Химмотология ракетных и реактивных топлив.

ВВЕДЕНИЕ

Вторая половина XX века ознаменовалась бурным разви­тием реактивной техники — авиационной, ракетной, космиче­ской, т. е. техники, в которой используется реактивный принцип движения, осуществляемый с помощью реактивных двигателей. Обычно реактивные двигатели делят на два класса: ракетные, работающие на жидком или твердом топливе, и воздушно-реак­тивные—газотурбинные, турбовинтовые, прямоточные и пуль­сирующие двигатели. В первых окислитель и горючее находят­ся в самой ракете, поэтому они могут функционировать без ат­мосферного воздуха, в частности, в космическом пространстве. Вторые способны работать лишь в условиях воздушной среды, поскольку в этих двигателях окислителем горючего служит кислород воздуха.

Применение ракетных двигателей позволило решить пробле­му достижения высоких скоростей движения летательных аппа­ратов, в том числе 1-й и 2-й космической, обеспечить возмож­ность преодоления больших расстояний как в земных усло­виях—межконтинентальные баллистические ракеты, так и в космосе—полеты космических аппаратов на околоземных орби­тах, на Луну, Венеру и к другим планетам Солнечной системы.

Использование воздушно-реактивных двигателей (ВРД) в авиации дало возможность преодолеть звуковой барьер скоро­сти, увеличить высоту и дальность полета самолетов. Уже дос­тигнуты скорости 2—4 М, т. е. в 2—4 раза превышающие ско­рость звука; создаются гиперзвуковые летательные аппараты с еще большими скоростями полета. Постепенно авиационная техника смыкается с космической. Пилотируемый космический корабль многоразового действия несет в себе многие качества самолета, а беспилотный летательный аппарат с ВРД называют крылатой ракетой. Самолеты с воздушно-реактивным двигате­лем составляют основу современной авиации, вытеснив само­леты с поршневыми двигателями, эксплуатационные характе­ристики которых значительно хуже.

Бурное развитие, особенно за последние 30—40 лет, получи­ла ракетная техника. Созданы многочисленные конструкции ракет самого разного назначения — от небольших противотан­ковых реактивных снарядов до огромных межконтинентальных баллистических ракет и ракет-носителей, способных выводить на околоземную орбиту многотонные космические аппараты и корабли многоразового действия, в том числе с экипажем в составе 3—7 человек. Во всех этих ракетах и космических аппа­ратах установлены ракетные двигатели—жидкостные или твердотопливные различной тяги: от нескольких граммов (микро­двигатели коррекции космических аппаратов) до сотен тонн (двигатели ракет-носителей).

Ведущая роль в создании и развитии реактивной техники принадлежит нашей Родине. Великий русский ученый Н. Е. Жу­ковский, которого по праву называют отцом русской авиации, еще в 1882—1886 гг. впервые в мире разработал основы теории реактивного движения. Неоценим вклад в развитие реактивной, и в частности ракетной, техники выдающегося русского изобре­тателя и ученого К. Э. Циолковского —основоположника со­временной космонавтики. Он разработал научную теорию меж­планетных и космических полетов, показав, что единственным средством для их осуществления являются многоступенчатые ракеты с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) [I]. Ему же принадлежат разработка принципа действия и схемы ЖРД, обоснование схемы насосной подачи компонентов ракет­ного топлива в камеру сгорания, наружного охлаждения стенок двигателя одним из компонентов топлива. Он вывел формулу для расчета максимальной скорости движения ракеты в конце активного участка.

В качестве компонентов жидких ракетных топлив К. Э. Ци­олковский один из первых предложил рассматривать жидкий водород, углеводороды, жидкий кислород и оксиды азота. Это ракетные окислители и горючие, которые и в настоящее время используют в ЖРД ракет-носителей, что позволило осуществить заветную мечту К. Э. Циолковского о космических полетах. Им были исследованы величины тепловых эффектов реакций сго­рания различных химических элементов и сформулированы основные требования к жидким ракетным топливам (ЖРД) [I].

