Жидкое ракетное топливо
Химические ракеты с наибольшим удельным импульсом используют жидкое топливо ( ЖРД ). Они могут состоять из одного химического вещества ( монопропеллента ) или смеси двух химикатов, называемых бипропеллентами . Бипропелленты можно разделить на две категории; гиперголические пороха , которые воспламеняются при контакте топлива и окислителя , и негиперголические пороха, для которых требуется источник воспламенения. [1]
Было испытано около 170 различных видов топлива, изготовленных из жидкого топлива , за исключением незначительных изменений конкретного топлива, таких как добавки к топливу, ингибиторы коррозии или стабилизаторы. Только в США было использовано не менее 25 различных комбинаций топлива. [2]
На выбор топлива для жидкостного ракетного двигателя влияет множество факторов. К основным факторам относятся простота эксплуатации, стоимость, опасности/окружающая среда и производительность. [ нужна ссылка ]
История
[ редактировать ]Развитие в начале 20 века
[ редактировать ]
Константин Циолковский предложил использовать жидкое топливо в 1903 году в своей статье «Исследование космического пространства с помощью ракетных устройств». [3] [4]
16 марта 1926 года Роберт Х. Годдард использовал жидкий кислород ( LOX ) и бензин в качестве ракетного топлива для своего первого частично успешного запуска ракеты на жидком топливе . Оба вида топлива легко доступны, дешевы и высокоэнергетически. Кислород является умеренным криогеном , поскольку воздух не сжижается в резервуаре с жидким кислородом, поэтому можно кратковременно хранить LOX в ракете без чрезмерной изоляции. [ нужны разъяснения ]
В Германии инженеры и ученые увлеклись жидкостными двигателями, создавая и испытывая ракеты в конце 1920-х годов на заводе Opel RAK в Рюссельсхайме. По Макса Валье рассказу , конструктор ракет Opel RAK Фридрих Вильгельм Зандер запустил две ракеты на жидком топливе на канатной дороге Opel Rennbahn в Рюссельсхайме 10 и 12 апреля 1929 года. Эти ракеты Opel RAK были первыми европейскими, а после Годдарда - вторыми жидкостными. -топливные ракеты, в истории. [ нужны разъяснения ]
Эпоха Второй мировой войны
[ редактировать ]Германия очень активно разрабатывала ракеты до и во время Второй мировой войны , как стратегической ракеты Фау-2, так и других ракет. В V-2 использовался жидкостный двигатель на спирте/LOX с перекисью водорода для привода топливных насосов. [5] : 9 Спирт смешивали с водой для охлаждения двигателя. И Германия, и США разработали жидкостные ракетные двигатели многоразового использования, в которых использовался хранимый жидкий окислитель с гораздо большей плотностью, чем LOX, и жидкое топливо, которое самовоспламенялось при контакте с окислителем высокой плотности.
Крупнейший производитель немецких ракетных двигателей военного назначения фирма HWK , [6] производила RLM под номером 109-500 серию систем ракетных двигателей и либо использовала перекись водорода в качестве монотоплива для Starthilfe ; нужд взлета с помощью ракетных двигателей [7] или как форма тяги планирующих бомб типа «воздух-море» с наведением MCLOS ; [8] и используется в составе двухкомпонентного топлива того же окислителя с топливной смесью гидразингидрата и метилового спирта для систем ракетных двигателей, предназначенных для двигательных целей пилотируемых боевых самолетов. [9]
В двигателях США использовалось двухкомпонентное топливо с азотной кислотой в качестве окислителя; и анилин в качестве топлива. Оба двигателя использовались для питания самолетов: перехватчика Me 163 Komet в случае немецких двигателей Walter серии 509, а также агрегатов RATO обеих стран (как и система Starthilfe для Люфтваффе) для облегчения взлета самолетов. что и составляло основную цель в случае американской технологии жидкостных ракетных двигателей - большая часть этого пришла в голову офицеру ВМС США Роберту Труаксу . [10]
1950-е и 1960-е годы
[ редактировать ] |
В 1950-х и 1960-х годах химики-горючие активно занимались поиском высокоэнергетического жидкого и твердого топлива, лучше подходящего для военных нужд. Крупные стратегические ракеты должны находиться в шахтах наземного или подводного базирования в течение многих лет и иметь возможность запускаться в любой момент. Топливо, требующее постоянного охлаждения, из-за которого на ракетах образуется все более толстый слой льда, было непрактичным. Поскольку военные были готовы обращаться с опасными материалами и использовать их, большое количество опасных химикатов было изготовлено большими партиями, большинство из которых в конечном итоге были сочтены непригодными для оперативных систем. В случае азотной кислоты сама кислота ( HNO
3 ) был нестабильным и разъедал большинство металлов, что затрудняло его хранение. Добавление небольшого количества четырехокиси азота , N
22О
4 , сделал смесь красной и не позволил ей изменить состав, но оставил проблему, заключающуюся в том, что азотная кислота разъедает контейнеры, в которых она находится, выделяя газы, которые могут создавать давление в процессе. Прорывом стало добавление небольшого количества фторида водорода (HF), который образует самоуплотняющийся фторид металла на внутренней стороне стенок резервуара, ингибирующий красную дымящую азотную кислоту. Это сделало IRFNA пригодным для хранения.
