Vikupautomsk.ru

Выкуп Авто МСК
0 просмотров
Рейтинг статьи
1 звезда2 звезды3 звезды4 звезды5 звезд
Загрузка...

Водород как топливо для ракетных двигателей

Водород как топливо для ракетных двигателей

Кислородно-водородные ЖРД

]Кислородно-керосиновое топливо, на котором работают описанные выше двигатели РД-107, РД-108, Р-1, широко применяется в космических ракетах. С освоением этого топлива скорость реактивной струи ЖРД достигла и превысила 3000 м/с. Большое значение для дальнейшего развития космонавтики имело создание в середине 60-х годов ЖРД, работающих на кислородно-водородном топливе, которое по удельному импульсу примерно на 30% превосходит кислородно-керосиновое.

Хотя кислородно-водородное топливо было предложено еще в 1903 г. Циолковским, оно не находило применения в течение длительного времени по причинам, связанным со специфическими свойствами водорода. Жидкий водород, как известно, в 14 раз легче воды и закипает уже при температуре 20 К. Смеси водорода с воздухом являются чрезвычайно пожаро- и взрывоопасными. Например, энергия электростатического разряда, который мы иногда ощущаем, прикасаясь к дверной ручке, в десятки и сотни раз больше энергии, необходимой для воспламенения воздушно-водородной смеси. В связи с этим получение дешевого жидкого водорода в большом количестве представлялось проблематичным, конструирование и эксплуатация систем жидкого водорода относились к сложным техническим задачам, а топливные баки для жидкого водорода получались слишком тяжелыми.

В настоящее время кислородно-водородное топливо применяется на верхних ступенях космических ракет, где оно дает наибольший эффект. Примером этого является универсальная ступень «Центавр», используемая на космических ракетах семейств «Атлас» и «Титан-3», а также вторая и третья ступени ракеты «Сатурн-5». Топливные баки этих ракетных ступеней, предназначенные для размещения жидкого водорода, представляют собой гигантские термосы, металлические стенки которых покрыты теплоизолирующими полимерными материалами. На рисунке показана в качестве примера теплоизоляция, использующаяся в баках ракеты «Сатурн-5». В этой изоляции предусмотрены каналы, через которые при нахождении ракеты на старте подается газообразный гелий с целью удаления из изоляции взрывоопасных газов, которые могут там накопиться.

Стенка топливного бака жидкого водорода (вторая ступень ракеты Сатурн-5):
1- силовая оболочка (алюминиевый сплав); 2, 5 — клеевой слой; 3 — каналы для прохода гелия; 4 — сотовая конструкция (полиуретановый материал); 6 — найлонофеиольный стой; 7 — герметизирующее покрытие (синтетический материал тедлар)

Теплоизоляция утяжеляет конструкцию кислородно-водородных ступеней. Поскольку кислородно-водородное топливо втрое легче кислородно-керосинового, то оно требует при той же массе втрое большего объема для своего размещения. В итоге вес конструкции ракетной ступени, приходящийся на 1 кг топлива, оказывается для кислородно-водородного топлива на 40% большим, чем для кислородно-керосинового. Этот недостаток с избытком компенсируется высоким удельным импульсом кислородно-водородных ЖРД. При равной стартовой массе космическая ракета на кислородно-водородном топливе способна вывести на орбиту втрое больший полезный груз, чем ракета на кислородно-керосиновом топливе. Применение этого топлива на верхних ступенях ракеты «Сатурн-5» позволяет выводить на низкую круговую геоцентрическую орбиту до 140 т, а на траекторию полета к Луне — до 48,5 т полезного груза.

Наряду с высокой эффективностью кислородно-водородные топлива имеют ряд других достоинств, среди которых следует отметить низкую температуру сгорания (на 200°С ниже, чем для кислородно-керосинового топлива) и нетоксичность как самого топлива, так и продуктов его сгорания (которые представляют собой смесь водяного пара с газообразным водородом).

Теперь остановимся на кислородно-водородных ЖРД RL10 и .J2, применяющихся соответственно на ступени «Центавр» и на верхних ступенях ракеты «Сатурн-5».

