Жидкое ракетное топливо

Химические ракеты с самым высоким удельным импульсом используют жидкое топливо ( жидкостные ракеты ). Они могут состоять из одного химического вещества ( монотопливо ) или смеси двух химических веществ, называемых битопливами . Битопливные топлива можно далее разделить на две категории: гиперголические топлива , которые воспламеняются при контакте топлива и окислителя , и негиперголические топлива, которым требуется источник зажигания. ^[1]

Было испытано около 170 различных видов топлива, изготовленных из жидкого топлива , за исключением незначительных изменений в конкретном виде топлива, таких как добавки к топливу, ингибиторы коррозии или стабилизаторы. Только в США было испытано не менее 25 различных комбинаций топлива. ^[2]

При выборе топлива для жидкостного ракетного двигателя учитываются многие факторы. К основным факторам относятся простота эксплуатации, стоимость, опасность/окружающая среда и производительность. ^{[ необходима цитата ]}

Константин Циолковский предложил использовать жидкое топливо в 1903 году в своей статье «Исследование космического пространства с помощью ракетных установок». ^{[3] [4]}

16 марта 1926 года Роберт Х. Годдард использовал жидкий кислород ( LOX ) и бензин в качестве топлива для своего первого частично успешного запуска ракеты на жидком топливе . Оба топлива легкодоступны, дешевы и высокоэнергетичны. Кислород является умеренным криогеном , поскольку воздух не будет разжижаться в баке с жидким кислородом, поэтому можно кратковременно хранить LOX в ракете без чрезмерной изоляции. ^{[ необходимо разъяснение ]}

В Германии инженеры и ученые начали строить и испытывать жидкостные ракеты в конце 1920-х годов. ^[5] По словам Макса Валье , две жидкостные ракеты Opel RAK были запущены в Рюссельсхайме 10 и 12 апреля 1929 года. ^[6]

Германия вела очень активную разработку ракет до и во время Второй мировой войны , как для стратегической ракеты V-2, так и для других ракет. V-2 использовал двигатель на спирте/жидком топливе LOX с перекисью водорода для привода топливных насосов. ^{[7] : 9} Спирт смешивался с водой для охлаждения двигателя. И Германия, и Соединенные Штаты разработали многоразовые жидкостные ракетные двигатели, которые использовали хранимый жидкий окислитель с гораздо большей плотностью, чем LOX, и жидкое топливо, которое самопроизвольно воспламенялось при контакте с окислителем высокой плотности. ^{[ необходима цитата ]}

Основной производитель немецких ракетных двигателей военного назначения, фирма HWK , ^[8] производила серию ракетных двигателей RLM с обозначением 109-500 и использовала перекись водорода в качестве монотоплива для нужд ракетного движителя Starthilfe ^{; [9]} или в качестве тяги для управляемых MCLOS планирующих бомб класса «воздух-море» ; ^[10] а также использовала в двухкомпонентной комбинации того же окислителя с топливной смесью гидразингидрата и метилового спирта для ракетных двигателей, предназначенных для пилотируемых боевых самолетов . ^[11]

Американские двигатели заправлялись двухкомпонентной смесью азотной кислоты в качестве окислителя и анилина 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 в случае с системой Starthilfe для Люфтваффе) для помощи взлету самолетов, что составляло основную цель в случае технологии жидкостных ракетных двигателей США — большая часть из них исходила из ума офицера ВМС США Роберта Труакса . ^[12]

В этом разделе не указаны источники . Пожалуйста, помогите улучшить этот раздел , добавив ссылки на надежные источники . Материалы без ссылок могут быть оспорены и удалены . ( Март 2017 г. ) ( Узнайте, как и когда удалять это сообщение )