Комбинации порохов на основе IRFNA или чистого N
22О
4 в качестве окислителя и керосин или гиперголический (самовоспламеняющийся) анилин , гидразин или несимметричный диметилгидразин (НДМГ) в качестве топлива были затем приняты в США и Советском Союзе для использования в стратегических и тактических ракетах. Самовоспламеняющиеся жидкие двухкомпонентные топлива, пригодные для хранения, имеют несколько меньший удельный импульс, чем LOX/керосин, но имеют более высокую плотность, поэтому в баки того же размера можно поместить большую массу топлива. Бензин был заменен различными углеводородными видами топлива, [5] например РП-1 – высокоочищенная марка керосина . Эта комбинация вполне практична для ракет, которым не нужно хранить.
Керосин
[ редактировать ] |
В ракетах Фау-2, разработанных нацистской Германией, использовался LOX и этиловый спирт. Одним из главных преимуществ спирта было содержание в нем воды, которая обеспечивала охлаждение более крупных ракетных двигателей. Топливо на основе нефти давало больше энергии, чем спирт, но стандартный бензин и керосин оставляли слишком много сажи и побочных продуктов сгорания, которые могли засорить трубопровод двигателя. Кроме того, им не хватало охлаждающих свойств этилового спирта.
В начале 1950-х годов перед химической промышленностью США была поставлена задача разработать улучшенное ракетное топливо на нефтяной основе, которое не оставляло бы остатков, а также обеспечивало бы охлаждение двигателей. Результатом стал РП-1 , спецификации которого были окончательно утверждены к 1954 году. Высокоочищенная форма реактивного топлива, РП-1 сгорала гораздо чище, чем обычное нефтяное топливо, а также представляла меньшую опасность для наземного персонала из-за взрывоопасных паров. Он стал топливом для большинства ранних американских ракет и баллистических ракет, таких как «Атлас», «Титан I» и «Тор». Советы быстро приняли РП-1 для своей ракеты Р-7, но большинство советских ракет-носителей в конечном итоге использовали хранимое гиперголическое топливо. По состоянию на 2017 год [update], он используется на первых ступенях многих орбитальных ракет-носителей.
Водород
[ редактировать ]Многие первые теоретики ракетного дела считали, что водород будет чудесным топливом, поскольку он дает самый высокий удельный импульс . Он также считается самым чистым при окислении кислородом , поскольку единственным побочным продуктом является вода. Паровая конверсия природного газа является наиболее распространенным методом производства коммерческого массового водорода, на долю которого приходится около 95% мирового производства. [11] [12] 500 миллиардов м 3 в 1998 году. [13] При высоких температурах (700–1100 °C) и в присутствии металла на основе катализатора ( никеля ) пар реагирует с метаном с образованием оксида углерода и водорода.
Водород очень громоздкий по сравнению с другими видами топлива; Обычно его хранят в виде криогенной жидкости. Этот метод был освоен в начале 1950-х годов в рамках программы разработки водородной бомбы в Лос-Аламосе . Жидкий водород можно хранить и транспортировать без выкипания, используя гелий в качестве охлаждающего хладагента, поскольку гелий имеет еще более низкую температуру кипения, чем водород. Водород теряется при выбросе в атмосферу только после его загрузки на ракету-носитель, где нет охлаждения. [14]
В конце 1950-х и начале 1960-х годов он был принят для ступеней, работающих на водороде, таких как «Кентавр» и «Сатурн» . верхние ступени [ нужна ссылка ] Водород имеет низкую плотность даже в жидком виде, поэтому требуются большие резервуары и насосы; поддержание необходимого экстремального холода требует изоляции резервуара. Этот дополнительный вес снижает массовую долю ступени или требует чрезвычайных мер, таких как стабилизация давления в резервуарах для снижения веса. (Резервуары со стабилизированным давлением выдерживают большую часть нагрузок за счет внутреннего давления, а не за счет твердых конструкций, используя в первую очередь прочность на разрыв материала резервуара. [ нужна ссылка ] )
Советская ракетная программа, отчасти из-за отсутствия технических возможностей, не использовала жидкий водород в качестве топлива до основной ступени «Энергии» в 1980-х годах. [ нужна ссылка ]
Использование верхней ступени
[ редактировать ]Двухкомпонентный жидкостный ракетный двигатель на жидком кислороде и водороде обеспечивает самый высокий удельный импульс для обычных ракет. Эта дополнительная производительность в значительной степени компенсирует недостаток низкой плотности, которая требует больших топливных баков. Однако небольшое увеличение удельного импульса в разгонном блоке может дать значительное увеличение массы полезной нагрузки на орбите. [15]
Сравнение с керосином
[ редактировать ] |
Пожары на стартовой площадке из-за пролитого керосина более разрушительны, чем пожары на водороде, по двум основным причинам:
- Керосин горит примерно на 20% горячее по абсолютной температуре, чем водород.
- Плавучесть водорода. Поскольку водород является глубоким криогеном, он быстро кипит и поднимается вверх из-за очень низкой плотности газа. Даже когда водород горит, газообразный H
2 O Образующийся имеет молекулярную массу всего 18 а.е.м. по сравнению с 29,9 а.е.м. для воздуха, поэтому он также быстро возрастает. С другой стороны, пролитое керосиновое топливо падает на землю и в случае воспламенения может гореть часами при проливе в больших количествах.
