РП-1
 | Эта статья нуждается в дополнительных цитатах для проверки . ( январь 2011 г. ) |
РП-1 (альтернативно — Rocket Propellant-1 или Refined Petroleum-1 ) — высокоочищенная форма керосина , внешне похожая на реактивное топливо , используемое в качестве ракетного топлива . РП-1 обеспечивает меньший удельный импульс , чем жидкий водород (H 2 ), но дешевле, стабилен при комнатной температуре и представляет меньшую опасность взрыва. RP-1 намного плотнее, чем H 2 , что дает ему более высокую плотность энергии (хотя его удельная энергия ниже). РП-1 также имеет долю токсичности и канцерогенной опасности гидразина , другого жидкого топлива при комнатной температуре.
Использование и история
[ редактировать ]
РП-1 — топливо в ускорителях первой ступени ракет «Электрон» , «Союз» , «Зенит» , «Дельта I-III» , «Атлас» , «Фалькон» , «Антарес », «Тронадор II» . Он также приводил в действие первые ступени «Энергии » , «Титана I» , «Сатурна I и IB» и «Сатурна V» . Индийская организация космических исследований (ISRO) также разрабатывает двигатель на топливе RP-1 для своих будущих ракет. [2]
Разработка
[ редактировать ]Во время и сразу после Второй мировой войны спирты (в первую очередь этанол , иногда метанол ) широко использовались в качестве топлива для больших ракет на жидком топливе . Их высокая теплота испарения предохраняла двигатели с регенеративным охлаждением от плавления, особенно если учесть, что спирты обычно содержат несколько процентов воды. Однако было признано, что углеводородное топливо повысит эффективность двигателя из-за несколько более высокой плотности , отсутствия атома кислорода в молекуле топлива и незначительного содержания воды. Независимо от того, какой углеводород был выбран, ему также придется заменить спирт в качестве теплоносителя.
Многие ранние ракеты сжигали керосин , но по мере увеличения времени горения, эффективности сгорания и давления в камере сгорания масса двигателя уменьшалась, что приводило к неконтролируемой температуре двигателя. Сырой керосин, используемый в качестве охлаждающей жидкости, имеет тенденцию к диссоциации и полимеризации . Легкие продукты в виде пузырьков газа вызывают кавитацию, а тяжелые в виде восковых отложений перекрывают узкие каналы охлаждения в двигателе. В результате нехватка охлаждающей жидкости еще больше повышает температуру и вызывает усиление полимеризации, что ускоряет разрушение. Цикл быстро обостряется (т. е. происходит тепловой разгон ) до тех пор, пока не произойдет разрыв стенки двигателя или другой механический отказ, и он сохраняется, даже когда весь поток охлаждающей жидкости состоит из керосина. В середине 1950-х годов конструкторы ракет обратились к химикам с просьбой создать термостойкий углеводород, в результате чего появился РП-1.
В 1950-х годах LOX ( жидкий кислород ) стал предпочтительным окислителем для использования с RP-1. [3] хотя использовались и другие окислители.
Фракции и рецептура
[ редактировать ]Во-первых, сера и ее соединения разъедают металлы при высоких температурах, и даже очень небольшие количества серы способствуют полимеризации . Таким образом, содержание серы и сернистых соединений сведено к минимуму .
Ненасыщенные соединения ( алкены , алкины и ароматические соединения ) также удерживаются на низком уровне, поскольку они склонны к полимеризации при высоких температурах и длительных периодах хранения. В то время считалось, что ракеты, работающие на керосине, могут годами оставаться на хранении в ожидании активации. Позже эта функция была передана твердотопливным ракетам , хотя высокотемпературные преимущества насыщенных углеводородов остались. Из-за низкого содержания алкенов и ароматических соединений РП-1 менее токсичен, чем различные виды реактивного и дизельного топлива, и гораздо менее токсичен, чем бензин.
Более желательные изомеры были выбраны или синтезированы, при этом количество линейных алканов было уменьшено в пользу большего количества циклических и сильно разветвленных алканов. Так же, как циклические и разветвленные молекулы улучшают октановое число бензина , они также значительно повышают термическую стабильность при высоких температурах. Наиболее желательными изомерами являются полициклические соединения, такие как ладдераны .