В 1950-х и 1960-х годах химики-ракетчики бурно развивали деятельность по поиску высокоэнергетических жидких и твердых ракетных топлив, более подходящих для военных нужд. Большие стратегические ракеты должны находиться в наземных или подводных шахтах в течение многих лет, чтобы иметь возможность запускаться в любой момент. Ракетные топлива, требующие постоянного охлаждения, из-за чего ракеты покрываются все более толстым слоем льда, были непрактичны. Поскольку военные были готовы работать с опасными материалами и использовать их, большое количество опасных химикатов производилось большими партиями, большинство из которых в конечном итоге считалось непригодным для операционных систем. ^{[ необходима цитата ]} В случае азотной кислоты сама кислота ( HNO
₃) был нестабилен и разъедал большинство металлов, что затрудняло его хранение. Добавление небольшого количества тетраоксида азота , N
₂О
₄, сделал смесь красной и не дал ей изменить состав, но оставил проблему, что азотная кислота разъедает контейнеры, в которые она помещена, выделяя газы, которые могут создавать давление в процессе. Прорывом стало добавление небольшого количества фтористого водорода (HF), который образует самоуплотняющийся фторид металла на внутренней стороне стенок резервуара, что ингибировало красную дымящую азотную кислоту. Это сделало "IRFNA" пригодным для хранения.

Комбинации ракетного топлива на основе IRFNA или чистого N
₂О
₄в качестве окислителя и керосин или гиперголический (самовоспламеняющийся) анилин , гидразин или несимметричный диметилгидразин (UDMH) в качестве топлива были затем приняты в Соединенных Штатах и ​​Советском Союзе для использования в стратегических и тактических ракетах. Самовоспламеняющиеся хранимые жидкие двухкомпонентные топлива имеют несколько меньший удельный импульс, чем LOX/керосин, но имеют более высокую плотность, поэтому большую массу топлива можно поместить в баки того же размера. Бензин был заменен различными углеводородными топливами, ^[7] например, RP-1  — высокоочищенный сорт керосина . Эта комбинация вполне практична для ракет, которые не нужно хранить.

This section does not cite any sources. Please help improve this section by adding citations to reliable sources. Unsourced material may be challenged and removed. (December 2017) (Learn how and when to remove this message)

Ракеты V-2, разработанные нацистской Германией, использовали LOX и этиловый спирт. Одним из главных преимуществ спирта было содержание в нем воды, которая обеспечивала охлаждение в более крупных ракетных двигателях. 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 трубопроводы двигателя. Кроме того, они не обладали охлаждающими свойствами этилового спирта.

В начале 1950-х годов химическая промышленность США получила задачу разработать усовершенствованное ракетное топливо на основе нефти, которое не оставляло бы остатков, а также гарантировало бы, что двигатели останутся холодными. Результатом стал RP-1 , спецификации которого были окончательно утверждены к 1954 году. Высокоочищенная форма реактивного топлива, RP-1 сгорала гораздо чище, чем обычное нефтяное топливо, а также представляла меньшую опасность для наземного персонала из-за взрывоопасных паров. Она стала топливом для большинства ранних американских ракет и баллистических ракет, таких как Atlas, Titan I и Thor. Советы быстро приняли RP-1 для своей ракеты Р-7, но большинство советских ракет-носителей в конечном итоге использовали хранимое гиперголическое топливо. По состоянию на 2017 год ^[update]она используется на первых ступенях многих орбитальных пусковых установок.

Многие ранние теоретики ракет считали, что водород будет прекрасным 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 водорода в больших объемах, составляющим около 95% мирового производства ^{[13] [14]} 500 млрд м ³ в 1998 году. ^[15] При высоких температурах (700–1100 °C) и в присутствии катализатора на основе металла ( никеля ) пар реагирует с метаном, образуя оксид углерода и водород.