Керосиновые пожары неизбежно вызывают обширные тепловые повреждения, требующие длительного ремонта и восстановления. Чаще всего с этим сталкиваются бригады испытательных стендов, участвующие в запуске крупных, непроверенных ракетных двигателей.
Двигатели, работающие на водороде, требуют специальной конструкции, например, прокладки топливных линий горизонтально, чтобы в линиях не образовывались «ловушки», которые могли бы вызвать разрывы труб из-за кипения в замкнутых пространствах. (То же предостережение применимо и к другим криогенным веществам, таким как жидкий кислород и жидкий природный газ (СПГ).) Жидкое водородное топливо имеет отличные показатели безопасности и характеристики, которые значительно превосходят все другие практические химические ракетные топлива.
Литий и фтор
[ редактировать ]Химический состав с самым высоким удельным импульсом, когда-либо испытанный в ракетном двигателе, представлял собой литий и фтор с добавлением водорода для улучшения термодинамики выхлопных газов (все топливо должно было храниться в отдельных баках, что делало его трехкомпонентным ). Комбинация обеспечивала удельный импульс длительностью 542 с в вакууме, что эквивалентно скорости истечения 5320 м/с. Непрактичность этой химии подчеркивает, почему на самом деле не используются экзотические топлива: чтобы сделать все три компонента жидкими, водород должен поддерживаться при температуре ниже –252 °C (всего 21 К), а литий должен поддерживаться при температуре выше 180 °C (453 К). . Литий и фтор чрезвычайно агрессивны. Литий воспламеняется при контакте с воздухом, а фтор воспламеняет при контакте большинство видов топлива, включая водород. Фтор и фтороводород (HF) в выхлопных газах очень токсичны, что затрудняет работу на стартовой площадке, наносит ущерб окружающей среде и затрудняет получение на запуск лицензии . И литий, и фтор дороги по сравнению с большинством ракетного топлива. Поэтому эта комбинация никогда не летала. [16]
В 1950-х годах Министерство обороны предложило литий/фтор в качестве топлива для баллистических ракет. Авария на химическом заводе в 1954 году, вызвавшая выброс облака фтора в атмосферу, убедила их использовать вместо этого LOX/RP-1.
Метан
[ редактировать ]Жидкий метан имеет меньший удельный импульс, чем жидкий водород, но его легче хранить из-за более высокой температуры кипения и плотности, а также отсутствия водородного охрупчивания . Он также оставляет меньше остатков в двигателях по сравнению с керосином, что способствует возможности повторного использования. [17] [18] Кроме того, ожидается, что его производство на Марсе станет возможным посредством реакции Сабатье . В документах НАСА Mars Design Reference Mission 5.0 (между 2009 и 2012 годами) жидкий метан / LOX в качестве топливной смеси для посадочного модуля был выбран (металокс).
Из-за преимуществ, которые предлагает метановое топливо, некоторые частные поставщики космических запусков стремились разработать системы запуска на основе метана в 2010-х и 2020-х годах. Соревнование между странами получило название «Металоксовая гонка на орбиту», где LandSpace компании металоксная ракета Zhuque-2 стала первой, достигшей орбиты. [19] [20] [21]
По состоянию на январь 2024 г. [update]Две ракеты, работающие на метане, достигли орбиты. Несколько других находятся в разработке, и две попытки запуска на орбиту оказались неудачными:
- «Чжуке-2» успешно достигла орбиты во время своего второго полета 12 июля 2023 года, став первой ракетой, работающей на метане, сделавшей это. [22] Ей не удалось достичь орбиты во время своего первого полета 14 декабря 2022 года. В ракете, разработанной LandSpace , используется двигатель TQ-12 .
- Вулкан Кентавр успешно достиг орбиты с первой попытки, получившей название Cert-1, 8 января 2024 года. [23] Ракета, разработанная United Launch Alliance , использует компании Blue Origin двигатель BE-4 , хотя на второй ступени используется гидролокс RL10 .
- Терран-1 совершил неудачную попытку запуска на орбиту во время своего первого полета 22 марта 2023 года. Ракета, разработанная Relativity Space , использует двигатель Aeon 1 .
- Starship вышел на заатмосферную орбиту во время своего третьего полета 14 марта 2024 года. [24] после двух неудачных попыток. Ракета, разработанная SpaceX , использует двигатель Raptor .
SpaceX разработала двигатель Raptor для своей сверхтяжелой ракеты-носителя Starship. [25] он используется В испытательных полетах с 2019 года. Ранее SpaceX использовала в своих двигателях только RP-1 /LOX.
Компания Blue Origin разработала двигатель BE-4 LOX/LNG для своего New Glenn и United Launch Alliance Vulcan Centaur. BE-4 будет обеспечивать тягу 2400 кН (550 000 фунтов силы). К середине 2023 года в ULA были доставлены два летных двигателя.
