Эксплуатационные требования к ракетным топливам

Введение
Ракеты на твёрдом топливе появились гораздо раньше, чем ракеты с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД). Последние настолько стали привычными для нас, что мы забываем о том, когда они стали использоваться для покорения космоса и в боевых действиях воюющих сторон. А это случилось всего каких-то 50 лет назад. До этого твёрдотопливные ракеты, или ракеты с пороховыми двигателями, на протяжении нескольких веков успешно эксплуатировались и применялись в войсках. На возможность использования жидкостей, в том числе жидких водорода H2 и кислорода O2, в качестве топлива для ракет указывал К. Э. Циолковский в статье «Исследование мировых пространств реактивными приборами», опубликованной в 1903 г. Первый работающий экспериментальный ЖРД построил американский изобретатель Р. Годдард в 1926 г. Аналогичные разработки в 1931-1933 гг. проводились в СССР группой энтузиастов под руководством Ф. А. Цандера. Эти работы были продолжены в организованном в 1933 г. РНИИ, но в 1938 г. тематика ЖРД в нём была закрыта, а ведущие конструкторы С. П. Королёв и В. П. Глушко были репрессированы как «вредители».
Наибольших успехов в разработке ЖРД в первой половине XX в. добились немецкие конструкторы Вальтер Тиль, Гельмут Вальтер, Вернер фон Браун и др. В ходе Второй мировой войны они создали целый ряд ЖРД для ракет военного назначения: баллистической Фау-2, зенитных Вассерфаль, Шметтерлинг, Райнтохтер R3. В Третьем рейхе к 1944 г. фактически была создана новая отрасль индустрии -- ракетостроение, под общим руководством В. Дорнбергера, в то время, как в других странах разработки ЖРД находились в экспериментальной стадии.
По окончании войны разработки немецких конструкторов подтолкнули исследования в области ракетостроения в СССР и в США, куда эмигрировали многие немецкие учёные и инженеры, в том числе В. фон Браун. Начавшаяся гонка вооружений и соперничество СССР и США за лидерство в освоении космоса явились мощными стимуляторами разработок ЖРД.
1. Основные требования к ракетным топливам
Один из основных параметров ракеты – её конечная скорость. Требования к ракетным топливам рассматриваются исходя из формулы Циолковского для одноступенчатой ракеты
(1)
Для получения большой скорости при Gп.г.=const топливо должно обеспечить получение как можно большей по величине эффективной скорости истечения – Wе , то есть наибольшую удельную тягу;
топливо должно иметь возможно больший удельный вес, так как его величина влияет на объём баков, а от размеров бака зависит вес конструкции ракеты, то есть значение µк.
Удельный вес топлива определяется по формуле:
(2)
, где γг – удельный вес горючего, γо – удельный вес окислителя; ν – количество «О» в кг, приходящееся на 1 кг «Г». Для современных топлив ν >1 (ν = 2…5).
Высокую удельную тягу  ,(Hu – теплопроизводительность, ηt –термический коэффициент, ηg – кпд, учитывающий потери на диссоциацию) можно обеспечить при условии:
1. высокой теплотворности топлива. Теплотворность – количество тепла, которое выделяется при полном сгорании единицы веса топлива. Размерность теплотворности – ккал/кг;
2. высокой эффективности процессов горения и расширения. Эффективность этих процессов зависит от:
– конструктивных особенностей ракетного двигателя;
– термодинамических свойств продуктов сгорания.
Под термином хорошие термодинамические свойства продуктов сгорания понимается:
– малое число атомов в молекуле;
– малый молекулярный вес;
– низкая температура кипения;
– невысокая теплота испарения.
Рассмотрим подробнее каждый пункт.
Процесс горения (образования продуктов сгорания) сопровождается обратным процессом – процессом диссоциации (распадом продуктов сгорания). При этом происходит потеря энергии. Снижение температуры в камере сгорания уменьшает процесс диссоциации. Молекулы с малым числом атомов распадаются труднее.
Для двух топлив с одинаковой теплотворностью, но с разным молекулярным весом потери на диссоциацию будут меньше у топлива с меньшим молекулярным весом, так как
(3)
,где КG –теплотворность,
ср – весовая теплоёмкость при постоянном давлении,
срm – теплоёмкость в ккал/г-мол град,
µ -молекулярный вес продуктов сгорания.