В дальнейшем основные идеи К. Э. Циолковского были раз­виты и экспериментально осуществлены его последователями Ю. В. Кондратюком, Ф. А. Цандером, В. П. Ветчинкиным, М. К. Тихонравовым, С. П. Королевым, В. П. Глушко, А. М. Исаевым, Ю. А. Победоносцевым, Н. Г. Чернышевым и другими энтузиастами ракетной техники [2]. Многие из них внесли существенный вклад не только в создание и развитие жидкостных ракетных двигателей, но и в обоснование выбора и применения компонентов ракетных топлив. Ю. В. Кондратюк, например, предложил использовать в качестве ракетных горю­чих гидриды бора и лития. Перспективными эффективными ра­кетными окислителями он считал жидкие озон и кислород, а горючими—нефтепродукты, жидкие водород, метан и ацетилен, а также некоторые металлы — алюминий, магний, кремний, бор, литий [2, 6]. Ф. А. Цандер одним из первых создал и испытал ЖРД на бензине и жидком кислороде. Он успешно разрабатывал вопросы рационального подбора компонентов ракетных топлив и использования в их составе металлов. Ему принадле­жит идея сжигания в двигателе отдельных металлических час­тей ракеты после израсходования топлива [2].

Значительную работу по изучению свойств жидких ракетных топлив и процессов их горения в двигателе выполнил Н. Г. Чер­нышев [З]. Большой вклад в развитие отечественных жидкостных ракетных двигателей и топлив для них внес академик В. П. Глушко. Он всегда уделял особое внимание правильному выбору источников энергии для ЖРД. Им еще в 1930 г. было предложено использовать в качестве окислителей азотную кис­лоту, четырехокись азота (тетраоксид диазота), тетранитрометан, пероксид водорода и хлорную кислоту [2]. Тогда же 3. П. Глушко предложил использовать коллоидное горючее, содержащее бериллий. Ему принадлежит идея использования трехкомпонентных ракетных топлив, таких, как О₂—Н₂—Be и F₂—Н₂—Li, позволяющих получить удельную тягу до 500 с, а также разработка и внедрение принципа химического зажига­ния в ЖРД [1, 4].

Среди зарубежных исследователей наиболее существенный вклад в развитие ракетной техники, особенно в период ее за­рождения, внесли Г. Оберт и В. Браун (Германия), Е. Зенгер (Австрия), Р. Эно-Пельтри (Франция), Р. Годдард (США) и другие [2, 5].

В создании и развитии воздушно-реактивных двигателей отечественная наука и практика также всегда занимали пере­довые позиции в мире. Еще в 1887 г. инженером П. Д. Кузьми­ным впервые был создан газотурбинный двигатель, работающий на керосине; и сегодня этот вид топлива является основным в авиации (с учетом, конечно, происшедших за истекшее время изменений в составе и технологии получения топлива). В 1906— 1908 гг. инженером Короводиным был построен воздушно-реак­тивный двигатель пульсирующего типа, работающий на бензи­не [6].

Важным вкладом в развитие воздушно-реактивных двигате­лей кроме фундаментальных работ Н. Е. Жуковского стали теоретические исследования С. А. Чаплыгина, Б. С. Стечкина, а также экспериментальные и опытно-конструкторские работы талантливых советских конструкторов А. Н. Туполева, В. В. Ильюшина, О. К. Антонова, А. С. Яковлева, М. Л. Миля, Н. Д. Кузнецова, А. М. Люльки и других. На советских само­летах и вертолетах с воздушно-реактивными двигателями уста­новлены многие мировые рекорды по скорости, дальности и высоте полета. Большое значение для развития воздушно-реак­тивных двигателей имели многочисленные работы, выполнен­ные советскими учеными в области создания реактивных топ­лив и их рационального применения в авиационной технике.