В июле 2014 года компания Firefly Space Systems объявила о планах использовать метановое топливо для своей небольшой ракеты-носителя для спутников Firefly Alpha с аэродинамическим двигателем . [26]
ЕКА разрабатывает металоксовый ракетный двигатель «Прометей» мощностью 980 кН , испытания которого прошли в 2023 году. [27]
Монотопливо
[ редактировать ] |
- Высококачественная перекись
- Перекись высокого качества представляет собой концентрированную перекись водорода с содержанием воды от 2% до 30%. При прохождении над катализатором он разлагается на пар и кислород. Исторически он использовался для систем управления реакцией, поскольку его легко хранить. Он часто используется для привода турбонасосов , используемых на ракете Фау-2 и современном Союзе .
- Гидразин
- энергетически разлагается на азот, водород и аммиак (2N 2 H 4 → N 2 +H 2 +2NH 3 ) и наиболее широко применяется в космических аппаратах. (Разложение неокисленного аммиака является эндотермическим и снижает производительность).
- Закись азота
- разлагается на азот и кислород.
- Пар
- при внешнем нагреве дает достаточно скромный I sp , до 190 секунд, в зависимости от коррозии материала и температурных ограничений.
Настоящее использование
[ редактировать ]По состоянию на июнь 2024 г. [update], широко используемые комбинации жидкого топлива:
- Керосин (РП-1)/ жидкий кислород (LOX)
- Используется для нижних ступеней ракет-носителей «Союз-2» , первой ступени «Атласа V» , а также обеих ступеней «Электрона » , Falcon 9 , Falcon Heavy и Firefly Alpha . Очень похоже на первую ракету Роберта Годдарда.
- Жидкий водород (LH) / LOX
- Используется в ступенях системы запуска космического New Shepard , H-IIB , GSLV и Centaur .
- Жидкий метан (СПГ) / LOX
- Используется на обеих стадиях Zhuque-2 , Starship ( выполняющих почти орбитальные испытательные полеты ) и первой ступени Vulcan Centaur .
- Несимметричный диметилгидразин (НДМГ) или монометилгидразин (ММГ) / тетраоксид динитрогена (NTO или N
22О
4 ) - Используется в трех первых ступенях российской ракеты-носителя «Протон» , индийском двигателе Vikas для ракет PSLV и GSLV , большинстве китайских ракет-носителей, ряде военных, орбитальных ракет и ракет для дальнего космоса, поскольку эта топливная комбинация является гиперголической и может храниться в течение длительного периода времени при разумных температурах и давления.
- Гидразин ( N
22Ч
4 ) - Используется в полетах в дальний космос, поскольку его можно хранить , он гиперголический, а также может использоваться в качестве монотоплива с катализатором.
- Аэрозин-50 (50/50 гидразин и НДМГ)
- Используется в полетах в дальний космос, поскольку его можно хранить , он гиперголический, а также может использоваться в качестве монотоплива с катализатором.
Стол
[ редактировать ]| Абсолютное давление кПа ; атм ( пси ) | Умножить на |
|---|---|
| 6895 кПа; 68,05 атм (1000 фунтов на квадратный дюйм) | 1.00 |
| 6205 кПа; 61,24 атм (900 фунтов на квадратный дюйм) | 0.99 |
| 5516 кПа; 54,44 атм (800 фунтов на квадратный дюйм) | 0.98 |
| 4826 кПа; 47,63 атм (700 фунтов на квадратный дюйм) | 0.97 |
| 4137 кПа; 40,83 атм (600 фунтов на квадратный дюйм) | 0.95 |
| 3447 кПа; 34,02 атм (500 фунтов на квадратный дюйм) | 0.93 |
| 2758 кПа; 27,22 атм (400 фунтов на квадратный дюйм) | 0.91 |
| 2068 кПа; 20,41 атм (300 фунтов на квадратный дюйм) | 0.88 |
В таблице использованы данные из термохимических таблиц JANNAF (Объединенный межведомственный комитет армии, флота, НАСА и ВВС (JANNAF) по двигательным установкам), с максимально возможным удельным импульсом, рассчитанным Rocketdyne в предположениях адиабатического сгорания, изоэнтропического расширения, одномерного расширение и смещение равновесия. [28] Некоторые единицы измерения были переведены в метрические, но давление — нет.
Определения
[ редактировать ]- В е
- Средняя скорость истечения, м/с. Та же мера, что и удельный импульс в разных единицах, численно равный удельному импульсу в Н·с/кг.
- р
- Соотношение смеси: масса окислителя/масса топлива.
- Т с
- Температура камеры, °С
- д
- Насыпная плотность топлива и окислителя, г/см 3
- С*
- Характеристическая скорость, м/с. Равно давлению в камере, умноженному на площадь горла и разделенному на массовый расход . экспериментальной ракеты Используется для проверки эффективности сгорания .
