, а для выполнения маневров в космическом пространстве, когда топливо должно сохраняться в баках месяцами, а то и годами, наиболее приемлемыми являются высококипящие компоненты. Иллюстрацией такого «разделения труда» могут служить ЖРД, задействованные в проекте Аполлон: все три ступени ракеты-носителя Сатурн-5 используют криогенные компоненты, а двигатели лунного корабля, предназначенные для коррекции траектории и для маневров на окололунной орбите, - высококипящие несимметричный диметилгидразин и тетраоксид диазота.
Химическая агрессивность. Этим качеством обладают все окислители. Поэтому наличие в баках, предназначенных для окислителя, даже незначительных количеств органических веществ (например, жировых пятен, оставленных человеческими пальцами) может вызвать возгорание, вследствие которого может загореться материал самого бака (алюминий, магний, титан и железо очень энергично горят в среде ракетного окислителя). Из-за агрессивности окислители, как правило, не используются в качестве теплоносителей в системах охлаждения ЖРД, а в газогенераторах ТНА, для снижения тепловой нагрузки на турбину рабочее тело перенасыщается горючим, а не окислителем. При низких температурах жидкий кислород является, пожалуй, самым безопасным окислителем, потому, что альтернативные окислители, такие как тетраоксид диазота или концентрированная азотная кислота вступают в реакцию с металлами, и хотя они являются высококипящими окислителями, которые могут подолгу храниться при нормальной температуре, время службы баков, в которых они находятся, ограничено.
Токсичность компонентов топлива и продуктов их горения является серьёзным ограничителем их использования. Например, фтор, как следует из табл.1., как окислитель, более эффективен, чем кислород, однако в паре с водородом он образует фтороводород - вещество крайне токсичное и агрессивное, и выброс нескольких сотен, тем более, тысяч тонн такого продукта сгорания в атмосферу при запуске большой ракеты, сам по себе является крупной техногенной катастрофой, даже при удачном запуске. А в случае аварии, и разлива такого количества этого вещества, ущерб не поддаётся учёту. Поэтому фтор не используется в качестве компонента топлива. Токсичными являются и тетраоксид азота, азотная кислота и несимметричный диметилгидразин. В настоящее время предпочитаемым (с экологической точки зрения) окислителем является кислород, а горючим - водород, за которым следует керосин.