Ракетное топливо используется в качестве реактивной массы , выбрасываемой из ракетного двигателя для создания тяги . Требуемая энергия может поступать либо из самого топлива, как в химической ракете , либо из внешнего источника, как в ионных двигателях .
Ракеты создают тягу, выталкивая массу назад на высокой скорости. Создаваемую тягу можно рассчитать, умножив массовый расход топлива на скорость его истечения относительно ракеты ( удельный импульс ). Можно считать, что ракета ускоряется давлением горючих газов на камеру сгорания и сопло , а не «толканием» воздуха позади или под ней. Ракетные двигатели лучше всего работают в открытом космосе из-за отсутствия давления воздуха снаружи двигателя. В космосе также можно установить более длинное сопло, не страдая от разделения потока .
Большинство химических ракетных топлив выделяют энергию посредством окислительно-восстановительной химии , а именно горения . Таким образом, в смеси должны присутствовать как окислитель , так и восстановитель (топливо). Разложение, например, крайне нестабильных пероксидных связей в ракетах с монотопливом , также может быть источником энергии.
В случае двухкомпонентных жидкостных ракет смесь восстановительного топлива и окислителя-окислителя вводится в камеру сгорания , обычно с использованием турбонасоса для преодоления давления. По мере сгорания масса жидкого топлива преобразуется в огромный объем газа при высокой температуре и давлении. Этот выхлопной поток выбрасывается из сопла двигателя с высокой скоростью, создавая противодействующую силу, которая толкает ракету вперед в соответствии с законами движения Ньютона .
Химические ракеты можно сгруппировать по фазам. Твердотопливные ракеты используют топливо в твердой фазе , жидкотопливные ракеты используют топливо в жидкой фазе , газотопливные ракеты 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 большую тягу, меньший удельный импульс , меньшее время горения и большую массу, чем жидкотопливные ракеты, и, кроме того, не могут быть остановлены после зажигания.
В космосе максимальное изменение скорости , которое ступень ракеты может придать своей полезной нагрузке, в первую очередь зависит от ее массового соотношения и скорости истечения. Эта связь описывается уравнением ракеты . Скорость истечения зависит от используемого топлива и двигателя и тесно связана с удельным импульсом , полной энергией, передаваемой ракетному транспортному средству на единицу потребляемой массы топлива. Соотношение масс также может зависеть от выбора данного топлива.
Ракетные ступени, которые летают в атмосфере, обычно используют низкопроизводительное, высокомолекулярный, высокоплотное топливо из-за меньшего и более легкого требуемого объема бака. Верхние ступени, которые в основном или только работают в вакууме космоса, как правило, используют высокоэнергетическое, высокопроизводительное, низкоплотное жидкое водородное топливо.
Твердое топливо бывает двух основных типов. «Композиты» в основном состоят 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 трехосновные (в зависимости от количества основных ингредиентов) представляют собой однородные смеси от одного до трех основных ингредиентов. Эти основные ингредиенты должны включать топливо и окислитель, а также часто включают связующие вещества и пластификаторы. Все компоненты макроскопически неразличимы и часто смешиваются как жидкости и отверждаются в одной партии. Ингредиенты часто могут иметь несколько ролей. Например, RDX является как топливом, так и окислителем, в то время как нитроцеллюлоза является топливом, окислителем и структурным полимером.
Еще больше усложняет категоризацию то, что существует много ракетных топлив, содержащих элементы двухосновных и композитных ракетных топлив, которые часто содержат некоторое количество энергетических добавок, однородно смешанных со связующим. В случае пороха (прессованный композит без полимерного связующего) горючим является древесный уголь, окислителем является нитрат калия, а сера служит катализатором реакции, а также расходуется для образования различных продуктов реакции, таких как сульфид калия .
Новейшие нитраминовые твердые топлива на основе CL-20 (HNIW) могут сравниться по производительности с жидкими топливами NTO / UDMH , пригодными для хранения, но не поддаются дросселированию или перезапуску.
Твердотопливные ракеты гораздо проще хранить и использовать, чем жидкотопливные. Высокая плотность топлива также обеспечивает компактный размер. Эти особенности, а также простота и низкая стоимость делают твердотопливные ракеты идеальными для военных и космических применений.
Их простота также делает твердотопливные ракеты хорошим выбором, когда требуется большая тяга, а стоимость является проблемой. По этой причине Space Shuttle и многие другие орбитальные ракеты-носители используют твердотопливные ракеты в своих ступенях разгона ( твердотопливные ракетные ускорители ).