Важным условием эффективного протекания процесса расширения является газообразное состояние продуктов сгорания, так как переход тепловой энергии в работу расширения осуществляется только при газообразном состоянии продуктов сгорания. Поэтому температура кипения необходима настолько низкой, чтобы продукты сгорания оставались газообразными.
Так как теплота, затраченная на испарение продуктов, теряется при выбросе последних из сопла, то она не должна быть слишком большой.
Кроме общих требований, предъявляемых к ракетным топливам, существуют специфические требования для жидких и твёрдых топлив.
2. Эксплуатационные требования
В комплекс эксплуатационных требований входят: физико-химические, физико-механические и другие характеристики, обуславливающие возможность хранения и использования топлив и компонентов в особых условиях.
Ракетные топлива и его компоненты должны иметь:
– высокую химическую стойкость – сохранять химический состав в допустимых пределах до его применения по назначению;
– физическую стойкость - сохранность агрегатного состояния в условиях хранения и транспортирования;
– комплекс физико-механических характеристик в заданном температурном интервале (относительные линейные и объемные деформации, модуль упругости, прочность на растяжение и сжатие, ударный сдвиг и срез, долговременная прочность и др.);
– малую чувствительность к механическим, тепловым и прочим импульсам;
– радиационную стойкость – способность сохранять свои основные параметры в пределах установленных норм при воздействии ионизирующего излучения и после него;
– малую коррозионную активность по отношению к конструкционным материалам;
– гарантийный срок хранения в арсеналах или на борту ракеты при заданном интервале температур и относительной влажности;
– возможно меньший дымовой след и интенсивность излучения в инфракрасном диапазоне спектра с целью снижения демаскирующих факторов.
Продукты сгорания ракетных топлив не должны содержать в значительных количествах высокотоксичные вещества, поражающие личный состав, вредные вещества, наносящие ущерб окружающей природной среде.
3. Общая характеристика ракетных топлив
В ракетной технике для управления движением летательных аппаратов в большинстве случаев используется принцип реактивного движения, согласно которому движущая реактивная сила возникает за счет истечения из аппарата струи рабочего тела. Реактивная сила прямо пропорциональна скорости истечения рабочего тела и секундному расходу массы выбрасываемого вещества. Для создания реактивной силы – тяги ракетного двигателя (РД) в течение заданного интервала времени необходимо иметь запасы ракетного топлива (РТ).
Ракетные двигатели, в которых тяга создается при истечении газовых струй рабочего тела, образовавшегося в результате химического превращения при горении топлива, принято называть химическими ракетными двигателями (ХРД).
Топлива – источники химической энергии, которая реализуется при их горении, получили название химических ракетных топлив (ХРТ). По своей природе они относятся к классу энергетических конденсированных систем (ЭКС), характеризующихся высокой потенциальной энергией в единице объема. Они способны к устойчивому закономерному горению с выделением значительного количества теплоты и газообразных продуктов.
ХРД подразделяют на автономные и неавтономные. В автономных ракетных двигателях топливо расположено на борту ракеты в двигательной системе, которая включает в себя генератор энергии и устройство, создающее тяговое усилие.
В неавтономных ракетных двигателях один из компонентов топлива используется из окружающей среды.
Двигатели, создающие реактивную силу за счет отброса массы вещества, но использующие для ускорения этой массы другие (помимо химической) формы энергии, называют нехимическими ракетными двигателями (НХРД). По виду первичного источника энергии НХРД различают:
– ядерные;
– солнечные;
– электрические;
– ионные.
Нехимические ракетные двигатели находятся пока в стадии исследования и разработки, поэтому в данном пособии не рассматриваются.
В зависимости от исходного агрегатного состояния компонентов ХРТ могут быть однофазными – жидкими ракетными топливами (ЖРТ) или твердыми ракетными топливами – (ТРТ). Ракетные топлива, состоящие из компонентов различного агрегатного состояния – жидкого или твердого, называют ХРТ смешанного агрегатного состояния или гибридными ракетными топливами (ГРТ).
В соответствии с приведенной классификацией химических ракетных топлив различают автономные ракетные двигатели:
– жидкостные (ЖРД);
– твердого топлива (РДТТ);
– гибридные (ГРД);
– гелеобразного (пластичного) топлива (ПРД), в которых жидкий компонент загущается и образует суспензию с твердыми компонентами;
– раздельного твердого топлива, в которых окислитель и горючее помещают отдельно, так как не могут быть совмещены. Неавтономные ракетные двигатели подразделяют на следующие:
– воздушно-реактивные двигатели (ВРД), в которых используют воздушно-реактивные топлива (ВРТ). В качестве дополнительного окислителя и рабочего тела применяют атмосферный воздух;
– гидрореактивные двигатели, использующие гидрореактивные топлива. В качестве дополнительного окислителя и рабочего тела применяют воду из внешней среды.
