Ракетное топливо — это реакционная масса ракеты . Эта реактивная масса выбрасывается с максимально достижимой скоростью из ракетного двигателя для создания тяги . Требуемая энергия может поступать либо от самого топлива, как в химической ракете , либо из внешнего источника, как в ионных двигателях .
Ракеты создают тягу, выбрасывая массу назад на высокой скорости. Создаваемую тягу можно рассчитать, умножив массовый расход топлива на скорость его истечения относительно ракеты ( удельный импульс ). Ракету можно рассматривать как ускоряющуюся за счет давления горючих газов на камеру сгорания и сопло , а не за счет «толкания» воздуха позади или под ней. Ракетные двигатели лучше всего работают в космическом пространстве из-за отсутствия давления воздуха снаружи двигателя. В космосе также можно установить более длинное сопло, не страдая при этом от отрыва потока .
Большинство химических топлив высвобождают энергию посредством окислительно-восстановительной химии , точнее, посредством сгорания . Таким образом, в смеси должны присутствовать как окислитель , так и восстановитель (топливо). Разложение, такое как разложение крайне нестабильных пероксидных связей в монотопливных ракетах, также может быть источником энергии.
В случае двухкомпонентных жидкостных ракет смесь восстановительного топлива и окислителя вводится в камеру сгорания , обычно с использованием турбонасоса для преодоления давления. В процессе сгорания жидкая масса топлива превращается в огромный объем газа при высокой температуре и давлении. Этот поток выхлопных газов выбрасывается из сопла двигателя на высокой скорости, создавая противодействующую силу, которая продвигает ракету вперед в соответствии с законами движения Ньютона .
Химические ракеты можно сгруппировать по фазам. Ракеты на твердом топливе используют топливо в твердой фазе , ракеты на жидком топливе используют топливо в жидкой фазе , ракеты на газовом топливе используют топливо в газовой фазе , а гибридные ракеты используют комбинацию твердого и жидкого или газообразного топлива.
В случае твердотопливных ракетных двигателей топливо и окислитель объединяются при отливке двигателя. Сгорание топлива происходит внутри корпуса двигателя, который должен выдерживать развиваемое давление. Твердотопливные ракеты обычно имеют более высокую тягу, меньший удельный импульс , более короткое время горения и большую массу, чем жидкостные ракеты, и, кроме того, их невозможно остановить после зажигания.
В космосе максимальное изменение скорости , которое ступень ракеты может сообщить своей полезной нагрузке, в первую очередь зависит от соотношения ее масс и скорости истечения. Эта связь описывается уравнением ракеты . Скорость истечения зависит от используемого топлива и двигателя и тесно связана с удельным импульсом - общей энергией, передаваемой ракетному транспортному средству на единицу израсходованной массы топлива. На соотношение масс также может влиять выбор данного топлива.
В ступенях ракет, летающих через атмосферу, обычно используется топливо с меньшей производительностью, высокой молекулярной массой и высокой плотностью из-за того, что требуется меньший и более легкий резервуар. Верхние ступени, которые в основном или только работают в космическом вакууме, как правило, используют высокоэнергетическое, высокоэффективное жидкое водородное топливо низкой плотности.
Твердое топливо бывает двух основных типов. «Композиты» состоят в основном из смеси гранул твердого окислителя, такого как нитрат аммония , динитрамид аммония , перхлорат аммония или нитрат калия в полимерном связующем агенте, с хлопьями или порошками энергетических топливных соединений (примеры: RDX , HMX , алюминий, бериллий). Также могут быть добавлены пластификаторы, стабилизаторы и/или модификаторы скорости горения (оксид железа, оксид меди).
Одно-, двух- или тройные основы (в зависимости от количества основных ингредиентов) представляют собой однородные смеси одного-трех основных ингредиентов. Эти первичные ингредиенты должны включать топливо и окислитель, а также часто также включать связующие вещества и пластификаторы. Все компоненты макроскопически неразличимы и часто смешиваются в жидком виде и отверждаются за одну партию. Ингредиенты часто могут иметь несколько ролей. Например, гексоген является одновременно топливом и окислителем, а нитроцеллюлоза — топливом, окислителем и структурным полимером.
