Химические ракетные топлива
жүктеу/скачать 1.91 Mb. Pdf көрінісі
|
| ПРИЛОЖЕНИЕ АМЕТАН
1 Ракетоносители. Ракетные топлива Как показано в разделе 2, при разработке ракетной системы со- став ракетного топлива выбирается, исходя из целевого назначения и условий эксплуатации ракеты. Для ракет космического назначения нет необходимости обеспечивать высокую боеготовность, широкий темпе- ратурный диапазон эксплуатации, хранение в заправленном виде. Это позволяет использовать для ракет-носителей космических аппаратов в основном высокоэнергетические криогенные топлива. В таблице А1 приведены данные по РН и используемым ракетным топливам различ- ных государств. Таблица А1 – Ракеты-носители Государство Ракета-носитель, сту- пень Топливо Окислитель Горючее Россия Союз-2 Кислород жидкий Керосин Протон-М Азотный тетраоксид Гептил Ангара Кислород жидкий Керосин США Спейс Шаттл Кислород жидкий Водород жидкий Atlas-5 Кислород жидкий Керосин Delta-4 Hevy Кислород жидкий Керосин Ares 1 (проект) Кислород жидкий Водород жидкий Falkon 9 Кислород жидкий Керосин Европа Arian 5 Кислород жидкий Водород жидкий Китай Hong March (CZ-7) Кислород жидкий Керосин Япония H-II Кислород жидкий Водород жидкий Индия «9Shv III» I ст. II ст. Азотный тетраоксид Гептил Кислород жидкий Водород жидкий В таблице приведены топлива для маршевых ступеней РН. Для многих ракет в качестве стартовых ускорителей используются мощные РДТТ с длительным временем работы до 150 с. Наиболее востребованными в РКД России являются ракеты- носители «Союз-2», «Протон» и «Ангара». «Союз-2» – семейство российских трехступенчатых ракет- носителей среднего класса. Разработчиком является самарский РКЦ «Прогресс». Данное семейство РН способно выводить на низкую орби- ту Земли полезную нагрузку массой в пределах от 2800 кг до 9200 кг в 135 зависимости от модификации и точки запуска. Характеристики РН «Союз-2» приведены в таблице 1. Таблица 1 – Энергомассовые характеристики ступеней РН «Союз-2» Ступень 1 2 3 Окислитель Жидкий кислород Жидкий кислород Жидкий кислород Горючее Керосин Керосин Керосин Удельный импульс на уров- не моря/в пустоте, с 263,3/320,2 257,7/320,6 359 Время работы двигателя, с 118 258-320 300 Тяга (R) на уровне моря/в пустоте, тс 85,6·4/104·4 80,8/94 30 «Протон-М» – российская ракета-носитель тяжелого класса, раз- работанная в ОКБ-52 ВМ Челомея (ныне ГКНПЦ им. Хруничева) в 1960-хх годах. Максимальная масса полезной нагрузки, которую может доставить РН в космическое пространство – 22 т. Характеристики РН «Протон-М» приведены в таблице 2. Таблица 2 – Энергомассовые характеристики ступеней РН «Протон-М» Ступень 1 2 3 Окислитель Азотный тетраоксид Азотный тетраоксид Азотный тетраоксид Горючее НДМГ НДМГ НДМГ Удельный импульс, с 288 320 325 Время работы двигателя, с 121 215 239 Тяга (R) на уровне моря/в пустоте, тс 971,4/1069,8 237,4 59,4 «Ангара» – семейство ракет-носителей широкого спектра дейст- вия, включающее в себя носители четырех классов – от легкого до тя- желого. Масса полезной нагрузки, выводимой в космическое про- странство, зависит от класса РН и варьируется от 1,5 т («Ангара» 1.1) до 25 т («Ангара-А5»). Разработчиком является ГКНПЦ им. Хруниче- ва. Характеристики РН «Ангара» приведены в таблице 3. Таблица 3 – Энергомассовые характеристики двухступенчатой РН легкого класса «Ангара 1.2» Ступень 1 2 Окислитель Жидкий кислород Жидкий кислород Горючее Керосин Керосин Удельный импульс на уровне моря/в пустоте, с 311,5/337,4 359 136 Продолжение таблицы 3 Ступень 1 2 Время работы двигателя, с 121 215 Тяга (R) на уровне