Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.Л. Теория ракетных двигателей. 1989 г. (1241535), страница 40
Текст из файла (страница 40)
Зависимость теплоемкостн некоторых компонентов от температуры х,!вп ем К) бб и я ха! уя упу туб амбр уя т,л !7.6. Зависимость теплопроводности некоторых компонентов от температуры 179 1».4. ОСНОВНЫЕ ПРИМЕНЯЕМЫЕ ТОПЛИВА В двигательных установках ракет-носителей, служащих для запуска космических объектов, широко применяются эффективные низкой стоимости топлива на основе криогенного окислителя --жидкого кислорода. Некоторые характеристики кислородных топлив приведены в табл. !7.2.
Топливо кислород + зтплопый спирт различной концентрации применя. лось нз ранней стадии рвзвити» ракетной тех« нки в Германии, СССР и США н было вьпеспено более зффсктнвной композицией с горючим типа керосина. Здесь и далее под нвзванием «керосин» имозтся в вкду специальное ракетное углеводородное горючее типз авиационного керосина, получаемое из нефти. Тзкое топливо Таб гала !7.2 Хврвктернстиии некоторых топлив нв основе жидкого кислорода О, ж прн р„=. 15 МПв, е =- 300 и оптимальном соотношении компонентов а, гс гу м/с гу.
п, »ус 3346 Этпловый спирт 95 Н Керосин «!д»ы!' )ЧН, ж !4«, ж Нз,ж !У=- = 3000) 1,140 3159 32,404 !73! 0.9 1,781 0,9884 ! 3504 1866 31,97 33,35 27,86 27,39 154,4 1,!46 3283 1,136 3381 1,!88 3!78 1, !94 4164 1,214 4540 3475 3580» 3344 4378 4661 37 99 37 99 3 !!6 34 8. 343)И 1797 Р340 1785 2348 2348 1990 2084 1300 14)о 871,8 0,8 2,726 0.9 1,923 1,0360 0,9882 0,8915 0,3449 0.34 19 1,Э 1,409 0,7 5,556 0,7 ьлбб П р и м с ч ч н н е Т«плие» Оз „, и Н«,,„применяется главным обрвзсм нзя со вто нх ст пе«сй пьет-носителей изнп«сипев=-300 .изтоготопливз ночи !' ! Р дл не «врсктерно. Даже в тех сл)чзях, когда двигатель нь данном топливе рзботзет с Земгж (нвпрнмер, в США святитель;„чя корзбли «Спейс Шаттл; ), ревлизуется е ж 1!'00.
180 пламенения — минимальной температурой, при которой в равномерно нагреваемой горючей смеси начинаются самоускоряющиеся реакции окисления, — и периодом задержки. Оба эти показ!пела завис»т от Зсловия проведения эксперимента и не являются для данного топлива физическими константами, но, будучи определенными в стачдартных условиях, они характеризуют сравните.«ьнук ак!ивность топлива ЖРД. Значения температур термического воспламенения, например для воздуха с углеводородами, состнвля!от примерно 500 ...
)000 К в зависимости от условий опыта. т. е. срачнительно невелики. Воспламенение открытым пламенем происходит при воздействии на горючую смесь источников тепла с температурой !500 .. 3000 К. В этом случае тепловой поток от соседних горящих слоев и диффундирующие из них активные центры вызывают быстрый подъем температуры. раб»ила 17.8 Характерястнкн некоторых стабильных топлив прн р„= 15 Мпа, е = — 300 н оптимальном соотношении компонентов н Оннслн. тель и Горючее о 1- х э Ксроснн ныо, + + 27 % ныо, -р -!- 20 «4 м,о,' Ы»О, М«О, 1642 1575 1,!48 1427 1649 1,175 1748 1711 1,156 1555 1742 1,174 1395 1655 1,161 2874 3041 31,82 3224 1,0 5,335 1,394 1,273 3120 28,89 329! 30,95 3305 29,05 3161 30.35 идмг 0,95 3219 2961 ИДМГ Аэро.
э»н-50 Керосин 0,95 0,95 2,919 2,127 1,189 1,2 3115 3137 3516 3441 98 «6 н,о, 2993 2981 7,393 1,3!7 1.0 и!кроко применяется как в США (ракеты «Атлас», «Сатурн-!8», «Сатурн-Ч»), так и в СССР (ракеты «Восток», «Энергия»). Угленодородное горючее в качестне компонента ракетного топлива было предложено в 1911 г. К. Э. Циолковским. Применение в качестве горючего несимметричного диметилгидразина (НДМГ) позволило создать в СССР двигательную установку с наибольшим удельным импульсом для высококипящих горючих. Двигатель РД-1!9 на топлиие О, ж + НДМГ разработан в 1958 — 52 гг, для 2-й ступени ракеты-носителя «Космос». Практическое применение нашло топливо Оэ,ж+ Н Н,, ж; оно использовалось в 50-е годы в двигательной установне экспериментального самолета США Х-15.
Топливо О,, ж+ Н» ж, впервые предложенное К. Э. Циолковским в 1903 г., является наиболее эффективным из топлив массового применения. В настоящее время топливо О, ж + На ж применяется, например, в двигательной установке второй ступени ракеты-носителя «Энергия» и космического корабля «Спейс Шаттл» н применялось в двигательных установках второй и третьей ступеней ракеты «Сатурн-Ч». Низкая плотность и легкая испаряемость жидкого водорода являются отрицательными его качествами, однако успехи, достигнутые в конструировании легких теплоизолированных баков, позволяют в значительной мере реализовать главное преимущество топлива — высокий удельный импульс.