Еще больше усложняет классификацию тот факт, что существует множество порохов, которые содержат элементы двухосновных и композитных порохов, которые часто содержат некоторое количество энергетических добавок, гомогенно смешанных со связующим. В случае пороха (прессованного композита без полимерного связующего) топливом является древесный уголь, окислителем — нитрат калия, а сера служит катализатором реакции, а также расходуется на образование различных продуктов реакции, таких как сульфид калия .
Новейшие нитраминовые твердые ракетные топлива на основе CL-20 (HNIW) могут соответствовать характеристикам хранимых жидких ракетных топлив NTO/UDMH, но их нельзя дросселировать или перезапускать.
Твердотопливные ракеты гораздо проще хранить и обращаться с ними, чем жидкостные. Высокая плотность топлива также обеспечивает компактные размеры. Эти особенности, а также простота и низкая стоимость делают твердотопливные ракеты идеальными для военного и космического применения.
Их простота также делает твердотопливные ракеты хорошим выбором, когда требуется большая тяга и стоимость является проблемой. По этой причине « Спейс шаттл» и многие другие орбитальные ракеты-носители используют твердотопливные ракеты на разгонных ступенях ( твердотопливные ракетные ускорители ).
Ракеты на твердом топливе имеют меньший удельный импульс , показатель эффективности топлива, чем ракеты на жидком топливе. В результате общие характеристики твердотопливных верхних ступеней ниже, чем у жидкостных, хотя соотношение масс твердых тел обычно находится в диапазоне от 0,91 до 0,93, что не хуже или лучше, чем у большинства верхних ступеней с жидкостным топливом. Высокие соотношения масс, возможные при использовании этих несегментированных твердых верхних ступеней, являются результатом высокой плотности топлива и очень высокого соотношения прочности к весу корпусов двигателей с намоткой накаливания. [ нужна цитата ]
Недостатком твердотопливных ракет является то, что их нельзя дросселировать в реальном времени, хотя запрограммированный график тяги можно создать путем регулировки внутренней геометрии топлива. Твердотопливные ракеты могут выпускаться для тушения горения или реверса тяги в качестве средства контроля дальности или обеспечения разделения ступеней. Отливка большого количества топлива требует постоянства и повторяемости, чтобы избежать трещин и пустот в готовом двигателе. Смешивание и заливка происходят под компьютерным контролем в вакууме, смесь топлива распределяется тонким слоем и сканируется, чтобы исключить попадание крупных пузырьков газа в двигатель.
Твердотопливные ракеты нетерпимы к трещинам и пустотам и требуют последующей обработки, такой как рентгеновское сканирование, для выявления неисправностей. Процесс горения зависит от площади поверхности топлива. Пустоты и трещины представляют собой локальное увеличение площади поверхности горения, повышающее локальную температуру, что увеличивает местную скорость горения. Эта петля положительной обратной связи может легко привести к катастрофическому выходу из строя корпуса или сопла.
Твердое ракетное топливо было впервые разработано в 13 веке при китайской династии Сун . Китайцы Сун впервые применили порох в 1232 году во время военной осады Кайфэна . [1] [2] [3] [4] [5]
В 1950-х и 60-х годах исследователи в США разработали композитное топливо на основе перхлората аммония (APCP). Эта смесь обычно представляет собой 69-70% тонкоизмельченного перхлората аммония (окислитель) в сочетании с 16-20% мелкодисперсного алюминиевого порошка (топливо), скрепленного на основе из 11-14% полибутадиен-акрилонитрила (ПБАН) или гидроксил-концевых соединений. полибутадиен (топливо из полибутадиенового каучука). Смесь формируется в виде загустевшей жидкости, затем ей придается правильная форма и затвердевает, превращаясь в твердое, но гибкое твердое тело, несущее нагрузку. Исторически сложилось так, что количество твердого топлива APCP относительно невелико. Однако военные используют самые разные типы твердого топлива, некоторые из которых превосходят по характеристикам APCP. Сравнение наибольших удельных импульсов, достигаемых при различных сочетаниях твердого и жидкого топлива, используемых в современных ракетах-носителях, приведено в статье о твердотопливных ракетах . [6]
В 1970-х и 1980-х годах США полностью перешли на твердотопливные МБР: LGM-30 Minuteman и LG-118A Peacekeeper (MX). В 1980-х и 1990-х годах СССР/Россия также развернули твердотопливные МБР ( РТ-23 , РТ-2ПМ и РТ-2УТТХ ), но сохранили две жидкотопливные МБР ( Р-36 и УР-100Н ). Все твердотопливные МБР обеих сторон имели три начальные твердотопливные ступени, а те, что имели разделяющиеся боеголовки независимого наведения, имели прецизионную маневренную шину, используемую для точной настройки траектории спускаемых аппаратов.