Принципиальная схема ЖРД RL-10:
1 — насос горючего; 2 — трубопроводы горючего; 3 — насос окислителя; 4 — турбина; 5 — камера

Двигатель RL10, разработанный фирмой Пратт-Уитни, развивает тягу 6,8 т. Из принципиальной схемы двигателя, представленной на рисунке, видно, что он является однокамерным ЖРД с насосной подачей топлива. Однако в отличие от других ЖРД с турбонасосными агрегатами в RL10 отсутствует газогенератор: турбина вращается газом, который образуется при нагреве жидкого водорода в охлаждающем тракте камеры. Температура газообразного водорода составляет всего -70°С; после турбины он поступает в камеру, где сгорает с жидким кислородом при давлении около 28 атм (воспламенение смеси производится от электрической искровой свечи). Температура конструкции в начальный момент оказывается достаточной, чтобы обратить водород в газ, обеспечивающий раскрутку турбины. Простая принципиальная схема ЖРД КЫО объясняется исключительно высокими термодинамическими характеристиками водорода.

По величине удельного импульса, которая равна 4360 м/с, RL10 является наилучшим ЖРД. На ступени «Центавр» установлены два таких двигателя на карданных подвесах. Эта ступень широко применяется для запуска автоматических межпланетных станций. В 1972 г. ракета «Атлас» со ступенью «Центавр» впервые сообщила космическому аппарату (АМС «Пионер-10» для исследования Юпитера) третью космическую скорость. Начиная с 1965 г. в космических полетах было использовано более 100 двигателей RL10 без единого отказа.

Кислородно-водородный двигатель J2, разработанный фирмой Рокетдайн, развивает тягу 104 т. Он является однокамерным, с насосной подачей топлива и имеет ту особенность, что для окислителя и горючего предусмотрены отдельные турбонасосные агрегаты, каждый из которых состоит из насоса и турбины. На два агрегата предусмотрен один газогенератор, в который поступает около 2% топлива, расходуемого через двигатель. Образующийся газ приводит во вращение последовательно обе турбины, после чего сбрасывается в сопло трубчатой камеры через щели между трубками, по которым протекает горючее. Включение и выключение ЖРД производится (как и в RL10) при помощи клапанов, управляемых газообразным гелием. Раскрутка турбонасосных агрегатов при запуске осуществляется газообразным водородом, поступающим из специального баллона.

При давлении в камере сгорания 55 атм двигатель .1-2 развивает удельный импульс 4170 м/с. ЖРД весом 1600 кг крепится к ракете неподвижно или на карданном подвесе. На второй ступени ракеты «Сатурн-5» установлено пять таких двигателей, на третьей — один.

Водород как топливо для ракетных двигателей

«Хрустальная мечта» Королёва: укрощение «жидкого пороха»

Валерий БУРДАКОВ, заслуженный деятель науки, профессор

О «хрустальной мечте» С. П. Королёва — ракетном монотопливе РК писал в 2007 году. Однако странное дело — при активном интересе к этому топливу со стороны «рядовых» ракетчиков эта публикация не вызвала практически никакого внимания у тех, от кого зависит принятие решений.

УКРОЩЕНИЕ «ЖИДКОГО ПОРОХА»

Традиционные жидкие ракетные топлива, как правило, состоят из двух компонентов — горючего и окислителя. Соответственно, на ракету необходимо устанавливать по два комплекта баков, систем подачи, управления расходом. Растет масса и сложность конструкции. Между тем, первое в мире однобаковое ракетное топливо изобрели, как они сами утверждают, китайцы. Называлось оно «черный порох». Боевые пороховые ракеты летают еще со времен средневековья, а в XX веке во всем мире развернулись работы по созданию ракет жидкостных.

Читать еще:  Электросхема мотоблока со стартерным запуском двигателя

Известна совместная работа руководимого С. П. Королёвым ГИРДа в Москве и руководимой В. П. Глушко ГДЛ в Ленинграде в начале 30-х годов ХХ века над реализацией изобретений русского самородка К. Э. Циолковского. Циолковскому принадлежит авторство целой серии новшеств, в частности — жидкостной ракеты и жидкостного ракетного двигателя на двухбаковом топливе кислород — водород. Существенную роль в развитии мирового ракетостроения сыграла немецкая ракета «Фау-2» на трехбаковом топливе кислород — этиловый спирт — высококонцентрированная перекись водорода (ВПВ). Исследуя трофейные «Фау», советские инженеры многое узнали о свойствах ВПВ. Перекись очень понравилась тогда и Королёву, и Глушко. Она до сих пор применяется в качестве однобакового топлива в двигательной установке, обеспечивающей мягкую посадку спускаемого аппарата космических кораблей семейства «Союз».

