На твердой тяге

Ядовитые смеси

Каким бы ни было топливо, его горение по сути есть процесс окисления, который возможен только при наличии кислорода в чистом виде либо в каком-либо соединении (например, азотная кислота, перекись водорода и т.п.). Окружающая нас земная атмосфера содержит 21% кислорода, и этого вполне достаточно для горения, то есть для работы тепловых машин. Другое дело, когда тепловой двигатель установлен на объекте, выходящем за пределы земной атмосферы. Там он работать не сможет — ему просто «нечем дышать». Поэтому космические, как и боевые баллистические ракеты, приводимые в движение ракетными двигателями, должны нести комплексное топливо, состоящее из горючего и окислителя, причём последнего должно быть, как правило, больше (приблизительно раза в полтора). Горючее для ракетных двигателей должно отвечать целому ряду требований. Прежде всего учитывается его энергоёмкость, определяемая удельной теплотой сгорания, а также плотность (чем она меньше, тем больше полезного груза сможет поднять ракета). Поскольку старт ракет и начальный участок их траектории проходит в атмосфере, то к компонентам ракетного топлива предъявляются и экологические требования. В качестве горючего чаще всего используются керосин, метиловый и этиловый спирты и водород. Последний имеет самую высокую удельную теплоту сгорания и самую низкую плотность. Однако реально водород может быть использован только в сжиженном состоянии, для достижения которого газ нужно охладить до -259 °С. В противном случае (использования в газообразном состоянии) потребовались бы баки непомерного размера либо прочные (и соответственно тяжёлые) баки, рассчитанные на высокое давление сжатого газа. Последним достижением советских химиков стала разработка ракетного горючего гептила и окислителя амила. Надо отметить, что оба эти вещества способны нанести серьёзный урон как людям, так и любым природным объектам. Любое соприкосновение с гептилом пагубно влияет практически на все системы человеческого организма. Поэтому хранение его затруднено, а личный состав, обслуживающий снаряжённые гептилом ракеты, может работать только в защитных комбинезонах и противогазах. Учитывая это, несмотря на высокую энергоёмкость, топливо «гептил/амил» используется только в боевых баллистических ракетах.

Топливо космических ракет и аппаратов

Вывод космических аппаратов за пределы земной атмосферы и разгон до орбитальных скоростей требует огромных энергозатрат. Используемые в настоящее время топлива и конструкционные материалы ракет обеспечивают соотношение масс на старте и на орбите не лучше 30:1. Поэтому масса космической ракеты на старте составляет сотни и даже тысячи тонн. Отрыв такой массы от стартового стола требует превосходящей реактивной тяги двигателей. Поэтому основное требование к топливу первой ступени ракет — возможность создания значительной тяги при приемлемых габаритах двигателя и запасах топлива. Тяга прямо пропорциональна удельному импульсу и массовому расходу топлива. Т.е. топлива с высоким удельным импульсом требуется меньше для вывода на орбиту равной нагрузки. Удельный импульс обратно пропорционален молекулярному весу продуктов горения, что означает низкую плотность высокоэффективного топлива и, соответственно, значительный объем и вес конструкции двигателя и топливной системы. Поэтому при выборе топлив ищут компромисс между весом конструкции и весом топлива. На одном конце этого выбора находится топливная пара водород+кислород с наивысшим удельным импульсом и низкой плотностью. На другом конце находится твердое топливо на основе перхлората аммония с низким удельным импульсом, но высокой плотностью.

Помимо тяговых возможностей топлива, учитываются и другие факторы. Неустойчивость горения некоторых топлив зачастую приводила к взрывам двигателей. Высокая температура горения некоторых топлив предъявляла повышенные требования к конструированию, материалам и технологии двигателей. Криогенные топлива утяжеляли ракету теплоизоляцией, затрудняли выбор хладостойких материалов, усложняли проектирование и отработку. Поэтому на заре космической эры получило широкое распространение такое легкое в получении, хранении и использовании топливо как несимметричный диметилгидразин (НДМГ). При этом оно имело вполне приемлемые тяговые характеристики, поэтому довольно широко используется и в наше время.