Применение азотной кислоты и ее растворов с окислами азота было впервые предложено В. П. Глушно в 1930 г. Азотнокислотные топлива имеют сравнительно невысокие энергетические характеристики, но широкий температурный диапазон жидкого состояния. Эти топлива применяются главным образом там, где этот диапазон является определяющим, например для небольших ракет, которые по 181 Топлива на основе стабильных компонентов находят применение в ракетах военного назначения и космических аппаратах, когда двигательная установка должна длительное время храниться в заправленном состоянии.
Применение высококипящих топлив в этом случае снижает потери компонентов без большого увеличения массы аппарата на теплоизоляцию. Важным качеством компонентов при этом является широкий температурный диапазон жидкого состояния. Энергетические характеристики основных применяемых высококипящих топлив даны в табл. )7.3. Таблица 17.4 Марка двигателя Ока«нагель горны ее Страна Назначение СССР РД-ЗО! Ннз, н« Верхние ступени РН, разгонные блоки КА РН А-4 РН Р-1 РН Р-2 РН Р-5М, геофизические ракеты Германия СССР СССР СССР РД-100 РД-101 РД-103 С,Н ОН 1-я ступень РН «Во- сток» 2-я ступень РН «Во.
сток» 1-я ступень РН «Кос- мос» 1-я ступень РН «Са- турн-Н» 1-я ступень РН «Са- турн-!В» 1-я ступень РН «Энер- гия» СССР РД-107 РД-1Оа РД-11! СССР СССР Керосин США США Н.! СССР РД-170 Оа,ис 2-я ступень РН «Кос- мос» СССР нн — н (сн1 РД-119 Экспериментальный самолет Х-!5 США гчН», ж окислы азота 1-я ступень РН «Кос- мос» 2.я ступень РН «Кос- мос» СССР РД-216 Рд-219 Керосин СССР 182 Примеры серийных двигательных установок, использующих различные топлива Г)родолзсение табл. !7.4 Марка Лаигатели На»начение Окислитель Гарючее Страна РН «Блэк Найт» «Гамма» 304 НО (85 — 87 »4) Керосин Англия условиям эксплуатации должны длительное время находиться при низких нли высоких температурах окружающей среды без термостатированин.
Среди двигателей, работающих на азотнокислотном окислителе, наибольшей тягой (883 кН) и наибольшим удельным импульсом (28?5 м(с) обладает созданный в СССР длк второй ступени ракеты-носителя серии «Космос» двигатель РД-219 (горючее— НДМГ). Топлива на основе )т)«О«с НДМГ или смесью 50% НДМГ+ 50% НаН«, называемой «Аэрозин-50», имеют более высокие энергетические характеристики и применяются длн баллистических ракет. Топливо Х»О« + «Аэрозин-50» используется в ракетах «Титан-1Ь и «Титан-11Ь.
Оно вытеснило криогенную композицию О, ж + керосин, так как позволило создать ракету, которую можно хранить длительное время в заправленном состоянии готовой к запуску нз шахты. Высокая температура плавления четырехокиси азота не нвлнетсн существенным недостатком, так как шахтные стартовые позиции дли баллистических ракет обеспечивают узкий диапазон колебании температуры хранения. Топливо Н»О« + «Аэрозин-50» применялось также длн маршевого двигателя космического корабля «Аполлон» в американской космической системе, предназначавшейся длн посадки человека на Луну. Важным качеством этого топлива является самовоспламениемость.
Сопоставление данных, приведенных в табл. 17.2 и 17.3, показывает, что лучшие из стабильных топлив уступают классическому криогенному топливу О,, + керосин по удельному импульсу, но имеют преимущество по плотности. Применение' высокоэнергетических токсичных топлив не исключено на верхних ступенях ракет, разгонных блоках и межпланетных космических аппаратах. В этих случаях используются умеренные количества компонентов при разработке двигателей и эксплуатации аппаратов и уменьшается вред, наносимый окружающей среде.
Вместе с тем повышение энергетических характеристик топлив и возможность их длительного хранения оказываются решающими для выполнения сложных космических программ. В середине 70-х годов в СССР был создан двигатель РД-301, 183 работающий на компонентах Вм + ХН4 Двигатель развивает в вакууме тягу Р„= 98,! кН с удельным импульсом 7т „= 3928 м/с прн соотношении компонентов топлива й =- 2,7. Зто первый двигатель на фторном топливе, прошедший полный комплекс стендовых и государственных испытаний. В табл. 17.4 приведены примеры серийных ЖРД, использующих различные топлива.
17.5. ОСВАИВАЕМЫЕ И ИССЛЕДУЕМЫЕ ТОПЛИВНЫЕ КОМПОЗИЦИИ Как упоминалось, новым направлением расширения возможностей космических аппаратов, использующих безопасные топлива, менее эффективные, чем многие из осваиваемых, является стыковка в космосе раздельно выведенных на орбиту аппаратов и их дозаправка топливом. По мере развития этого направления, а также для создания многоразовых космических транспортных систем еще более важной становится задача совершенствования свойств безопасных компонентов топлива, прежде всего горючих.
Низкая плотность и низкая температура кипения жидкого водорода затрудняют его использование в ракетах для продолжительных космических полетов. В связи с этим перспективным представляется применение шугообразного водорода. Содержание твеьпдого водорода в двухфазной смеси может составлять около 50,6. Основные преимущества шугообразного водорода перед обычным — повышенная плотность и увеличенная хладоемкость, а следовательно, увеличение времени хранения.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