Впоследствии В. П. Глушко предложил преемнику Королёва В. П. Мишину использовать ВПВ в качестве окислителя двухбакового топлива для посадочного и взлетного двигателя лунного корабля, поскольку удельный импульс тяги ВПВ в качестве однобакового топлива в два с лишним раза ниже, чем у двухбакового. Но разработчикам советской ракетной техники необходимо было однобаковое топливо с высоким тяговым импульсом.

ЖЕЛАТИН ХОРОШ НЕ ТОЛЬКО В МАРМЕЛАДЕ

На протяжении нескольких десятилетий в Институте общей физики Академии наук, а впоследствии — и в российской Академии инженерных наук (АИН) под руководством нобелевского лауреата академика А. М. Прохорова проводились эксперименты по термоядерному лазерному синтезу. При облучении со всех сторон лазерами стеклянной или пластиковой микрокапсулы, заполненной дейтерий-тритиевой смесью, регистрировался выход нейтронов, свидетельствующий о возникновении реакции термоядерного синтеза. Когда к опытам подключились специалисты-практики, естественно, появились и предложения об использовании подобных капсул в двигательной энергетике.

По рассказам C. П. Королёва, еще в бытность его в ГИРДе они вместе с М. К. Тихонравовым наливали в кювету масло, заливали его жидким кислородом и пытались разными механическими способами вызвать вспышку, но реакции не происходило. Это внушало определенный оптимизм — возможно, удастся найти способы хранения в общем баке компонентов, считающихся при смешивании взывоопасными. Другой случай рассказал мне соратник Королёва профессор Б. А. Соколов. В 1946 году после переезда КБ А. М. Исаева в подмосковные Подлипки был поставлен очередной опыт по созданию однобакового топлива. В металлической бочке смешали окислитель — азотную кислоту и горючее — керосин. Перед этим вырыли траншею, куда поместили «оператора», задачей которого было качание бочки путем дергания за привязанную к ней длинную веревку. Так якобы имитировался полет реальной ракеты. В течение примерно часа, пока бочка качалась, ничего не происходило, и исследователи уже начали радоваться своей удаче. Но когда бочку качать перестали, прогремел взрыв. По-видимому, качание бочки прерывало все время возникающие цепные реакции. Подобных опытов по созданию «жидких порохов» было проделано много, но обнадеживающих результатов получено не было.

В 1995 году наш коллектив в АИН доказал возможность создания однобакового пульпообразного монотоплива, состоящего из жидкого компонента (окислителя или горючего) и твердого компонента в виде микрокапсул, которые тоже могут быть как горючим, так и окислителем. Особенно привлекала нас возможность капсулировать озон, обладающий высокими энергетическими характеристиками. Озон взрывоопасен во всех агрегатных состояниях, но не взрывоопасен, если он размещается в капсуле диаметром не более 2,5 мм. Кроме того, его можно смешивать с жидким кислородом, но в количестве не более 24 %, тогда эта смесь также будет взрывобезопасна.

В США также ведутся подобные работы. В частности, была освоена технология микрокапсулирования толуола в желатине, который в жидком кислороде обладает феноменальной прочностью. Получается, что принципиальное решение проблемы создания однобакового топлива найдено — надо только обеспечить изоляцию топливных микрокапсул (ТМК) от кислорода. Кстати говоря, при этом становится осуществимой и идея создателя «Фау-2» Вернера фон Брауна, который еще в 60-х годах прошлого столетия предложил помещать в баки с компонентами сферические микрокапсулы, чтобы те закрывали метеоритные микропробоины в баках при полете на Марс. В случае применения однобакового пульпообразного топлива проблема решается автоматически и очень элегантно: надо только обеспечить распределение микрокапсул по размерам в соответствии с вероятностью метеорного пробоя.

Сегодня технология микрокапсулирования уже достаточно хорошо развита и за рубежом, и в России. Все большую популярность приобретает идея использования желатиновых ТМК внутри баков с жидким кислородом. Ряд инжиниринговых фирм уже освоили выпуск полых микросфер, применяемых в различных областях техники, — например, с использованием перхлорэтилена или хладона.