Ракеты на твердом топливе имеют меньший удельный импульс , меру эффективности топлива, чем ракеты на жидком топливе. В результате общая производительность верхних ступеней на твердом топливе ниже, чем на жидком, хотя соотношение масс твердого топлива обычно находится в диапазоне от 0,91 до 0,93, что так же хорошо или лучше, чем у большинства верхних ступеней на жидком топливе. Высокие соотношения масс, возможные с этими несегментированными верхними ступенями на твердом топливе, являются результатом высокой плотности топлива и очень высокого соотношения прочности к весу корпусов двигателей с намотанной нитью. [ необходима цитата ]
Недостатком твердотопливных ракет является то, что их нельзя дросселировать в реальном времени, хотя можно создать запрограммированный график тяги, отрегулировав внутреннюю геометрию топлива. Твердотопливные ракеты могут быть вентилируемыми для гашения сгорания или реверсирования тяги в качестве средства управления дальностью или обеспечения разделения ступеней. Отливка больших объемов топлива требует последовательности и повторяемости, чтобы избежать трещин и пустот в готовом двигателе. Смешивание и литье происходят под управлением компьютера в вакууме, а смесь топлива распределяется тонким слоем и сканируется, чтобы гарантировать, что в двигатель не попадут большие пузырьки газа.
Ракеты на твердом топливе нетерпимы к трещинам и пустотам и требуют последующей обработки, такой как рентгеновское сканирование, для выявления дефектов. Процесс сгорания зависит от площади поверхности топлива. Пустоты и трещины представляют собой локальное увеличение площади поверхности горения, увеличивая локальную температуру, что увеличивает локальную скорость сгорания. Этот положительный цикл обратной связи может легко привести к катастрофическому отказу корпуса или сопла.
Твердое ракетное топливо было впервые разработано в 13 веке во времена китайской династии Сун . Китайцы династии Сун впервые использовали порох в 1232 году во время военной осады Кайфэна . [1] [2] [3] [4] [5]
В 1950-х и 60-х годах исследователи в Соединенных Штатах разработали композитное топливо на основе перхлората аммония (APCP). Эта смесь обычно представляет собой 69-70% тонкоизмельченного перхлората аммония (окислитель) в сочетании с 16-20% тонкоизмельченного алюминиевого порошка (топливо), удерживаемого вместе на основе 11-14% полибутадиенакрилонитрила (PBAN) или полибутадиена с гидроксильными концевыми группами (топливо с полибутадиеновым каучуком). Смесь формируется в виде загущенной жидкости, а затем отливается в нужную форму и затвердевает в твердое, но гибкое несущее нагрузку твердое вещество. Исторически сложилось так, что количество твердых топлив APCP относительно невелико. Однако военные используют широкий спектр различных типов твердых топлив, некоторые из которых превосходят характеристики APCP. Сравнение самых высоких удельных импульсов, достигнутых с различными комбинациями твердого и жидкого топлива, используемых в современных ракетах-носителях, приводится 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 с обеих сторон имели три начальные твердотопливные ступени, а те, которые имели несколько боеголовок с независимым наведением, имели высокоточную маневренную шину, используемую для точной настройки траектории боеголовок.
Ракеты на жидком топливе имеют более высокий удельный импульс , чем твердотопливные ракеты, и их можно дросселировать, останавливать и перезапускать. Только камера сгорания ракеты на жидком топливе должна выдерживать высокие давления и температуры сгорания. Охлаждение может осуществляться регенеративно с помощью жидкого топлива. На транспортных средствах, использующих турбонасосы , топливные баки находятся под более низким давлением, чем камера сгорания, что уменьшает массу бака. По этим причинам большинство орбитальных ракет-носителей используют жидкое топливо.
Основное преимущество жидких ракетных топлив в удельном импульсе обусловлено доступностью высокоэффективных окислителей. Доступны несколько практичных жидких окислителей ( жидкий кислород , тетраоксид диазота и перекись водорода ), которые имеют лучший удельный импульс, чем перхлорат аммония, используемый в большинстве твердотопливных ракет, в сочетании с подходящим топливом.
Некоторые газы, в частности кислород и азот, можно будет собирать из верхних слоев атмосферы и переносить на низкую околоземную орбиту для использования в топливных хранилищах по существенно сниженной стоимости. [7]
Основные трудности с жидкими ракетными топливами также связаны с окислителями. Хранимые окислители, такие как азотная кислота и тетраоксид азота , как правило, чрезвычайно токсичны и высокореактивны, в то время как криогенные ракетные топлива по определению должны храниться при низкой температуре и также могут иметь проблемы с реакционной способностью/токсичностью. Жидкий кислород (LOX) является единственным летающим криогенным окислителем. Другие, такие как FLOX, смесь фтора /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 .