Напротив, основные области применения керосина (авиация, отопление и освещение) гораздо меньше связаны с термическим распадом и поэтому не требуют строгой оптимизации их изомеров.
На производстве эти сорта тщательно перерабатываются для удаления примесей и побочных фракций. Высказывались опасения, что пепел может заблокировать топливопроводы и каналы двигателя, а также изнашивать клапаны и подшипники турбонасоса , поскольку они смазываются топливом. Немного слишком тяжелые или слишком легкие фракции влияли на смазывающую способность и могли расслаиваться во время хранения и под нагрузкой. Остальные углеводороды имеют массу C 12 или близкую к ней . Из-за отсутствия легких углеводородов РП-1 имеет высокую температуру вспышки и менее пожароопасен, чем бензин.
В целом конечный продукт намного дороже обычного керосина. Любая нефть может производить RP-1 при достаточной переработке, хотя реальный ракетный керосин добывается на небольшом количестве нефтяных месторождений с высококачественным базовым сырьем или может быть синтезирован искусственно . Это, в сочетании с относительно небольшим спросом на нишевом рынке по сравнению с другими потребителями нефти, приводит к высокой цене RP-1. Военные характеристики РП-1 описаны в MIL-R-25576. [4] а химические и физические свойства RP-1 описаны в NISTIR 6646. [5]
В России и других странах бывшего СССР двумя основными рецептурами ракетного керосина являются Т-1 и РГ-1 . Плотность немного выше — от 0,82 до 0,85 г / мл по сравнению с RP-1 — 0,81 г/мл . На короткий период, [ когда? ] Советы добились еще более высокой плотности за счет переохлаждения керосина в топливных баках ракеты, но это частично свело на нет цель использования керосина по сравнению с другими сверхохлажденными видами топлива. [ нужны разъяснения ] В случае с «Союзом» и Р-7 температурный штраф был незначительным. Уже были созданы средства для управления криогенным жидким кислородом и жидким азотом , которые гораздо холоднее керосина. Центральный керосиновый бак пусковой установки окружен с четырех сторон и сверху баками с жидким кислородом; резервуар с жидким азотом находится рядом, внизу. Керосиновые баки четырех ускорителей относительно небольшие и компактные, а также находятся между баком с жидким кислородом и баком с жидким азотом. Таким образом, если керосин изначально был охлажден, он мог оставаться таковым в течение короткого времени, необходимого для завершения подготовки к запуску. Последняя версия Falcon 9, Falcon 9 Full Thrust , также имеет возможность переохлаждения топлива RP-1 до −7 °C , что дает 2,5–4% увеличение плотности на .
Сравнение с другими видами топлива
[ редактировать ]| LOX/керосин | |
|---|---|
| Я плыву на уровне моря [4] [6] | 220–301,5 с |
| Я говорю в вакууме [4] [6] | 292–340 с |
| Соотношение окислителя и топлива | 2.56 |
| Плотность (г/мл) | 0.81–1.02 |
| Коэффициент теплоемкости | 1.24 |
| Температура сгорания | 3670 К |
С химической точки зрения углеводородное топливо менее эффективно, чем водородное топливо, поскольку во время сгорания водород выделяет больше энергии на единицу массы, что обеспечивает более высокую скорость выхлопа. Частично это является результатом большей массы атомов углерода по сравнению с атомами водорода. Углеводородные двигатели также обычно работают с обогащенным топливом, что приводит к образованию некоторого количества CO вместо CO 2 вследствие неполного сгорания, хотя это не уникально для углеводородных двигателей, поскольку водородные двигатели также обычно работают с обогащенным топливом для достижения наилучших общих характеристик. Некоторые российские двигатели используют предварительные камеры сгорания турбонасоса, обогащенные кислородом, но основная камера сгорания по-прежнему работает с обогащенным топливом. В общей сложности керосиновые двигатели генерируют I sp в диапазоне от 270 до 360 с , а водородные двигатели — от 370 до 465 с .