НАНОТОПЛИВО НА МИКРОГРАНУЛАХ

Возвращаясь к проблеме создания однобаковых топлив (монотоплив), следует сказать, что в соответствии с последними результатами исследований монотопливо, использующее наиболее перспективные металлические компоненты (в частности, алюминий или бериллий), будет при этом и нанотопливом, поскольку частицы металлических компонентов должны иметь размеры порядка 100 нм.

Cудьба научных идей и публикаций часто необычна. Наша публикация в 2007 году в «РК» вполне могла повлиять на фабулу кинофильма «Черная молния», в котором автомобиль «Волга» заправляют «нанотопливом», благодаря чему он имеет возможность вылетать в космос и совершать там различные чудеса. И теперь по запросу «нанотопливо» в Интернете открывается несколько тысяч ссылок на этот фильм.

Нанотопливо для перспективных космических ракет-носителей было предложено в 1995 году и запатентовано в России в 1999 году. Проведенные уже в новом столетии термодинамические расчеты показали, что выгоднее применять не ТМК, а топливные микрогранулы (ТМГ), которые проще в изготовлении, более надежны в эксплуатации и дают более высокие значения энергетических параметров топлива. Дальнейшая работа по созданию нанотоплива ведется только с ТМГ. Их моноразмерные образцы получены в Московском энергетическом институте А. В. Бухаровым.

Один из простейших вариантов однобакового нанотоплива — это жидкий кислород, в котором размещены сферические полиэтиленовые ТМГ той же плотности. В полиэтилен внедрены наночастицы алюминия диаметром менее 100 нм. Внедряться могут и иные металлы или их гидриды. Снаружи каждая ТМГ с помощью газофазного или ионного напыления в вакууме покрывается нанослоем алюминия, поверхность которого оксидируется и создает тонкую и прочную оксидную нанопленку, защищающую ТМГ от химических контактов с окислителем.

Читать еще:  Шевроле авео горит сигнализатор неисправности системы двигателя

Все, казалось бы, просто и понятно — начинай только работу. К сожалению, особого внимания со стороны руководителей разработки перспективных ракет-носителей к нанорешениям пока не наблюдается. Зато появляется информация о наноразработках в области ракетной техники за рубежом. Так, в США изучают твердое нанотопливо, представляющее собой лед с вмороженными в него наночастицами алюминия. Французское космическое агентство СМЕ8 провело лабораторные эксперименты по сжиганию замороженного топлива из перекиси водорода, гидрида алюминия и полиэтилена, получив ошеломляющие для этого типа двигателей результаты, — в частности, оказалось, что удельный импульс тяги может достигать 370-390 с!

Расчетные энергетические характеристики предложенного нами однобакового нанотоплива весьма многообещающи. Нанотопливо на основе жидкого кислорода и полиэтиленовых ТМГ с гидридом алюминия дает теоретический удельный импульс тяги в пустоте более 450 с при плотности топлива, равной плотности жидкого кислорода. Таким образом обеспечивается удельный импульс, на 25% превышающий удельный импульс традиционного топлива при более высокой плотности (на 14%). Да и температура в камере сгорания у нанотоплива существенно ниже, что в сочетании с мощным охлаждением, в котором принимает участие не один, как ранее, а оба компонента, имеет важное значение при создании супернадежного многоразового носителя.

Естественно, что нанотопливо для ЖРД можно делать и на базе других окислителей — стандартных, таких как ВПВ или азотный тетраксид, или перспективных, таких как смесь кислорода с 24 % озона. В последнем случае эффективность перспективных многоразовых одноступенчатых носителей (МОН) по выводимому полезному грузу возрастает примерно в два раза. По нашему мнению, именно на МОН в первую очередь должен быть рассчитан космодром Восточный, и именно такие носители на базе такого технического решения обеспечат сборку на орбите космических солнечных электростанций, захоронение на Солнце радиоактивных и других опасных отходов, экспедицию в систему Юпитера, а также прибыльный космический туризм и межматериковые транспортные перелеты «через космос».

Статья опубликована в журнале «Российский космос» №10, 2010

Ракетное топливо

Раке́тное то́пливо — вещества, используемые в ракетных двигателях различных конструкций для получения тяги и ускорения ракеты посредством энергии химической реакции (горения).

Не следует путать ракетное топливо с рабочим телом нехимических ракетных двигателей, например ядерных или электрических.