Помимо технических факторов важны экономические, исторические и социальные. Криогенные топлива требуют дорогой сложной специфической инфраструктуры космодрома для получения и хранения криогенных материалов, таких как жидкие кислород и водород. Высокотоксичные топлива, такие как НДМГ, создают экологические риски для персонала и мест падения ступеней ракет, экономические риски последствий заражения территорий при аварийных ситуациях.

В ракетах для запуска космических аппаратов в настоящее время, в основном, используются четыре вида топлива:

• Керосин + жидкий кислород. Популярное, дешевое топливо с великолепно развитой и отработанной линейкой двигателей и топливной инфраструктурой. Имеет неплохую экологичность. Лучшие двигатели обеспечивают удельный импульс (УИ) немногим выше 300 секунд при атмосферном давлении.
• Несимметричный диметилгидразин + тетраоксид азота. Чрезвычайно токсичное топливо. Однако высокая устойчивость горения, самовоспламеняемость, относительная простота топливной арматуры, легкость хранения, хорошая плотность топлива, хорошие энергетические характеристики предопределили широкое распространение. Сегодня предпринимаются усилия по отказу от НДМГ. УИ примерно аналогичен кислород-керосиновой паре.
• Жидкий водород + жидкий кислород. Низкая плотность и чрезвычайно низкие температуры хранения водорода делает очень сложным использование топливной пары в первой ступени ракет-носителей. Однако высокая эффективность приводит к широкому использованию в верхних ступенях ракет-носителей, где приоритет тяги уменьшается, а цена массы растет. Топливо имеет великолепную экологичность. УИ лучших двигателей на уровне моря свыше 350 секунд, в вакууме — 450 секунд.
• Смесевое твёрдое ракетное топливо на основе перхлората аммония. Дешевое топливо, но требует высокой культуры производства. Широко используется в западном ракетостроении на первой ступени ракет благодаря легкости получения значительной тяги. Двигателями на твердом топливе сложно управлять по вектору тяги, поэтому их часто ставят в параллель с небольшими жидкостными двигателями, которые обеспечивают управляемость полета. Имеет низкую экологичность. Типовой УИ — 250 секунд.

Наблюдается также высокий интерес к перспективной топливной паре метан + жидкий кислород, но пока нет даже готовых проектов способных работать на бытовом газу .

Обзор

Ракеты создают втиснутый, удаляя массу назад в скоростном самолете (см. Третий Закон Ньютона). Химические ракеты, предмет этой статьи, создают втиснутый реагирующим топливом в пределах камеры сгорания в очень горячий газ в высоком давлении, которое тогда расширено и ускорено прохождением через носик с задней стороны ракеты. Сумма получающейся передовой силы, известной как толчок, который произведен, является массовым расходом топлива, умноженного на их выхлопную скорость (относительно ракеты), как определено третьим законом Ньютона движения. Толчок — поэтому равная и противоположная реакция, которая перемещает ракету, и не косвенно выхлопного потока с воздухом вокруг ракеты. Эквивалентно, можно думать о ракете, ускоряемой вверх давлением воспламеняющихся газов против камеры сгорания и носика. Этот эксплуатационный принцип стоит в отличие от обычно проводимого предположения, что ракета «прижимается» к воздуху позади или ниже его. Ракеты фактически выступают лучше в космосе (где нет ничего позади или ниже их, чтобы прижаться к), потому что есть сокращение давления воздуха за пределами двигателя, и потому что возможно соответствовать более длинному носику, не страдая от разделения потока, в дополнение к отсутствию аэродинамического сопротивления.

Максимальная скорость, которой ракета может достигнуть в отсутствие любых внешних сил, является прежде всего функцией своего массового отношения и своей выхлопной скорости. Отношения описаны уравнением ракеты:. массовое отношение — просто способ выразить, какая пропорция ракеты — топливо (комбинация топлива/окислителя) до воспламенения двигателя. Как правило, у одноступенчатой ракеты могла бы быть массовая фракция 90%-го топлива, 10%-й структуры, и следовательно массового отношения 9:1. Об импульсе, поставленном двигателем транспортному средству ракеты за вес потребляемого топлива, часто сообщают как определенный импульс топлива ракеты. Топливо с более высоким определенным импульсом, как говорят, более эффективно, потому что более толчок произведен, потребляя данное количество топлива.