Во время остановки двигателя расход топлива быстро падает до нуля, а двигатель еще достаточно горячий. Остаточное и захваченное топливо может полимеризоваться или даже обугливаться в горячих точках или в горячих компонентах. Даже при отсутствии горячих точек тяжелое топливо может образовывать нефтяные остатки, что можно увидеть в резервуарах с бензином, дизельным топливом или топливом для реактивных двигателей, которые находятся в эксплуатации в течение многих лет. Срок службы ракетных двигателей измеряется минутами или даже секундами, что предотвращает образование действительно тяжелых отложений. Однако ракеты гораздо более чувствительны к осадку, как описано выше. Таким образом, керосиновые системы обычно влекут за собой большее количество разборок и капитальных ремонтов, что приводит к увеличению эксплуатационных и трудовых затрат. Это проблема как одноразовых, так и многоразовых двигателей, поскольку перед запуском двигатели необходимо несколько раз запустить на землю. Даже испытания в холодном состоянии, при которых топливо не воспламеняется, могут оставлять остатки.
С другой стороны, при давлении в камере ниже 1000 фунтов на квадратный дюйм (7 МПа) керосин может образовывать отложения сажи на внутренней стороне сопла и гильзе камеры. Он действует как значительный изоляционный слой и может уменьшить поток тепла в стену примерно в два раза. Однако большинство современных углеводородных двигателей работают при давлении выше этого давления, поэтому для большинства двигателей это не имеет существенного значения.
Последние двигатели на тяжелых углеводородах имеют модифицированные компоненты и новые рабочие циклы в попытках лучше управлять остатками топлива, добиться более постепенного охлаждения или и того, и другого. При этом остается проблема недиссоциированных нефтяных остатков. Другие новые двигатели попытались полностью обойти эту проблему, переключившись на легкие углеводороды, такие как метан или пропан . Оба являются летучими веществами, поэтому остатки двигателя просто испаряются. При необходимости для окончательного диспергирования через двигатель можно пропустить растворители или другие чистящие средства. Короткоцепочечный углеродный остов пропана (молекула C 3 ) очень трудно разорвать; метан с одним атомом углерода (C 1 ) технически вообще не является цепью. Продукты распада обеих молекул также представляют собой газы с меньшими проблемами из-за разделения фаз и гораздо меньшей вероятностью полимеризации и осаждения. Однако метан (и в меньшей степени пропан) снова создает неудобства при обращении, которые в первую очередь привели к использованию керосинов.
Низкое давление пара керосина обеспечивает безопасность наземных бригад. Однако в полете керосиновый бак нуждается в отдельной системе наддува для восполнения объема топлива по мере его слива. Обычно это отдельный резервуар с жидкостью или инертным газом высокого давления, например азотом или гелием . Это приводит к дополнительным затратам и весу. Криогенные или летучие топлива обычно не требуют отдельной системы давления; вместо этого часть топлива расширяется (часто за счет тепла двигателя) до газа низкой плотности и направляется обратно в бак. Некоторые конструкции высоколетучих топлив даже не нуждаются в газовом контуре; часть жидкости автоматически испаряется и заполняет собственный контейнер. используется газ из газогенератора В некоторых ракетах для создания давления в топливном баке ; обычно это выхлоп турбонасоса . Хотя это позволяет сэкономить вес отдельной газовой системы, теперь контуру приходится работать с горячим химически активным газом, а не с холодным инертным.
Независимо от химических ограничений, РП-1 имеет ограничения в поставках из-за очень небольшого размера отрасли ракет-носителей по сравнению с другими потребителями нефти. Хотя стоимость материала такого высокоочищенного углеводорода все еще ниже, чем у многих других ракетных топлив, число поставщиков РП-1 ограничено. В некоторых двигателях пытались использовать более стандартные, широко распространенные нефтепродукты, такие как топливо для реактивных двигателей или даже дизельное топливо (например, двигатель E2 компании ABL Space Systems может работать как на RP-1, так и на Jet-A). Используя альтернативные или дополнительные методы охлаждения двигателя, некоторые двигатели могут переносить неоптимальные составы.