Содержание

  • 1 Понятие
  • 2 Группы (основные типы)
  • 3 Типы
    • 3.1 Химические ракетные топлива
    • 3.2 Окислители для жидких видов топлива
    • 3.3 Свободные радикалы
    • 3.4 Ядерные топлива
  • 4 Топливо космических ракет и аппаратов
  • 5 Примечания
  • 6 Литература
  • 7 Ссылки

Понятие [ править | править код ]

Ракетное топливо — одно или более высокоэнергетических веществ питания ракетного двигателя для создания им тяги. С развитием ракетной техники идет развитие новых видов ракетных двигателей, например, ядерных ракетных двигателей. Ракетное топливо может быть химическим (жидким и твёрдым), ядерным, термоядерным.

Жидкое химическое ракетное топливо состоит из двух компонентов: окислителя и горючего, которые находятся в ракете в жидком состоянии в разных баках. Смешивание их происходит в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя, обычно с помощью форсунок. Давление компонентов топлива создается за счет работы турбонасосной или вытеснительной системы, в работе которых также могут участвовать компоненты топливной пары. Кроме того, компоненты топлива используются для охлаждения сопла жидкостного ракетного двигателя. Жидкие ракетные топлива делятся на высококипящие, то есть находящиеся в жидком состоянии при температуре выше 298К (24,85 °C), и низкокипящие, которые для хранения и использования нужно охлаждать ниже 298К [1] . Низкокипящие топлива, хотя бы один из компонентов которого должен находиться при температуре ниже 120К (−153,15 °C) называются криогенными [2] .

Также применяются так называемые ракетные монотоплива, в которых и окислителем и восстановителем является одно и то же вещество. При работе ракетного двигателя на монотопливе происходит химическая реакция самоокисления-самовосстановления с участием катализаторов, либо двигатель работает только за счёт фазового перехода вещества монотоплива, например из жидкого состояния в газообразное.

Группы (основные типы) [ править | править код ]

Ракетное топливо в достаточно условной мере может быть разделено на различные группы; в качестве основных групп обычно рассматриваются следующие:

  • Электрореактивные: электроэнергия и рабочие тела.
  • Ядерные: ядерное деление, синтез, распад изотопов.
  • Химические: химические реакции, реакции рекомбинации свободных радикалов.
  • Физические: потенциальная энергия сжатых газов.

Типы [ править | править код ]

Химические ракетные топлива [ править | править код ]
  • Твёрдые.
    • Нитроцеллюлоза
    • Нитроглицерин, динитрогликоль и другие труднолетучие растворители
    • Чёрный порох
    • Карамельное ракетное топливо
    • Смесевое ракетное топливо
    • Металлы как горючее
    • Карбиды, нитриды, азиды и амиды металлов
    • Гидриды металлов
    • Сложные гидриды
    • Перхлораты металлов
  • Жидкие:
    • Нитрометан
    • Изопропилнитрат
    • Керосин
    • Нафтил
    • Перекись водорода
    • Гидразин
    • Метилгидразин
    • Несимметричный диметилгидразин (НДМГ, гептил)
    • Металлоорганические соединения
    • Гидриды азота
    • Органические амины
    • Спирты
    • Нефтепродукты
    • Углеводороды
    • Органические окиси
    • Растворы металлов
    • Бороводороды
    • Водород
    • Метан сжиженный
Окислители для жидких видов топлива [ править | править код ]
    • Фтор
    • Кислород
    • Озон
    • Фториды кислорода
    • Неорганические фториды азота
    • Фториды галогенов
    • Перхлорилфторид
    • Оксиды азота
    • Азотнокислотные окислители
    • Перекись водорода
    • Соединения инертных газов
    • Пероксиды, надпероксиды и неорганические озониды
    • Неорганические нитраты
    • Органические нитросоединения и эфиры азотной кислоты (алкилнитраты)
    • Хлорная кислота
    • Перхлораты неметаллов
    • Тетраоксид диазота (АТ, Амил)
  • Гелеобразное.
  • Гибридное.
Свободные радикалы [ править | править код ]
  • Рабочие тела для электрореактивных двигателей.
Ядерные топлива [ править | править код ]
  • Радиоизотопы.