Бипропелленты
[ редактировать ]| Окислитель | Топливо | Комментарий | Оптимальное расширение от 68,05 атм до [ нужна ссылка ] | |||||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 1 атм | 0 атм, вакуум (соотношение площадей сопел 40:1) | |||||||||||
| В е | р | Т с | д | С* | В е | р | Т с | д | С* | |||
| ЛОКС | ЧАС 2 | Гидролокс. Общий. | 3816 | 4.13 | 2740 | 0.29 | 2416 | 4462 | 4.83 | 2978 | 0.32 | 2386 |
| ЧАС 2 : быть 49:51 | 4498 | 0.87 | 2558 | 0.23 | 2833 | 5295 | 0.91 | 2589 | 0.24 | 2850 | ||
| СН 4 (метан) | Металокс . Многие двигатели находятся в стадии разработки в 2010-х годах. | 3034 | 3.21 | 3260 | 0.82 | 1857 | 3615 | 3.45 | 3290 | 0.83 | 1838 | |
| С 2 Ч 6 | 3006 | 2.89 | 3320 | 0.90 | 1840 | 3584 | 3.10 | 3351 | 0.91 | 1825 | ||
| С 2 Ч 4 | 3053 | 2.38 | 3486 | 0.88 | 1875 | 3635 | 2.59 | 3521 | 0.89 | 1855 | ||
| РП-1 (керосин) | Керолокс . Общий. | 2941 | 2.58 | 3403 | 1.03 | 1799 | 3510 | 2.77 | 3428 | 1.03 | 1783 | |
| Н 2 Ч 4 | 3065 | 0.92 | 3132 | 1.07 | 1892 | 3460 | 0.98 | 3146 | 1.07 | 1878 | ||
| Б 5 Ч 9 | 3124 | 2.12 | 3834 | 0.92 | 1895 | 3758 | 2.16 | 3863 | 0.92 | 1894 | ||
| B2HB2H6 | 3351 | 1.96 | 3489 | 0.74 | 2041 | 4016 | 2.06 | 3563 | 0.75 | 2039 | ||
| СН 4 :Н 2 92,6:7,4 | 3126 | 3.36 | 3245 | 0.71 | 1920 | 3719 | 3.63 | 3287 | 0.72 | 1897 | ||
| ГОКС | ГХ 2 | Газообразная форма | 3997 | 3.29 | 2576 | - | 2550 | 4485 | 3.92 | 2862 | - | 2519 |
| FФ2 | Ч 2 | 4036 | 7.94 | 3689 | 0.46 | 2556 | 4697 | 9.74 | 3985 | 0.52 | 2530 | |
| Ч2 65,2 : : Ли 34,0 | 4256 | 0.96 | 1830 | 0.19 | 2680 | |||||||
| Н 2 :Ли 60,7:39,3 | 5050 | 1.08 | 1974 | 0.21 | 2656 | |||||||
| СН 4 | 3414 | 4.53 | 3918 | 1.03 | 2068 | 4075 | 4.74 | 3933 | 1.04 | 2064 | ||
| С 2 Ч 6 | 3335 | 3.68 | 3914 | 1.09 | 2019 | 3987 | 3.78 | 3923 | 1.10 | 2014 | ||
| ММХ | 3413 | 2.39 | 4074 | 1.24 | 2063 | 4071 | 2.47 | 4091 | 1.24 | 1987 | ||
| Н 2 Ч 4 | 3580 | 2.32 | 4461 | 1.31 | 2219 | 4215 | 2.37 | 4468 | 1.31 | 2122 | ||
| NHNH3 | 3531 | 3.32 | 4337 | 1.12 | 2194 | 4143 | 3.35 | 4341 | 1.12 | 2193 | ||
| Б 5 Ч 9 | 3502 | 5.14 | 5050 | 1.23 | 2147 | 4191 | 5.58 | 5083 | 1.25 | 2140 | ||
| ИЗ 2 | Ч 2 | 4014 | 5.92 | 3311 | 0.39 | 2542 | 4679 | 7.37 | 3587 | 0.44 | 2499 | |
| СН 4 | 3485 | 4.94 | 4157 | 1.06 | 2160 | 4131 | 5.58 | 4207 | 1.09 | 2139 | ||
| С 2 Ч 6 | 3511 | 3.87 | 4539 | 1.13 | 2176 | 4137 | 3.86 | 4538 | 1.13 | 2176 | ||
| РП-1 | 3424 | 3.87 | 4436 | 1.28 | 2132 | 4021 | 3.85 | 4432 | 1.28 | 2130 | ||
| ММХ | 3427 | 2.28 | 4075 | 1.24 | 2119 | 4067 | 2.58 | 4133 | 1.26 | 2106 | ||
| Н 2 Ч 4 | 3381 | 1.51 | 3769 | 1.26 | 2087 | 4008 | 1.65 | 3814 | 1.27 | 2081 | ||
| ММХ:N 2 H 4 : H 2 O 50,5:29,8:19,7 | 3286 | 1.75 | 3726 | 1.24 | 2025 | 3908 | 1.92 | 3769 | 1.25 | 2018 | ||
| B2HB2H6 | 3653 | 3.95 | 4479 | 1.01 | 2244 | 4367 | 3.98 | 4486 | 1.02 | 2167 | ||
| Б 5 Ч 9 | 3539 | 4.16 | 4825 | 1.20 | 2163 | 4239 | 4.30 | 4844 | 1.21 | 2161 | ||
| Ф 2 : О 2 30:70 | Ч 2 | 3871 | 4.80 | 2954 | 0.32 | 2453 | 4520 | 5.70 | 3195 | 0.36 | 2417 | |
| РП-1 | 3103 | 3.01 | 3665 | 1.09 | 1908 | 3697 | 3.30 | 3692 | 1.10 | 1889 | ||
| Ф 2 :О 2 70:30 | РП-1 | 3377 | 3.84 | 4361 | 1.20 | 2106 | 3955 | 3.84 | 4361 | 1.20 | 2104 | |