Создание и развитие реактивной техники стало важнейшей составной частью современного научно-технического прогресса, оказавшей и продолжающей оказывать огромное влияние на социальное и экономическое развитие всех стран. Многие мил­лионы людей ежегодно пользуются услугами гражданской авиации, миллионы тонн грузов переводит транспортная авиа­ция; спутники связи, выведенные на соответствующие орбиты, обеспечивают передачу телевидения на огромные расстояния, фактически в любую точку земного шара; космические исследования открыли новые горизонты научных знаний и их практического применения. В то же время реактивная техника превратилась в грозное оружие войны, которое в сочетании с ядер­ными и другими средствами массового уничтожения людей не­сет смертельную опасность всему человечеству.

Современная реактивная техника чрезвычайно сложна и дорога, поэтому важнейшим требованием, предъявляемым к ней, являются высокая ее надежность и долговечность при экс­плуатации. Большую роль при этом играют эффективность и качество ракетных и реактивных топлив, их эксплуатационные свойства. В связи с этим проблемы химмотологии указанных топлив имеют очень важное научное и практическое значение.

Раздел 1

Жидкие ракетные топлива

Глава 1

УСТРОЙСТВО И РАБОТА ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК С ЖИДКОСТНЫМИ РАКЕТНЫМИ ДВИГАТЕЛЯМИ

Химмотология жидких ракетных топлив рассматривает вопро­сы рационального их применения в тесной связи с конструкцией двигательных установок ракет. Конструкция и особенности ра­боты жидкостных ракетных двигателей и в целом топливных систем ракет предъявляют определенные требования к физико-химическим и эксплуатационным свойствам компонентов ракет­ного топлива. В связи с этим в данной главе даются основные понятия об устройстве и особенностях работы двигательных установок с жидкостными ракетными двигателями.

1.1. ОСНОВНЫЕ ПРИНЦИПЫ УСТРОЙСТВА ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК С ЖИДКОСТНЫМИ РАКЕТНЫМИ ДВИГАТЕЛЯМИ

Жидкостным ракетным двигателем (ЖРД) называется такой реактивный двигатель, который создает силу тяги за счет выте­кания из его сопла газовой струи продуктов сгорания жидкого ракетного топлива — окислителя и горючего, имеющихся на борту летательного аппарата (ракеты, самолета, космического корабля). Жидкий окислитель и горючее из баков летательного аппарата тем или иным способом (как правило, насосами) подаются при высоком давлении в камеру сгорания ЖРД. В камере сгорания за счет интенсивного горения топливной смеси образуются газообразные продукты, нагретые до высокой Температуры (3000—5000 К) [4]. Эти продукты за счет разности давлений в камере сгорания, достигающей десятков и сотен МПа, и на срезе сопла (атмосферное давление или вакуум) вытекают расширяясь в сопловом канале, с высокой ско­ростью.

Простейшая схема двигательной установки с жидкостным ракетным двигателем показана на рис. 1.1 [2]. Безусловно, та­кая схема позволяет лишь рассмотреть главные элементы дви­гательной установки: баки с окислителем и горючим, систему подачи топлива и камеру сгорания двигателя. На самом же де­ле эти установки значительно сложнее. В зависимости от си­стемы подачи компонентов ракетного топлива—насосной или

Рис. 1.1. Схема двигательной установ­ки с ЖРД:

/ — системы подачи горючего и окислителя;

2—головка, 3—камера сгорания; 4—сопло

Р ис. 1.2. Схема ЖРД с турбонасосной системой подачи топлива:1, 2—насосы подачи окислителя и горючего; 3—парогазовая турбина; 4—камера сго­рания вспомогательного двигателя для получения парогаза; 5—форсунки; 6—камера сгорания, 7—рубашка охлаждения; 8—реактивное сопло; 9 — баллон с сжатым газом;