Топливо космических ракет и аппаратов [ править | править код ]

Вывод космических аппаратов за пределы земной атмосферы и разгон до орбитальных скоростей требует огромных энергозатрат. Используемые в настоящее время топлива и конструкционные материалы ракет обеспечивают соотношение масс на старте и на орбите не лучше 24:1. Поэтому масса космической ракеты на старте составляет сотни и даже тысячи тонн. Отрыв такой массы от стартового стола требует превосходящей реактивной тяги двигателей. Поэтому основное требование к топливу первой ступени ракет — возможность создания значительной тяги при приемлемых габаритах двигателя и запасах топлива. Тяга прямо пропорциональна удельному импульсу и массовому расходу топлива, то есть топлива с высоким удельным импульсом требуется меньше для вывода той же нагрузки на орбиту. Удельный импульс обратно пропорционален молекулярному весу продуктов горения, что означает низкую плотность высокоэффективного топлива и, соответственно, значительный объём и вес конструкции двигателя и топливной системы. Поэтому при выборе топлив ищут компромисс между весом конструкции и весом топлива. На одном конце этого выбора находится топливная пара жидкий водород+жидкий кислород с наивысшим удельным импульсом и низкой плотностью. На другом конце находится твёрдое топливо на основе перхлората аммония с низким удельным импульсом, но высокой плотностью.

Читать еще:  Что проверить при пуске асинхронного двигателя

Помимо энергетических возможностей топлива, учитываются и другие факторы. Неустойчивость горения топлив может приводить к отказам или взрывам двигателей. Высокая температура горения и состав продуктов сгорания топлив предъявляют повышенные требования к конструированию, материалам и технологии двигателей. Криогенные топлива утяжеляют ракету теплоизоляцией, сужают выбор конструкционных материалов до хладостойких, усложняют проектирование и отработку. Поэтому на заре космической эры получили широкое распространение топлива, один или оба компонента которых не были криогенными: это топлива керосин + жидкий кислород и т. н. «вонючие» топлива, в которых качестве горючего использовались гидразин и его простейшие производные (ММГ, НДМГ), а окислителем были тетроксид азота или азотная кислота. Эти топлива имеют вполне приемлемые характеристики, поэтому широко используются и в наше время.

Помимо технических факторов важны экономические, исторические и социальные. Криогенные топлива требуют дорогой сложной специфической инфраструктуры космодрома для получения и хранения криогенных материалов, таких как жидкие кислород и водород. Высокотоксичные топлива, такие как НДМГ, создают экологические риски для персонала и мест падения ступеней ракет, экономические риски последствий заражения территорий при аварийных ситуациях.

В ракетах для запуска космических аппаратов в настоящее время, как правило, используются четыре вида топлива:

  • Керосин + жидкий кислород. Популярное, дешёвое топливо с великолепно развитой топливной инфраструктурой. Имеет неплохую экологичность, хорошую плотность. Лучшие двигатели обеспечивают удельный импульс (УИ) немногим выше 300 секунд при атмосферном давлении и около 335 секунд в вакууме. Используется в: РД-107А (РН «Союз-2.1б»), РД-180 (РН «Атлас-5»), РД-191 (РН «Ангара»), Мерлин (РН Falcon 9) и др.
  • Несимметричный диметилгидразин («гептил») + тетраоксид азота («амил»). Чрезвычайно токсичное топливо. Однако высокая устойчивость горения, самовоспламеняемость топливной пары, относительная простота топливной арматуры, лёгкость хранения, хорошие плотность и энергетические характеристики предопределили его широкое распространение. Сегодня предпринимаются усилия по отказу от НДМГ. Возможность долговременного хранения пока не оставляет альтернативы этому топливу для двигателей многократного включения, используемых при орбитальном маневрировании космических аппаратов. УИ приближается к кислород-керосиновой паре. Используется в: РД-276 (РН «Протон»).
  • Жидкий водород + жидкий кислород (LOX/LH2). Очень низкая плотность и чрезвычайно низкие температуры хранения жидкого водорода ставят под сомнение эффективность использования этого топлива в первой ступени ракет. Широко используется в верхних ступенях ракет-носителей, где приоритет тяги уменьшается, а цена массы растёт. Имеет великолепную экологичность. УИ лучших двигателей на уровне моря свыше 350 секунд, в вакууме — 450 секунд. Используется в: RS-25 (РН SLS, Спейс шаттл), Vulcain (РН «Ариан-5»), LE-7A[en] (РН H-IIB) и др.
  • Смесевое твёрдое ракетное топливо на основе перхлората аммония. Дорогое топливо, требует высокой культуры производства. Широко используется в западном ракетостроении на первых ступенях (ускорителях) ракет благодаря своей высокой плотности, лёгкости получения значительной тяги и простоте конструкции твердотопливных двигателей. Из четырёх перечисленных топлив имеет самый экологически грязный состав продуктов сгорания. Типовой УИ — 250 секунд. Используется в боковых ускорителях МТКК Спейс шаттл, РН SLS, РН «Ариан-5» и др.