| Ф 2 :О 2 87,8:12,2 | ММХ | 3525 | 2.82 | 4454 | 1.24 | 2191 | 4148 | 2.83 | 4453 | 1.23 | 2186 | |
| Окислитель | Топливо | Комментарий | В е | р | Т с | д | С* | В е | р | Т с | д | С* |
| Н 2 Ж 4 | СН 4 | 3127 | 6.44 | 3705 | 1.15 | 1917 | 3692 | 6.51 | 3707 | 1.15 | 1915 | |
| С 2 Ч 4 | 3035 | 3.67 | 3741 | 1.13 | 1844 | 3612 | 3.71 | 3743 | 1.14 | 1843 | ||
| ММХ | 3163 | 3.35 | 3819 | 1.32 | 1928 | 3730 | 3.39 | 3823 | 1.32 | 1926 | ||
| Н 2 Ч 4 | 3283 | 3.22 | 4214 | 1.38 | 2059 | 3827 | 3.25 | 4216 | 1.38 | 2058 | ||
| NHNH3 | 3204 | 4.58 | 4062 | 1.22 | 2020 | 3723 | 4.58 | 4062 | 1.22 | 2021 | ||
| Б 5 Ч 9 | 3259 | 7.76 | 4791 | 1.34 | 1997 | 3898 | 8.31 | 4803 | 1.35 | 1992 | ||
| КлФ 5 | ММХ | 2962 | 2.82 | 3577 | 1.40 | 1837 | 3488 | 2.83 | 3579 | 1.40 | 1837 | |
| Н 2 Ч 4 | 3069 | 2.66 | 3894 | 1.47 | 1935 | 3580 | 2.71 | 3905 | 1.47 | 1934 | ||
| ММХ:Н 2 Ч 4 86:14 | 2971 | 2.78 | 3575 | 1.41 | 1844 | 3498 | 2.81 | 3579 | 1.41 | 1844 | ||
| ММХ:Н 2 Ч 4 :Н 2 Ч 5 НЕТ 3 55:26:19 | 2989 | 2.46 | 3717 | 1.46 | 1864 | 3500 | 2.49 | 3722 | 1.46 | 1863 | ||
| КлФ 3 | ММХ : Н 2 Н 4 : Н 2 Н 5 НЕТ 3 55:26:19 | Гиперголический | 2789 | 2.97 | 3407 | 1.42 | 1739 | 3274 | 3.01 | 3413 | 1.42 | 1739 |
| Н 2 Ч 4 | Гиперголический | 2885 | 2.81 | 3650 | 1.49 | 1824 | 3356 | 2.89 | 3666 | 1.50 | 1822 | |
| N 2 O 4 | ММХ | Гиперголический, общий | 2827 | 2.17 | 3122 | 1.19 | 1745 | 3347 | 2.37 | 3125 | 1.20 | 1724 |
| ММХ : быть 76,6:29,4 | 3106 | 0.99 | 3193 | 1.17 | 1858 | 3720 | 1.10 | 3451 | 1.24 | 1849 | ||
| ММХ: Ал 63:27 | 2891 | 0.85 | 3294 | 1.27 | 1785 | |||||||
| ММХ: Ал 58:42 | 3460 | 0.87 | 3450 | 1.31 | 1771 | |||||||
| Н 2 Ч 4 | Гиперголический, общий | 2862 | 1.36 | 2992 | 1.21 | 1781 | 3369 | 1.42 | 2993 | 1.22 | 1770 | |
| N 2 H 4 : НДМГ 50:50 | Гиперголический, общий | 2831 | 1.98 | 3095 | 1.12 | 1747 | 3349 | 2.15 | 3096 | 1.20 | 1731 | |
| Н 2 Ч 4 :Бе 80:20 | 3209 | 0.51 | 3038 | 1.20 | 1918 | |||||||
| Н 2 Н 4 :Ве 76,6:23,4 | 3849 | 0.60 | 3230 | 1.22 | 1913 | |||||||
| Б 5 Ч 9 | 2927 | 3.18 | 3678 | 1.11 | 1782 | 3513 | 3.26 | 3706 | 1.11 | 1781 | ||
| НЕТ : Н 2 О 4 25:75 | ММХ | 2839 | 2.28 | 3153 | 1.17 | 1753 | 3360 | 2.50 | 3158 | 1.18 | 1732 | |
| N 2 H 4 : Be 76,6:23,4 | 2872 | 1.43 | 3023 | 1.19 | 1787 | 3381 | 1.51 | 3026 | 1.20 | 1775 | ||
| ИРФНА IIIa | НДМГ : ДЭТА 60:40 | Гиперголический | 2638 | 3.26 | 2848 | 1.30 | 1627 | 3123 | 3.41 | 2839 | 1.31 | 1617 |
| ММХ | Гиперголический | 2690 | 2.59 | 2849 | 1.27 | 1665 | 3178 | 2.71 | 2841 | 1.28 | 1655 | |
| НДМГ | Гиперголический | 2668 | 3.13 | 2874 | 1.26 | 1648 | 3157 | 3.31 | 2864 | 1.27 | 1634 | |
| ИРФНА IV HDA | НДМГ : ДЭТА 60:40 | Гиперголический | 2689 | 3.06 | 2903 | 1.32 | 1656 | 3187 | 3.25 | 2951 | 1.33 | 1641 |
| ММХ | Гиперголический | 2742 | 2.43 | 2953 | 1.29 | 1696 | 3242 | 2.58 | 2947 | 1.31 | 1680 | |
| НДМГ | Гиперголический | 2719 | 2.95 | 2983 | 1.28 | 1676 | 3220 | 3.12 | 2977 | 1.29 | 1662 | |
| Н 2 О 2 | ММХ | 2790 | 3.46 | 2720 | 1.24 | 1726 | 3301 | 3.69 | 2707 | 1.24 | 1714 | |
| Н 2 Ч 4 | 2810 | 2.05 | 2651 | 1.24 | 1751 | 3308 | 2.12 | 2645 | 1.25 | 1744 | ||