Любое топливо на основе углеводородов при сжигании загрязняет воздух больше, чем один только водород. Сгорание углеводородов приводит к выбросам углекислого газа (CO 2 ), моноксида углерода (CO) и углеводородов (HC), тогда как водород (H 2 ) реагирует с кислородом (O 2 ), образуя только воду (H 2 O) с некоторым количеством непрореагировавшего H. 2 тоже выпущен. Как топливо на основе углеводородов, так и водородное топливо будут создавать оксиды загрязняющих веществ азота (NO x ), поскольку температура выхлопа ракеты выше 1600 °C (2900 °F) термически соединяет часть азота (N 2 ) и кислорода (O 2 уже ). присутствующие в атмосфере, создают оксиды азота.
Топливо типа РП-1
[ редактировать ]Роберта Годдарда Первые ракеты использовали бензин.
Пока разрабатывалась спецификация RP-1, Rocketdyne экспериментировала с диэтилциклогексаном . Несмотря на то, что оно превосходило РП-1, оно так и не было принято к использованию - его формула не была завершена до разработки Атласа и Титана I (созданных на основе РП-1), что привело к тому, что РП-1 стал стандартным углеводородным ракетным топливом. [7]
Советские формулировки рассмотрены выше. Кроме того, Советы некоторое время использовали синтин (русский язык: синтин ), высокоэнергетический препарат, используемый на верхних стадиях . Синтин представляет собой 1-метил-1,2-дициклопропилциклопропан ( C
10 ч.
16 ). Россия также работает над переводом « Союза-2» с РП-1 на «Нафтил». [8] или «нафтил». [9] [10]
После стандарта RP-1 был разработан RP-2. Основное отличие – еще более низкое содержание серы. Однако, поскольку большинство пользователей принимают RP-1, стимулов для производства и хранения второго, еще более редкого и более дорогого препарата не было.
Группа OTRAG запустила тестовые автомобили с использованием более распространенных смесей. По крайней мере, в одном случае ракета приводилась в движение дизельным топливом . Однако ни одна ракета OTRAG не приблизилась к орбите. [ нужна ссылка ]
Ссылки
[ редактировать ]- ^ Бильштейн, Роджер Э. (1996) [1980]. «Приложение А — Схема Сатурна V» . Этапы пути к Сатурну: технологическая история ракет-носителей «Аполлон/Сатурн» . Серия историй НАСА. НАСА . п. 405. ИСБН 0-16-048909-1 . Архивировано из оригинала 1 ноября 2008 года. Оцифрованные копии доступны в Интернет-архиве: издание 1996 года ; первое издание .
- ^ «Годовой отчет ISRO за 2013–2014 годы» . isro.org . 18 октября 2015 года. Архивировано из оригинала 18 октября 2015 года . Проверено 2 июня 2022 г.
- ^ Саттон, Джордж Пол (2006). История жидкостных ракетных двигателей . Американский институт аэронавтики и астронавтики. п. 42. ИСБН 9781563476495 .
- ^ Jump up to: а б с «Основы космического полета: ракетное топливо» . Braeunig.us . Проверено 11 декабря 2012 г.
- ^ «Измерения теплофизических свойств и модели ракетного топлива РП-1: Фаза I (NISTIR 6646)» (PDF) .
- ^ Jump up to: а б «РД-870» . Южное конструкторское бюро . Архивировано из оригинала 25 февраля 2022 года.
- ^ Кларк, Джей Ди ; Азимов, Исаак (1972). Зажигание! неофициальная история жидкого ракетного топлива . Издательство Университета Рутгерса. п. 105 . ISBN 978-0-8135-0725-5 .
- ^ «Восточный запускается по графику в 2017 году» . Российская космическая паутина . Проверено 5 февраля 2018 г.
- ^ "Когда стартует первая российская ракета-носитель, работающая на нафтиле?" . Россия сейчас . 11 октября 2016 года . Проверено 29 января 2018 г.
- ^ «Россия завершает испытания двигателя второй ступени ракеты «Союз» на новом топливе» . Российская авиация. 22 февраля 2019 г.