Водород очень громоздкий по сравнению с другими видами топлива; обычно его хранят в виде криогенной жидкости, технология, освоенная 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 через вентиляцию в атмосферу только после загрузки в ракету-носитель, где нет охлаждения. ^[16]

В конце 1950-х и начале 1960-х годов он был принят для ступеней с водородным топливом, таких как верхние ступени Centaur и Saturn . ^{[ требуется ссылка ]} Водород имеет низкую плотность даже в жидком состоянии, что требует больших баков и насосов; поддержание необходимого экстремального холода требует изоляции бака. Этот дополнительный вес уменьшает массовую долю ступени или требует принятия чрезвычайных мер, таких как стабилизация давления баков для снижения веса. (Баки 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 бака. ^{[ требуется ссылка ]} )

Советская ракетная программа, отчасти из-за отсутствия технических возможностей, не использовала жидкий водород в качестве топлива до появления основной ступени «Энергии» в 1980-х годах. ^{[ необходима цитата ]}

Жидкостно-ракетный двигатель на основе двухкомпонентного жидкого кислорода и водорода обеспечивает самый высокий удельный импульс для обычных ракет. Эта дополнительная производительность в значительной степени компенсирует недостаток низкой плотности, требующий более крупных топливных баков. Однако небольшое увеличение удельного импульса в верхней ступени может дать значительное увеличение массы полезной нагрузки на орбите. ^[17]

This section does not cite any sources. Please help improve this section by adding citations to reliable sources. Unsourced material may be challenged and removed. (March 2017) (Learn how and when to remove this message)

Пожары на стартовой площадке из-за разлития керосина наносят больший ущерб, чем возгорание водорода, по двум основным причинам:

• Керосин горит примерно на 20% жарче по абсолютной температуре, чем водород.
• Плавучесть водорода. Поскольку водород является глубоким криогеном, он быстро кипит и поднимается вверх из-за своей очень низкой плотности в виде газа. Даже когда водород горит, газообразный H
  ₂Образующийся  O имеет молекулярную массу всего 18 АМЕ по сравнению с 29,9  АМЕ для воздуха, поэтому он также быстро поднимается. Пролитое керосиновое топливо, с другой стороны, падает на землю и при возгорании может гореть часами, если пролито в больших количествах.

Пожары керосина неизбежно приводят к обширным тепловым повреждениям, которые требуют трудоемкого ремонта и перестройки. Чаще всего с этим сталкиваются бригады испытательных стендов, участвующие в запуске больших, непроверенных ракетных двигателей.

Двигатели на водородном топливе требуют специальной конструкции, например, горизонтальной прокладки топливных линий, чтобы в линиях не образовывались «ловушки», которые могли бы привести к разрыву труб из-за кипения в замкнутых пространствах. (Та же мера предосторожности применяется и к другим криогенам, таким как жидкий кислород и сжиженный природный газ (СПГ).) Жидкий водород имеет превосходные показатели безопасности и производительности, которые значительно превосходят все другие практические химические ракетные топлива.

Химия с самым высоким удельным импульсом, когда-либо испытанная в ракетном двигателе, была из лития и фтора , с добавлением водорода для улучшения термодинамики выхлопа (все топлива должны были храниться в своих собственных баках, что делало это тритопливо ). Комбинация обеспечивала удельный импульс 542 с в вакууме, что эквивалентно скорости истечения 5320 м/с. Непрактичность этой химии подчеркивает, почему экзотические топлива на самом деле не используются: 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 оба чрезвычайно едкие. Литий воспламеняется при контакте с воздухом, а фтор воспламеняет большинство видов топлива при контакте, включая водород. Фтор и фтористый водород (HF) в выхлопе очень токсичны, что затрудняет работу вокруг стартовой площадки, наносит ущерб окружающей среде и затрудняет получение лицензии на запуск . Литий и фтор дороги по сравнению с большинством ракетных топлив. Поэтому эта комбинация никогда не летала. ^[18]

В 1950-х годах Министерство обороны предложило литий/фтор в качестве топлива для баллистических ракет. Авария 1954 года на химическом заводе, в результате которой в атмосферу попало облако фтора, убедила их использовать вместо этого LOX/RP-1. ^{[ необходима цитата ]}

Использование жидкого метана и жидкого кислорода в качестве пропеллентов иногда называют металоксным двигателем. ^[19] Жидкий метан имеет меньший удельный импульс, чем жидкий водород, но его легче хранить из-за более высокой температуры кипения и плотности, а также отсутствия водородной хрупкости . Он также оставляет меньше остатков в двигателях по сравнению с керосином, что выгодно для повторного использования. ^{[20] [21]} Кроме того, ожидается, что его производство на Марсе будет возможно с помощью реакции Сабатье . В документах NASA Mars Design Reference Mission 5.0 (между 2009 и 2012 годами) жидкий метан / LOX (металокс) был выбран в качестве топливной смеси для посадочного модуля.