| N 2 H 4 : Be 74,5:25,5 | 3289 | 0.48 | 2915 | 1.21 | 1943 | 3954 | 0.57 | 3098 | 1.24 | 1940 | ||
| Б 5 Ч 9 | 3016 | 2.20 | 2667 | 1.02 | 1828 | 3642 | 2.09 | 2597 | 1.01 | 1817 | ||
| Окислитель | Топливо | Комментарий | В е | р | Т с | д | С* | В е | р | Т с | д | С* |
Определения некоторых смесей:
- ИРФНА IIIa
- 83,4% HNO 3 , 14% NO 2 , 2% H 2 O , 0,6% HF
- ИРФНА IV HDA
- 54,3% HNO 3 , 44% NO 2 , 1% H 2 O, 0,7% HF
- РП-1
- См. MIL-P-25576C, в основном керосин (приблизительно C
10 ч.
18 ) - ММГ монометилгидразин
- СН
3 НХНХ
2
Имеет не все данные по CO/O 2 , предназначенному НАСА для марсианских ракет, только удельный импульс около 250 с.
- р
- Соотношение смеси: масса окислителя/масса топлива.
- В е
- Средняя скорость истечения, м/с. Та же мера, что и удельный импульс в разных единицах, численно равный удельному импульсу в Н·с/кг.
- С*
- Характеристическая скорость, м/с. Равно давлению в камере, умноженному на площадь горла и разделенному на массовый расход . Используется для проверки эффективности сгорания экспериментальной ракеты.
- Т с
- Температура камеры, °С
- д
- Насыпная плотность топлива и окислителя, г/см 3
Монотопливо
[ редактировать ]| Порох | Комментарий | Оптимальное расширение от от 68,05 до 1 атм [ нужна ссылка ] | Расширение из От 68,05 атм до вакуума (0 атм) (Площадь сопла = 40:1) [ нужна ссылка ] | ||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| В е | Т с | д | С* | В е | Т с | д | С* | ||
| Динитрамид аммония (ЛМП-103С) [29] [30] | Миссия ПРИЗМА (2010–2015 гг.) 5 С/К запущены в 2016 г. [31] | 1608 | 1.24 | 1608 | 1.24 | ||||
| Гидразин [30] | Общий | 883 | 1.01 | 883 | 1.01 | ||||
| Перекись водорода | Общий | 1610 | 1270 | 1.45 | 1040 | 1860 | 1270 | 1.45 | 1040 |
| Нитрат гидроксиламмония (AF-M315E) [30] | 1893 | 1.46 | 1893 | 1.46 | |||||
| Нитрометан | |||||||||
| Порох | Комментарий | В е | Т с | д | С* | В е | Т с | д | С* |
Ссылки
[ редактировать ]- ^ Ларсон, WJ; Вертц, младший (1992). Анализ и проектирование космических миссий . Бостон: Издательство Kluver Academic Publishers.
- ^ Саттон, врач общей практики (2003). «История жидкостных ракетных двигателей в США». Журнал движения и мощности . 19 (6): 978–1007. дои : 10.2514/2.6942 .
- ^ Tsiolkovsky, Konstantin E. (1903), "The Exploration of Cosmic Space by Means of Reaction Devices (Исследование мировых пространств реактивными приборами)", The Science Review (in Russian) (5), archived from the original on 19 October 2008, retrieved 22 September 2008
- ^ Зумерчик, Джон, изд. (2001). Макмиллановая энциклопедия энергетики . Нью-Йорк: Справочник Macmillan USA. ISBN 0028650212 . OCLC 44774933 .
- ^ Перейти обратно: а б Кларк, Джон Друри (23 мая 2018 г.). Зажигание!: Неофициальная история жидкого ракетного топлива . Издательство Университета Рутгерса. п. 302. ИСБН 978-0-8135-9918-2 .
- ^ Британский сайт о фирме HWK.
- ^ Страница сайта Уолтера в Starthilfe системе
- ^ Страница сайта Wlater, посвященная планирующей авиабомбе Henschel.
- ^ Список ракетных двигателей Walter серии 109-509.
- ^ Браун, Вернер фон (Поместье) ; Ордуэй III; Фридрих I (1985) [1975]. Космические путешествия: история . и Дэвид Дулинг-младший. Нью-Йорк: Harper & Row. стр. 83, 101. ISBN. 0-06-181898-4 .