Основными типами жидкого топлива являются хранимые топлива, которые, как правило, представляют собой криогенные и гиперголические топлива .
Ракеты на жидком топливе имеют более высокий удельный импульс, чем ракеты на твердом топливе, и их можно дросселировать, останавливать и перезапускать. Только камера сгорания ракеты на жидком топливе должна выдерживать высокое давление и температуру сгорания. Охлаждение может осуществляться регенеративно с помощью жидкого топлива. На автомобилях с турбонасосами давление в топливных баках ниже, чем в камере сгорания, что уменьшает массу бака. По этим причинам большинство орбитальных ракет-носителей используют жидкое топливо.
Основное преимущество жидкого топлива в удельном импульсе обусловлено наличием высокоэффективных окислителей. Доступны несколько практичных жидких окислителей ( жидкий кислород , четырехокись азота и перекись водорода ), которые имеют лучший удельный импульс, чем перхлорат аммония , используемый в большинстве твердотопливных ракет, в сочетании с подходящим топливом.
Некоторые газы, особенно кислород и азот, можно будет собирать из верхних слоев атмосферы и переносить на низкую околоземную орбиту для использования на складах топлива при существенно меньших затратах. [7]
Основные трудности с жидким топливом связаны также с окислителями. Хранимые окислители, такие как азотная кислота и четырехокись азота , как правило, чрезвычайно токсичны и обладают высокой реакционной способностью, в то время как криогенное топливо по определению должно храниться при низкой температуре и также может иметь проблемы с реакционной способностью/токсичностью. Жидкий кислород (LOX) — единственный летающий криогенный окислитель. Другие, такие как FLOX, смесь фтора и LOX, никогда не летали из-за нестабильности, токсичности и взрывоопасности. [8] Было предложено несколько других нестабильных, энергичных и токсичных окислителей: жидкий озон (O 3 ), ClF 3 и ClF 5 .
Ракеты на жидком топливе требуют потенциально проблемных клапанов, уплотнений и турбонасосов, что увеличивает стоимость ракеты-носителя. Турбонасосы вызывают особые проблемы из-за высоких требований к производительности.
Теоретическая скорость истечения данного химического состава топлива пропорциональна энергии, выделяемой на единицу массы топлива (удельная энергия). В химических ракетах несгоревшее топливо или окислитель представляет собой потерю химической потенциальной энергии , что снижает удельную энергию . Однако большинство ракет используют богатые топливом смеси, что приводит к более низкой теоретической скорости выхлопа. [9]
Однако богатые топливом смеси также содержат выхлопные газы с более низкой молекулярной массой . Сопло ракеты преобразует тепловую энергию порохов в направленную кинетическую энергию . Это преобразование происходит за время, необходимое топливу для вытекания из камеры сгорания через горловину двигателя и из сопла, обычно порядка одной миллисекунды. Молекулы хранят тепловую энергию посредством вращения, вибрации и перемещения, из которых только последняя может быть легко использована для добавления энергии в ступень ракеты. Молекулы с меньшим количеством атомов (например, CO и H 2 ) имеют меньше доступных колебательных и вращательных мод , чем молекулы с большим количеством атомов (например, CO 2 и H 2 O). Следовательно, молекулы меньшего размера сохраняют меньше энергии вибрации и вращения при заданном количестве подвода тепла, в результате чего становится доступно больше энергии поступательного движения для преобразования в кинетическую энергию. Получающееся в результате повышение эффективности сопла достаточно велико, чтобы реальные ракетные двигатели улучшали фактическую скорость выхлопа за счет работы на богатых смесях с несколько более низкими теоретическими скоростями выхлопа. [9]
Влияние молекулярной массы выхлопных газов на эффективность форсунок наиболее важно для форсунок, работающих вблизи уровня моря. Ракеты с высоким расширением, работающие в вакууме, дают гораздо меньший эффект и поэтому работают менее обогащенными.