Жидкотопливные ракеты требуют потенциально проблемных клапанов, уплотнений и турбонасосов, которые увеличивают стоимость ракеты-носителя. Турбонасосы особенно проблемны из-за высоких требований к производительности.
Теоретическая скорость истечения заданного 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 работают на богатых топливом смесях, что приводит к более низким теоретическим скоростям истечения. [9]
Однако смеси с высоким содержанием топлива также имеют более низкомолекулярные выхлопные газы. Сопло ракеты преобразует тепловую энергию топлива в направленную кинетическую энергию . Это преобразование происходит за время, необходимое для того, чтобы топливо вытекло из камеры сгорания через горловину двигателя и вышло из сопла, обычно порядка одной миллисекунды. Молекулы хранят тепловую энергию во вращении, вибрации и поступательном движении, из которых только последнее может быть легко использовано для добавления энергии к ступени ракеты. Молекулы с меньшим количеством атомов (например, CO и H 2 ) имеют меньше доступных колебательных и вращательных режимов , чем молекулы с большим количеством атомов (например, CO 2 и H 2 O). Следовательно, меньшие молекулы хранят меньше колебательной и вращательной энергии для заданного количества подводимого тепла, в результате чего больше энергии поступательного движения становится доступным для преобразования в кинетическую энергию. Полученное улучшение эффективности сопла достаточно велико, чтобы реальные ракетные двигатели улучшили свою фактическую скорость выхлопа, работая на богатых смесях с несколько более низкими теоретическими скоростями выхлопа. [9]
Влияние молекулярной массы выхлопных газов на эффективность сопла наиболее важно для сопел, работающих вблизи уровня моря. Ракеты с высоким расширением, работающие в вакууме, испытывают гораздо меньший эффект, и поэтому работают на менее богатой смеси.
Ракеты LOX/углеводород работают на слегка обогащенной смеси (соотношение масс O/F 3, а не стехиометрическое 3,4 к 4), потому что выделение энергии на единицу массы быстро падает, когда соотношение смеси отклоняется от стехиометрического. Ракеты LOX/LH 2 работают на очень обогащенной смеси (соотношение масс O/F 4, а не стехиометрическое 8), потому что водород настолько легкий, что выделение энергии на единицу массы топлива падает очень медленно с дополнительным водородом. Фактически, ракеты LOX/LH 2 обычно ограничены в том, насколько они богаты, из-за потери производительности массы дополнительного водородного бака, а не из-за базовой химии. [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 ( коррозионны ), чем продукты сгорания, богатые окислителем, подавляющее большинство ракетных двигателей спроектированы для работы на богатой топливом смеси. Существует по крайней мере одно исключение: российский предпусковой кулер РД-180 , который сжигает LOX и RP-1 в соотношении 2,72.
Кроме того, соотношение компонентов смеси может быть динамическим во время запуска. Это можно использовать с конструкциями, которые регулируют соотношение окислителя и топлива (вместе с общей тягой) на протяжении всего полета, чтобы максимизировать общую производительность системы. Например, во время взлета тяга более ценна, чем удельный импульс, и тщательная регулировка соотношения O/F может обеспечить более высокие уровни тяги. Как только ракета оторвется от стартовой площадки, соотношение O/F двигателя можно настроить для более высокой 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, трубопроводы и насос должны быть соответственно больше. Это увеличивает сухую массу транспортного средства, 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 на верхней ступени, где I sp имеет большое значение, а соотношение тяги к весу менее значимо.
Ракеты-носители с плотным топливом имеют большую взлетную массу из-за более низкого I sp , но могут легче развивать большую взлетную тягу из-за уменьшенного объема компонентов двигателя. Это означает, что аппараты с плотными ускорительными ступенями достигают орбиты раньше, минимизируя потери из-за гравитационного сопротивления и снижая эффективное требование delta-v .
Предложенная трехкомпонентная ракета использует в основном плотное топливо на малой высоте и переключается на водород на большей высоте. Исследования 1960-х годов предлагали одноступенчатые орбитальные аппараты, использующие эту технологию. [10] Space Shuttle приблизился к этому, используя плотные твердотопливные ракетные ускорители для большей части тяги в течение первых 120 секунд. Главные двигатели сжигали богатую топливом смесь водорода и кислорода, работая непрерывно в течение всего запуска, но обеспечивая большую часть тяги на больших высотах после сгорания SRB.
Гибридные виды топлива: окислитель длительного хранения, используемый с твердым топливом, который сохраняет большинство достоинств как жидкостей (высокая удельная плотность), так и твердых веществ (простота).