- ^ Огден, Дж. М. (1999). «Перспективы строительства инфраструктуры водородной энергетики». Ежегодный обзор энергетики и окружающей среды . 24 : 227–279. дои : 10.1146/annurev.energy.24.1.227 .
- ^ Производство водорода: риформинг природного газа (Отчет). США Министерство энергетики . Проверено 6 апреля 2017 г.
- ^ Роструп-Нильсен, Йенс Р.; Роструп-Нильсен, Томас (23 марта 2007 г.). Крупномасштабное производство водорода (PDF) (Отчет). Хальдор Топсе . стр. 3. Архивировано из оригинала (PDF) 8 февраля 2016 года . Проверено 16 июля 2023 г.
Общий рынок водорода в 1998 году составлял 390×10 9 Нм³/год + 110×10 9 Нм³/год совместного производства.
- ^ Роудс, Ричард (1995). Тёмное Солнце: Создание водородной бомбы . Нью-Йорк, штат Нью-Йорк: Саймон и Шустер . стр. 483–504. ISBN 978-0-684-82414-7 .
- ^ Саттон, EP; Библарз, О. (2010). Элементы ракетной двигательной установки (8-е изд.). Нью-Йорк: Уайли. ISBN 9780470080245 – через Интернет-архив.
- ^ Журавски, Роберт (июнь 1986 г.). «Текущая оценка концепции трехкомпонентного топлива» (PDF) .
- ^ «Руководитель двигательной установки SpaceX поднимает толпу в Санта-Барбаре» . Пасифик Бизнес Таймс. 19 февраля 2014 г. Проверено 22 февраля 2014 г.
- ^ Беллускио, Алехандро Г. (07 марта 2014 г.). «SpaceX продвигает ракету на Марс с помощью энергии Raptor» . NASAspaceflight.com . Проверено 7 марта 2014 г.
- ^ Бейл, Адриан (12 июля 2023 г.). «LandSpace заявляет о своей победе в метановой гонке на орбиту посредством второго запуска ZhuQue-2» . НАСАКосмический полет . Проверено 16 июля 2023 г.
- ^ «Китай опередил конкурентов и успешно запустил первую ракету на жидком метане» . Рейтер . 12 июля 2023 г.
- ^ И. Моралес Волосин, Хуан (12 июля 2023 г.). «Второй полет | ЧжуЦюэ-2» . Каждый день космонавт .
- ^ Белл, Адриан (12 июля 2023 г.). «LandSpace заявляет о своей победе в метановой гонке на орбиту посредством второго запуска ZhuQue-2» . NASASpaceFlight.com . Проверено 12 июля 2023 г.
- ^ Джош Диннер (08 января 2024 г.). «Ракета ULA Vulcan запускает частный американский лунный корабль, первый после Аполлона, и человеческие останки в дебютном полете» . Space.com . Проверено 08 января 2024 г.
- ^ «Третье летное испытание звездолета» . СпейсИкс . Проверено 7 мая 2024 г.
- ^ Тодд, Дэвид (20 ноября 2012 г.). «Маск выступает за многоразовые ракеты, работающие на метане, как шаг к колонизации Марса» . FlightGlobal/Блоги Гипербола . Архивировано из оригинала 28 ноября 2012 г. Проверено 22 ноября 2012 г.
«Мы собираемся заняться метаном». Маск объявил, описывая свои будущие планы по созданию многоразовых ракет-носителей, в том числе предназначенных для доставки астронавтов на Марс в течение 15 лет.
- ^ «Светлячок α» . Космические системы Файрфлай . Архивировано из оригинала 6 октября 2014 года . Проверено 5 октября 2014 г.
- ^ Фемида и Прометей завершили первые испытания горячим огнем во Франции.
- ^ Хузель, ДК; Хуанг, Д.Х. (1971), НАСА SP-125, «Современная техника проектирования жидкостных ракетных двигателей», (2-е изд.), НАСА
- ^ Анфло, К.; Мур, С.; Кинг, П. Расширение семейства монотопливных двигателей на основе ADN . 23-я ежегодная конференция AIAA/УрГУ по малым спутникам. SSC09-II-4.
- ^ Перейти обратно: а б с Щетковский Анатолий; МакКечни, Тим; Мустайкис, Стивен (13 августа 2012 г.). Усовершенствованные камеры сгорания монотоплива и монолитный катализатор для двигателей малых спутников (PDF) . 15-я ежегодная конференция по космической и противоракетной обороне. Хантсвилл, Алабама . Проверено 14 декабря 2017 г.
- ^ Дингертц, Вильгельм (10 октября 2017 г.). HPGP® — Высокопроизводительная экологически чистая силовая установка (PDF) . ECAPS: Польско-шведская встреча космической отрасли . Проверено 14 декабря 2017 г.
Внешние ссылки
[ редактировать ]- Cpropep-Web - компьютерная онлайн-программа для расчета характеристик топлива в ракетных двигателях.
- Инструмент проектирования для термодинамического анализа жидкостных ракетных двигателей — это компьютерная программа для прогнозирования характеристик жидкостных ракетных двигателей.