Ракеты LOX/углеводород работают с небольшим обогащением (массовое соотношение O/F равно 3, а не стехиометрическое от 3,4 до 4), потому что выделение энергии на единицу массы быстро падает, когда соотношение смеси отклоняется от стехиометрического. Ракеты LOX/LH 2 работают на очень богатой смеси (соотношение масс O/F равно 4, а не стехиометрическое 8), поскольку водород настолько легок, что выделение энергии на единицу массы топлива падает очень медленно с добавлением дополнительного водорода. Фактически, ракеты LOX/LH 2 обычно ограничены в том, насколько богаты они в работе, из-за снижения производительности из-за массы дополнительного резервуара с водородом, а не из-за основного химического состава. [9]
Другая причина работы на богатой смеси заключается в том, что нестехиометрические смеси горят холоднее, чем стехиометрические, что облегчает охлаждение двигателя. Поскольку продукты сгорания, богатые топливом, менее химически активны ( коррозийны ), чем продукты сгорания, богатые окислителями, подавляющее большинство ракетных двигателей спроектировано для работы с богатым топливом. Существует по крайней мере одно исключение: российская горелка РД-180 , которая сжигает LOX и РП-1 в соотношении 2,72.
Кроме того, соотношение смесей может меняться во время запуска. Это можно использовать с помощью конструкций, которые регулируют соотношение окислителя и топлива (вместе с общей тягой) на протяжении всего полета, чтобы максимизировать общую производительность системы. Например, во время отрыва тяга более ценна, чем удельный импульс, и тщательная регулировка соотношения O/F может обеспечить более высокие уровни тяги. Как только ракета отойдет от стартовой площадки, соотношение масла и масла двигателя можно будет настроить для повышения эффективности.
Хотя жидкий водород дает высокий I sp , его низкая плотность является недостатком: водород занимает примерно в 7 раз больше объема на килограмм, чем плотное топливо, такое как керосин. Топливный бак, водопровод и насос должны быть соответственно больше. Это увеличивает сухую массу автомобиля, снижая производительность. Жидкий водород также относительно дорог в производстве и хранении и вызывает трудности с проектированием, производством и эксплуатацией транспортного средства. Однако жидкий водород чрезвычайно хорошо подходит для использования в верхних стадиях, где I sp имеет большое значение, а соотношение тяги к весу менее важно.
Ракеты-носители с плотным топливом имеют более высокую взлетную массу из-за меньшего I sp , но могут легче развивать высокие взлетные тяги из-за уменьшенного объема компонентов двигателя. Это означает, что аппараты с ускорительными ступенями, работающими на плотном топливе, достигают орбиты раньше, что минимизирует потери из-за гравитационного сопротивления и снижает потребность в эффективной дельта-v .
Предлагаемая трехкомпонентная ракета использует в основном плотное топливо на малой высоте и переключается на водород на большей высоте. Исследования 1960-х годов предложили использовать эту технологию для одноступенчатых выводов на орбиту. [10] Космический челнок приблизился к этому, используя плотные твердотопливные ракетные ускорители для большей части тяги в течение первых 120 секунд. Главные двигатели сжигали богатую топливом водородно-кислородную смесь, работая непрерывно на протяжении всего запуска, но обеспечивая большую часть тяги на больших высотах после сгорания SRB.
Гибридное топливо: хранимый окислитель, используемый с твердым топливом, который сохраняет большинство достоинств как жидкостей (высокий ISP), так и твердых веществ (простота).
Гибридная ракета обычно имеет твердое топливо и жидкий окислитель или окислитель NEMA. [ необходимы разъяснения ] Жидкий окислитель может позволить дросселировать и перезапускать двигатель, как в ракете на жидком топливе. Гибридные ракеты также могут быть более безопасными для окружающей среды, чем твердотопливные ракеты, поскольку некоторые высокоэффективные твердофазные окислители содержат хлор (в частности, композиты с перхлоратом аммония), а не более безопасный жидкий кислород или закись азота, часто используемые в гибридах. Это справедливо только для конкретных гибридных систем. Были гибриды, в которых в качестве окислителей использовались соединения хлора или фтора, а также опасные материалы, такие как соединения бериллия, смешанные с зерном твердого топлива. Поскольку только один компонент представляет собой жидкость, гибриды могут быть проще, чем жидкостные ракеты, в зависимости от движущей силы, используемой для транспортировки жидкости в камеру сгорания. Меньшее количество жидкостей обычно означает меньшее количество и меньшие по размеру трубопроводные системы, клапаны и насосы (если они используются).