Из-за преимуществ, которые предлагает метановое топливо, некоторые частные поставщики космических запусков стремились разрабатывать пусковые системы на основе метана в 2010-х и 2020-х годах. Конкуренция между странами получила название «Гонка металокса на орбиту», и ракета металокса Zhuque-2 компании LandSpace стала первой, кто достиг орбиты. ^{[22] [23] [24]}

По состоянию на январь 2025 года ^[update]три ракеты на метановом топливе достигли орбиты. Несколько других находятся в разработке, а две попытки орбитального запуска потерпели неудачу:

• Zhuque-2 успешно достигла орбиты во время своего второго полета 12 июля 2023 года, став первой ракетой на метановом топливе, которая сделала это. ^[25] Ей не удалось выйти на орбиту во время своего первого полета 14 декабря 2022 года. Ракета, разработанная LandSpace , использует двигатель TQ-12 .
• Vulcan Centaur успешно достиг орбиты с первой попытки, получившей название Cert-1, 8 января 2024 года. ^[26] Ракета, разработанная United Launch Alliance , использует двигатель BE-4 компании Blue Origin , хотя на второй ступени используется гидролоксный двигатель RL10 .
• New Glenn успешно достиг орбиты с первой попытки 16 января 2025 года. Ракета и ее двигатели разработаны Blue Origin. Первая ступень использует двигатели BE-4, а вторая — гидролокс BE-3U .
• Terran 1 потерпел неудачу в своем первом полете на орбиту 22 марта 2023 года, и разработка ракеты была прекращена. Ракета, разработанная Relativity Space , использует двигатель Aeon 1 .
• Starship достиг трансатмосферной орбиты в своем третьем полете 14 марта 2024 года ^[27] после двух неудачных попыток. Ракета, разработанная SpaceX , использует двигатель Raptor .
• Nova разрабатывается компанией Stoke Space . Первая ступень использует металоксный двигатель Zenith, а вторая — гидролоксный двигатель.

SpaceX разработала двигатель Raptor для своей сверхтяжелой ракеты-носителя Starship. ^[28] Он использовался в испытательных полетах с 2019 года. Ранее SpaceX использовала в своих двигателях только RP-1 /LOX и гиперголики.

Blue Origin разработала двигатель BE-4 LOX/LNG для своих New Glenn и United Launch Alliance Vulcan Centaur. BE-4 обеспечивает тягу 2400 кН (550 000 фунтов силы). Два летных двигателя были поставлены ULA к середине 2023 года.

ЕКА разрабатывает металоксный ракетный двигатель «Прометей» мощностью 980 кН , испытательный запуск которого состоялся в 2023 году. ^[29]

This section does not cite any sources. Please help improve this section by adding citations to reliable sources. Unsourced material may be challenged and removed. (March 2017) (Learn how and when to remove this message)

Высококонцентрированная перекись

Высокая проба перекиси - это концентрированная перекись водорода , с примерно 2% - 30% воды. Она разлагается на пар и кислород при прохождении через катализатор. Это исторически использовалось для систем управления реакцией, так как ее легко хранить. Она часто используется для привода турбонасосов , используемых на ракете V2 и современном Союзе .

Гидразин

Энергично разлагается на азот, водород и аммиак (2N ₂ H ₄ → N ₂ +H ₂ +2NH ₃ ) и наиболее широко используется в космических аппаратах. (Разложение неокисленного аммиака является эндотермическим и может привести к снижению производительности).

Закись азота

разлагается на азот и кислород.