моря/в пустоте, тс 196/212,6 30 Как видно из приведенных данных, в настоящее время для запус- ка космических аппаратов в ракетах-носителях используются следую- щие топливные пары: керосин (горючее) + жидкий кислород (окислитель); жидкий водород (горючее) + жидкий кислород (окислитель); НДМГ (горючее) + азотный тетраоксид (окислитель). Физико-химические характеристики данных компонентов топлив представлены в таблице 4. Таблица 4 – Физико-химические свойства окислителей и горючих Компонент Плотность, г/см 3 Температура плавления, К Температура кипения, К Токсичность ПДК, мг/м 3 Кислород 1,14 54 90 Нетоксичен Азотный тет- раоксид 1,44 262 294 5 Водород 0,07 13,9 20,4 Нетоксичен НДМГ 0,79 216 335 0,1 Керосин 0,82-0,85 200-220 420-550 300 Анализ приведенных в таблице свойств горючих показывает сле- дующее. По совокупности эксплуатационных характеристик наиболее «привлекательным» является несимметричный диметимгидразин (НДМТ – гептил). Однако в паре с азотным тетраоксидом продукты сгорания гептила содержат чрезвычайно опасные для человека и окру- жающей среды такие высокотоксичные вещества как синильная кисло- та, диоксид азота, тетраметилтетразен, нитрозодиметиламин. Поэтому гептил постепенно отходит на задний план как горючее ЖРТ для двигателей маршевых ступеней РН; но считается, что в спут- никах и межпланетных зондах он незаменим. Керосин – имеет много преимуществ, используется в составе ЖРТ многих РН. Но производство керосина сопряжено с большими трудностями. Так, например, для ЖРД РН «Союз» используется искус- ственно созданное горючее, поскольку изначально при разработке РН использовались только определенные сорта нефти из конкретных скважин Анастасиевско-Троицкого месторождения в Краснодарском крае. Но эти нефтяные скважины постепенно истощаются и исполь- 137 зуемый в настоящее время керосин марки РГ-1 является смесью ком- позиций, добываемых из нескольких скважин, которые затем проходят дорогостоящую перегонку. Проблема дефицита по данной марке керо- сина со временем будет только усугубляться. К недостаткам топлива керосин – жидкий кислород относится большая разница температур кипения жидкого кислорода – 90 К и ке- росина 290 К, что требует принятия специальных мер, компенсирую- щих температурные напряжения, возникающие в баке окислителя при заправке ракеты жидким кислородом и обуславливает необходимость использования на ракете баков компонентов с раздельными днищами и значительной теплоизоляции между баками, что ведет к существую- щему увеличению массы баков и объема, занимаемого баками на раке- те. Водород – является одним из самых перспективных горючих. В паре с жидким кислородом выдает самый высокий удельный импульс и идеален для использования в верхних ступенях ракет, однако, чрезвы- чайно низкая плотность – приводит к значительному увеличению объема и, соответст- венно, массы баков для этого компонента, – при больших расходах топлива вызывает необходимость ис- пользовать многоступенчатые насосы, чтобы обеспечить нужный мас- совый расход и при этом не кавитировать. Вторым недостатком жидкого водорода является его высокая криогенность. При заправке ракеты жидкий водород находится при температуре Т=15 К (минус 258 С). Поэтому перед заправкой нужно проводить многочасовое захолаживание (переохлаждение) всего топ- ливного тракта. Эти недостатки не позволяют использовать жидкий водород для первых ступеней ракет. Доступность жидкого водорода по сравнению с керосином доста- точно высока и его получение не является проблемой. жүктеу/скачать 1.91 Mb. Достарыңызбен бөлісу:
|