Гибридная ракета обычно имеет твердое топливо и жидкий или NEMA окислитель. [ требуется уточнение ] Жидкий окислитель может позволить дросселировать и перезапускать двигатель так же, как жидкотопливная ракета. Гибридные ракеты также могут быть экологически безопаснее, чем твердотопливные ракеты, поскольку некоторые высокопроизводительные твердофазные окислители содержат хлор (в частности, композиты с перхлоратом аммония), по сравнению с более безвредным жидким кислородом или закисью азота, часто используемыми в гибридах. Это справедливо только для определенных гибридных систем. Были гибриды, которые использовали соединения хлора или фтора в качестве окислителей и опасные материалы, такие как соединения бериллия, смешанные с твердым топливным зерном. Поскольку только один компонент является жидкостью, гибриды могут быть проще, чем жидкостные ракеты, в зависимости от движущей силы, используемой для транспортировки жидкости в камеру сгорания. Меньшее количество жидкостей, как правило, означает меньшее количество и меньшие размеры систем трубопроводов, клапанов и насосов (если они используются).
Гибридные двигатели страдают от двух основных недостатков. Первый, общий с твердотопливными ракетными двигателями, заключается в том, что корпус вокруг топливного зерна должен быть построен так, чтобы выдерживать полное давление сгорания, а часто и экстремальные температуры. Однако современные композитные структуры хорошо справляются с этой проблемой, и при использовании с закисью азота и твердым резиновым топливом (HTPB) в любом случае требуется относительно небольшой процент топлива, поэтому камера сгорания не особенно велика. [ необходима цитата ]
Основная оставшаяся трудность с гибридами заключается в смешивании топлива в процессе сгорания. В твердом топливе окислитель и топливо смешиваются на заводе в тщательно контролируемых условиях. Жидкое топливо обычно смешивается инжектором в верхней части камеры сгорания, который направляет множество небольших быстро движущихся потоков топлива и окислителя друг в друга. Конструкция инжектора жидкотопливного ракетного двигателя была изучена в течение длительного времени и все еще не дает надежного прогноза производительности. В гибридном двигателе смешивание 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 в значительной степени определяется потоком окислителя и открытой площадью поверхности топлива. Эта скорость сгорания обычно недостаточна для операций высокой мощности, таких как ступени наддува, если площадь поверхности или поток окислителя не являются высокими. Слишком высокий поток окислителя может привести к затоплению и потере удержания пламени, что локально гасит горение. Площадь поверхности может быть увеличена, как правило, за счет более длинных зерен или нескольких портов, но это может увеличить размер камеры сгорания, уменьшить прочность зерна и/или уменьшить объемную нагрузку. Кроме того, по мере продолжения горения отверстие в центре зерна (порт) расширяется, и соотношение смеси имеет тенденцию становиться более богатым окислителем.
Гибридные двигатели разрабатывались гораздо реже, чем твердотопливные и жидкостные. Для военного использования простота в обращении и обслуживании обусловила использование твердотопливных ракет. Для орбитальной работы жидкое топливо более эффективно, чем гибриды, и большая часть разработок была сосредоточена на этом. В последнее время наблюдается рост разработки гибридных двигателей для невоенных суборбитальных работ:
В качестве окислителя для орбитальной маневренной системы программы «Буран» использовался газообразный кислород (GOX) .
Некоторые конструкции ракет передают энергию своим ракетным топливам с помощью внешних источников энергии. Например, водяные ракеты используют сжатый газ, обычно воздух, чтобы вытеснить водную реакционную массу из ракеты.
Ионные двигатели ионизируют нейтральный газ и создают тягу путем ускорения ионов (или плазмы) электрическими и/или магнитными полями.
Тепловые ракеты используют инертные пропелленты с низкой молекулярной массой, которые химически совместимы 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 добавления энергии к топливу. Некоторые конструкции разделяют ядерное топливо и рабочую жидкость, сводя к минимуму вероятность радиоактивного загрязнения, но потеря ядерного топлива была постоянной проблемой во время программ испытаний в реальном мире. Солнечные тепловые ракеты используют концентрированный солнечный свет для нагрева топлива, а не используют ядерный реактор.
Для низкопроизводительных приложений, таких как реактивные двигатели управления ориентацией , использовались сжатые газы, такие как азот. [13] Энергия хранится в давлении инертного газа. Однако из-за низкой плотности всех практических газов и большой массы сосуда высокого давления, необходимого для его содержания, сжатые газы в настоящее время мало используются.
В проекте «Орион» и других предложениях по ядерным импульсным двигателям в качестве топлива использовались бы плазменные осколки от серии ядерных взрывов . [14]