Пар

при внешнем нагреве дает достаточно скромное значение I _sp до 190 секунд, в зависимости от коррозии материала и температурных ограничений.

По состоянию на январь 2025 года ^[update]наиболее часто используемые комбинации жидкого топлива:

Керосин (РП-1) / жидкий кислород (ЖК)

Используется для нижних ступеней ракет «Союз-2» , «Чанчжэн-6» , «Чанчжэн-7» , «Чанчжэн-8» и «Тяньлун-2» ; ускорителей ракеты «Чанчжэн-5 » ; первой ступени ракеты «Атлас V» ; и обеих ступеней ракет «Электрон» , «Фалкон-9» , «Фалкон-Тяньшэн» , «Файрфлай Альфа» и «Чанчжэн-12» .

Жидкий водород (ЖВ) / LOX

Используется в ступенях ракет-носителей Space Launch System , New Shepard , H3 , GSLV , Long March 5 , Long March 7A , Long March 8 , Ariane 6 , New Glenn и Centaur .

Жидкий метан (СПГ) / LOX

Использовался на обеих ступенях Zhuque-2 , Starship ( совершал почти орбитальные испытательные полеты ), а также на первой ступени Vulcan Centaur и New Glenn.

Несимметричный диметилгидразин (UDMH) или монометилгидразин (MMH) / тетраоксид азота (NTO или N
₂О
₄)

Используется в трех первых ступенях российской ракеты-носителя «Протон» , индийском двигателе «Викас» для ракет PSLV и GSLV , многих китайских ракетах-носителях, ряде военных, орбитальных и дальних космических ракет, поскольку эта топливная комбинация является гиперголической и может храниться в течение длительного времени при разумных температурах и давлениях.

Гидразин ( N
₂ЧАС
₄)

Используется в дальних космических полетах, поскольку является легко хранимым и гиперголическим, а также может использоваться в качестве монотоплива с катализатором.

Аэрозин-50 (50/50 гидразин и НДМГ)

Используется в дальних космических полетах, поскольку является легко хранимым и гиперголическим, а также может использоваться в качестве монотоплива с катализатором.

В таблице использованы данные из термохимических таблиц JANNAF (Межведомственный комитет по двигателям JANNAF) с максимально возможным удельным импульсом, рассчитанным Rocketdyne в предположении адиабатического сгорания, изэнтропического расширения, одномерного расширения и смещающегося равновесия. ^[30] Некоторые единицы были переведены в метрические, но давления — нет.

В _е

Средняя скорость истечения, м/с. Та же мера, что и удельный импульс в разных единицах, численно равна удельному импульсу в Н·с/кг.

г

Соотношение компонентов смеси: масса окислителя/масса горючего

Т _с

Температура в камере, °С

г

Насыпная плотность горючего и окислителя, г/см ³

С*

Характерная скорость, м/с. Равна давлению в камере, умноженному на площадь горла, деленную на массовый расход . Используется для проверки эффективности сгорания экспериментальной ракеты .

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
₁₀ЧАС
₁₈)

ММГ монометилгидразин

Ч.
₃НННХ
₂

Не содержит всех данных по CO/O ₂ , предназначенных для НАСА для ракет, базирующихся на Марсе, только удельный импульс около 250 с.

г

Соотношение компонентов смеси: масса окислителя/масса горючего

В _е

Средняя скорость истечения, м/с. Та же мера, что и удельный импульс в разных единицах, численно равна удельному импульсу в Н·с/кг.

С*

Характерная скорость, м/с. Равна давлению в камере, умноженному на площадь горла, деленную на массовый расход . Используется для проверки эффективности сгорания экспериментальной ракеты.

Т _с

Температура в камере, °С

г

Насыпная плотность горючего и окислителя, г/см ³

• Cpropep-Web — онлайн-программа для расчета характеристик топлива в ракетных двигателях.
• Инструмент проектирования термодинамического анализа жидкостных ракетных двигателей представляет собой компьютерную программу для прогнозирования характеристик жидкостных ракетных двигателей.