Более низкие стадии будут обычно использовать высокоплотный (низкий объем) топливо из-за их более легкой емкости к движущим отношениям веса и потому что более высокое исполнительное топливо требует более высоких отношений расширения для максимальной производительности, чем можно достигнуть в атмосфере. Таким образом первая стадия Saturn V использовала жидкий кислород керосина, а не жидкий кислород жидкого водорода, используемый на его верхних ступенях. Точно так же использование Шаттла высоко втиснутые, высокоплотные твердые ракетные ускорители для его старта с Основными двигателями Шаттла жидкого кислорода жидкого водорода, используемыми частично для старта, но прежде всего для орбитальной вставки.

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.

• 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»).

Сопутствующий ущерб

Кроме самого гептила, опасными токсинами для человека являются продукты окисления гептила и амила, а именно:

• Нитрозодиметиламин. В 10 раз токсичнее гептила.
• Тетраметилтетразен. Вещество 3 группы опасности, поражает дыхательные пути и кожные покровы.
• Диоксид азота (NO₂). Очень токсичен, может вызвать дегенерацию слизистых дыхательных путей, некроз печени, почек и головного мозга.
• Оксид азота (NO). Класс опасности газа – третий. Поражает органы дыхания и кровообращения.
• Угарный газ (СО). Соединение, которое связывает гемоглобин эритроцитов с превращением его карбоксигемоглобин – устойчивую форму, которая приводит к кислородному голоданию всех органов и тканей.
• Цианистый водород или синильная кислота. Вещество 1 класса опасности. Очень токсичный яд, который проникает через кожные покровы. Интоксикация сопровождается удушьем, вплоть до летального исхода. При незначительных концентрациях появляется ощущение царапания в горле, горький привкус во рту, затруднение речи и координации, острая головная боль, расстройство желудочно-кишечного тракта, ускоренный сердечный ритм.
• Формальдегид. Вещество с резким запахом, даже в малых концентрациях приводит к поражению слизистых оболочек и общетоксическому поражению нервной системы, почек и печени, органа зрения.

Интоксикация организма может проходить в острой и хронической форме.

Процесс горения

1. Стадия инертного прогрева;
2. Стадия разложения компонентов топлива;
3. Стадия химического взаимодействия газообразных окисл. горючих элементов. При этом взаимодействии выделяется большое количества тепла.

Все эти процессы протекают одновременно и практически не разделены на пространственные зоны у поверхности горящей шашки. Высокое содержание в продуктах сгорания ТРТ твёрдых частиц снижает влияние давления на скорость горения шашки. Для уменьшения влияния случайных перепадов давления и начальной температуры на скорость горения шашки и колебания тяги, используют катализаторы горения ТРТ. Чаще всего в качестве катализаторов горения выступают минеральные или органические соединения переходных металлов. Например: оксид железа, оксид хрома, бихромат свинца, оксид свинца, карбонат свинца, ферроцен, трис-ацетилацетонаты кобальта и хрома и др. Эти добавки вносят в составы баллиститных ТРТ и СТТ, чаще всего, в количестве 1-5%.

В любом случае, повышение давления в области горения шашки приводит к некоторому увеличению скорости горения. При некоторых условиях это может привести к разрушению корпуса РДТТ. Высокие температуры также могут приводит к размягчению некоторых баллиститных топлив и изменению их формы в корпусе РДТТ. При запуске такого РДТТ происходит разрушение шашки и закупорка критического сечения сопла.

Факторы, влияющие на величину скорости горения:

• Фракционный размер частиц окислителя и металлического горючего
• Состав топлива
• Влияние начальной температуры
• Влияние давления в камере сгорания
• Влияние технологических добавок
• Влияние скорости газового потока, обдувающего горящую поверхность топлива.