В настоящее время ведутся работы по внедрению перспективного криогенного топлива жидкий метан + жидкий кислород. Очень дешёвое топливо, по остальным характеристикам занимает промежуточное положение между топливными парами керосин + жидкий кислород и жидкий водород + жидкий кислород. Используется в: BE-4 (РН Vulcan, New Glenn), Raptor (SpaceX Starship) и др.

РД-0120

РД-0120

Двигатель РД-0120 в музее ЗАО «ЗЭМ» РКК «Энергия»
ТипЖРД закрытого цикла
Топливожидкий водород
Окислительжидкий кислород
Камер сгорания1
Страна СССР → Россия
Использование
Время эксплуатации1987—1988 годы
Применение«Энергия» (вторая ступень)
Производство
КонструкторКБХА (г. Воронеж)
Время создания1976—1990 [1]
ПроизводительВМЗ
Обозначение11Д122 (РО-200)
Производилось1979 год
Массогабаритные
характеристики
Масса3 450 кг [1]
Высота4 550 мм [1]
Диаметр2 420 мм [1]
Рабочие характеристики
ТягаВакуум: 200 тс [1] ( 1962 кН [1] , эксплуатационный режим 106%)
Ур. моря: 155,6 тс (1526 кН)
Удельный импульсВакуум: 455 с [1]
Ур.моря: 353,2 с
Время работы500 с [1]
Давление в камере сгорания223 кгс/см² [1] ( 21,9 МПа [1] )
Степень расширения86:1
Отношение окислитель/топливо6:1
Тяговооружённость58
Медиафайлы на Викискладе

РД-0120 — жидкостный ракетный двигатель, работающий на жидком водороде и жидком кислороде. Двигатель выполнен по замкнутой схеме с дожиганием генераторного газа после турбины. Использовался в качестве двигателя на второй ступени ракеты-носителя «Энергия». Всего на второй ступени было установлено четыре двигателя РД-0120.

Содержание

  • 1 История
  • 2 Характеристики
  • 3 Примечания
  • 4 См. также
  • 5 Ссылки

История [ править | править код ]

Двигатель РД-0120 начал разрабатываться в 1976 году в КБ химической автоматики (г. Воронеж) группой конструкторов под руководством А. Д. Конопатова. Позднее главным конструктором проекта становится В. С. Рачук.

Лётные испытания двигателя были проведены в составе РН «Энергия». Всего осуществлено два успешных пуска, первый состоялся 15 мая 1987 года [1] .

В перспективе предполагалось довести тягу двигателя до 230 тс в вакууме и до 224 тс на земле, с повышением удельного импульса до 460,5 с в вакууме и до 443 с на земле. Также планировалось сделать его многоразовым по типу РД-170 [2] .

К середине 1990-х годов российские предприятия в связи с интенсивной утратой сложившейся кооперации и стремительным сокращением номенклатуры выпускаемой продукции были уже не в состоянии производить подобный двигатель. По некоторым оценкам, на восстановление утраченных технологий требовались затраты в размере $1 млрд и несколько лет работы.

По мнению некоторых экспертов [3] , технология производства РД-0120 к настоящему времени полностью утрачена [4] . Однако на основе его технологий на том же предприятии создается кислородно-водородный двигатель РД-0146. В 2015 году глава Научно-технического совета Роскосмоса Юрий Коптев сообщил СМИ, что восстановление производства РД-0120 займет 8-9 лет [5] .

Характеристики [ править | править код ]

По данным РКК «Энергия», двигатель, установленный на второй ступени РН «Энергия», имел следующие характеристики:

  • тяга у земли — 146 тс;
  • тяга в пустоте — 190 тс;
  • удельный импульс у земли — 351 кгс·с/кг;
  • удельный импульс в пустоте — 452 кгс·с/кг.
голоса
Рейтинг статьи
Ссылка на основную публикацию
ВсеИнструменты
Adblock
detector