А—бак с окислителем; Б—бак с горючим; В -бак с водой (для охлаждения камеры сгорания вспомогательного двигателя)

Рис 1.3. Схема ЖРД с газобаллонной системой подачи топлива зенитного снаряда «Вассерфаль»:

1—баллон с сжатым азотом, 2—поршень, приводимый в движение при сгорании поро­хового заряда; 3—пороховой заряд; 4—пусковой клапан; 5—разрывная диафрагма пускового клапана; 6—регулятор давления; 7 — предохранительный клапан; 8,1З—раз­рывные диафрагмы в трубопроводах; 9, 10 — баки с горючим и окислителем, 11 — гиб­кий трубопровод; 12'— газопровод; 14— калиброванные жиклеры; 15—камера сгорания.

Рис. 1.4. Схема двигательной установки ракеты «Фау-2» (А-4):

1 — труба для наддува бака за счет скоростного напора; 2 — бак. с го­рючим (спиртом); 3—клапан рас­хода горючего; 4 — сильфон; 5 — бак с окислителем (жидким кисло­родом); 6 — насос подачи горючего, 7 — дренажный трубопровод окис­лителя; 8, 29 — трубопроводы пода­чи горючего; 9 — перепускной тру­бопровод (для снижения тяги), 10 — головка двигателя; 11 — камера сгорания, 12 — сопло двигателя, 13 — вход горючего в рубашку ох­лаждения, 14 — баллоны с сжатым азотом; 15—бак с раствором перманганата калия, 16 — редуктор; 17, 20—заправочные патрубки; 18— бак с Н₂ О₂; 19—клапан расхода окислителя; 21 — расходные клапа­ны, 22—парогазогенератор, 23— насос подачи окислителя; 24—тур­бина; 25 — распределитель; 26 — теплообменник; 27 — трубопроводы подачи окислителя; 28 — выход от­работанного пара; 30—отверстия поясов внутреннего охлаждения.

балонной — схемы ука­занных установок быва­ют разные (рис. 1.2 и 1.3) [б]. В двигательных установках больших ра­кет с ЖРД длительного действия обычно приме­няют насосную систему подачи окислителя и го­рючего, конструктивно

оформленную в виде так называемого турбонасосного агрега­та (ТНА). В небольших ракетах, например зенитных, с ЖРД кратковременного действия может применяться баллонная сис­тема подачи топлива с использованием сжатого газа (азота или гелия). Представление о степени сложности двигательной ус­тановки с ЖРД можно получить, рассмотрев схему двигателя ракеты «Фау-2» (А-4), показанную на рис. 1.4 [7]. Современ­ные межконтинентальные ракеты и ракеты-носители типа «Ат­лас», «Титан-11», «Тор-Эйбл», «Сатурн», «Восток» и др. имеют более сложные, многокамерные двигательные установки.

Основные элементы жидкостных ракетных двигателей — камера сгорания и турбонасосный агрегат. Устройство и рабо­та двигательных установок с ЖРД зависят от природы ракет­ного топлива. В случае однокомпонентного (унитарного) топли­ва схема установки наиболее простая. При использовании двухкомпонентного топлива ее схема значительно усложняется в связи с необходимостью раздельной подачи окислителя и го­рючего с помощью турбонасосного агрегата или методом вы­теснения сжатым газом. В случае насосной подачи компонентов топлива требуется парогазогенератор, обеспечивающий враще­ние турбины турбонасосного агрегата и работающий на основ­ном или вспомогательном топливе (рис. 1.5 и 1.6). При приме­нении в ЖРД самовоспламеняющихся топлив облегчается на­чальный момент запуска двигателя, в случае применения несамовоспламеняющихся топлив возникает необходимость в спе­циальных воспламеняющихся, устройствах (пиротехнических, электрических и др.) или в применении так называемого «пус­кового» топлива (горючего), обеспечивающего химическое за­жигание основной топливной пары [2, 7].