Гибридные двигатели имеют два основных недостатка. Первый из них, как и твердотопливные ракетные двигатели, заключается в том, что оболочка топливного зерна должна быть сконструирована так, чтобы выдерживать полное давление сгорания, а зачастую и экстремальные температуры. Однако современные композитные конструкции хорошо справляются с этой задачей, а при использовании с закисью азота и твердым резиновым топливом (ТТРВ) в любом случае требуется относительно небольшой процент топлива, поэтому камера сгорания не имеет особенно больших размеров. [ нужна цитата ]
Основная остающаяся трудность с гибридами связана со смешиванием топлива в процессе сгорания. В твердых топливах окислитель и топливо смешиваются на заводе в тщательно контролируемых условиях. Жидкое топливо обычно смешивается с помощью форсунки в верхней части камеры сгорания, которая направляет множество небольших, быстро движущихся потоков топлива и окислителя друг в друга. Конструкция жидкостного ракетного инжектора изучалась очень долго, и до сих пор не удается надежно спрогнозировать его характеристики. В гибридном двигателе смешение происходит на поверхности плавления или испарения топлива. Смешивание не является хорошо контролируемым процессом, и, как правило, довольно много топлива остается несгоревшим, [11] что ограничивает эффективность двигателя. Скорость сгорания топлива во многом определяется потоком окислителя и площадью открытой поверхности топлива. Такой скорости сгорания обычно недостаточно для операций высокой мощности, таких как ступени наддува, если только площадь поверхности или поток окислителя не велики. Слишком высокий поток окислителя может привести к затоплению и потере удержания пламени, что локально тушит горение. Площадь поверхности можно увеличить, обычно за счет более длинных зерен или нескольких отверстий, но это может увеличить размер камеры сгорания, уменьшить прочность зерен и/или уменьшить объемную нагрузку. Кроме того, по мере продолжения горения отверстие в центре зерна («порт») расширяется, и соотношение смеси имеет тенденцию становиться более обогащенным окислителем.
Гибридные двигатели развивались гораздо меньше, чем твердотельные и жидкостные. В военных целях простота обращения и обслуживания привела к использованию твердотопливных ракет. Для орбитальной работы жидкое топливо более эффективно, чем гибриды, и большая часть разработок сосредоточена именно там. В последнее время наблюдается рост разработки гибридных двигателей для невоенных суборбитальных работ:
GOX (газообразный кислород) использовался в качестве окислителя в системе орбитального маневрирования программы «Буран» .
Некоторые конструкции ракет передают энергию своему топливу с помощью внешних источников энергии. Например, в водяных ракетах используется сжатый газ, обычно воздух, для вытеснения реакционной массы воды из ракеты.
Ионные двигатели ионизируют нейтральный газ и создают тягу, ускоряя ионы (или плазму) электрическими и/или магнитными полями.
В тепловых ракетах используются инертные топлива с низкой молекулярной массой, химически совместимые с механизмом нагрева при высоких температурах. Солнечные тепловые ракеты и ядерные тепловые ракеты обычно предлагают использовать жидкий водород для удельного импульса около 600–900 секунд или, в некоторых случаях, воду, которая выбрасывается в виде пара, для удельного импульса около 190 секунд. Ядерные тепловые ракеты используют тепло ядерного деления для придания энергии топливу. Некоторые конструкции разделяют ядерное топливо и рабочее тело, сводя к минимуму возможность радиоактивного загрязнения, но потеря ядерного топлива была постоянной проблемой во время реальных программ испытаний. Солнечные тепловые ракеты используют концентрированный солнечный свет для нагрева топлива, а не ядерный реактор.
Для применений с низкой производительностью, таких как струи ориентации , используются сжатые газы, такие как азот. [13] Энергия сохраняется под давлением инертного газа. Однако из-за низкой плотности всех практических газов и большой массы сосуда под давлением, необходимого для его содержания, сжатые газы в настоящее время практически не используются.
В проекте «Орион» и других предложениях по ядерным импульсным двигателям топливом будут плазменные обломки серии ядерных взрывов . [14]