Жидкое ракетное топливо – вещество или совокупность веществ в жидком состоянии, способных к химической реакции горения с выделением энергии и высокотемпературных газообразных продуктов, благодаря которым создается реактивная тяга в ЖРД.
По физическим свойствам и способам применения в ЖРД жидкие ракетные топлива различают однокомпонентные или унитарные и двухкомпонентные с раздельной подачей окислителя и горючего в камеру сгорания двигателя.
Унитарными жидкими ракетными топливами являются взрывчатые вещества (нитроэфиры, нитрометан, нитропропан, соединения гидразина и др.), а также жидкие смеси или растворы горючих компонентов и окислителей. Из-за сравнительно низких энергетических характеристик, повышенной взрывоопасности и трудностей в эксплуатации унитарные ЖРТ практически не применяются или используются в подсобных агрегатах ракетных систем для получения парогазовых смесей и обеспечения работы турбонасосного агрегата, а также в различных вспомогательных двигателях малой тяги.
Двухкомпонентные ЖРД с раздельной подачей компонентов находят основное применение в ракетных системах. В ракетах этого типа горючее (жидкий водород, керосин, соединения гидразина и другие) и окислитель (жидкий кислород, перекись водорода, смесь тетраоксида азота с азотной кислотой и другие) размещены на борту ракеты в отдельных емкостях и порционно дозируются в камеру сгорания.
Изготовление компонентов и композиций ЖРТ традиционно не является задачей производителей порохов и твердых топлив. Все остальные типы ХРТ автономных и неавтономных ракетных двигателей являются объектами пороховой промышленности.
4. Производственно – экономические требования
Основные производственно- экономические требования к ракетным топливам включают в себя:
– наличие отечественной сырьевой базы для получения исходных веществ;
– развитые производственные мощности, обеспечивающие при необходимости массовое производство топлив;
– возможно меньшая стоимость топлив;
– исключение участие человека в выполнении производственных операций, сопряженных с опасностью для жизни;
– высокий уровень автоматизации производства, дистанционный контроль и управление;
– высокую квалификацию и профессионализм обслуживающего персонала.
Следует также добавить, что не существует такое ракетное топливо, которое полностью удовлетворяло перечисленным ранее требованиям. В каждом конкретном случае выявляются те или иные основные характеристики ХРТ, которые определяют выбор компонентов топлива и способов их получения.
В зависимости от типа ракетного топлива и его назначения к ХРТ предъявляют различные специфические требования.
5. Общие сведения о твердых ракетных топливах
Твердотопливные ракеты, в отличие от жидкостных ракет, по своему назначению пригодны для любого вида базирования:
– стационарного (шахтного);
– мобильного наземного (автомобильного, железнодорожного и других);
– воздушного (самолетного или вертолетного);
– морского и речного, в том числе и подводного.
Весьма актуальной является задача создания унифицированных ракетных комплексов многоцелевого профиля для различных видов базирования. Высокая физическая и химическая стабильность ТРТ и ракетных двигателей на твердом топливе (РДТТ) обеспечивают длительный гарантийный срок их служебной пригодности. Ракеты на твердом топливе удобны в эксплуатации, их обслуживает малочисленный персонал, и они не подвержены коррозии от воздействия высокоагрессивных и токсичных жидких компонентов топлива.
Твердотопливные ракеты успешно применяют для борьбы с градом, для образования дождя в борьбе с засухой и лесными пожарами, скоростного бурения грунта. В последнем случае ракетный двигатель объединяют с буровой головкой и конструкция функционирует в режиме полной автономии без энергетической связи с окружающим пространством.
Исторически сложилось, что твердые ракетные топлива классифицируют на следующие виды:
– баллиститные твердые ракетные топлива (БТРТ);
– смесевые твердые ракетные топлива (СТРТ).
БТРТ является аналогом отечественных баллиститных порохов. Это твердый раствор нитрата целлюлозы (НЦ) и энергетически активного пластификатора, наиболее часто нитроглицерина (НГЦ). Под действием пластификатора снижается температура стеклования нитратов целлюлозы, которая превращается из стеклообразного в термопластичное состояние. Благодаря этому при повышенной температуре порядка 70–800 С возможно формовать заряды БТРТ диаметром до одного метра способом проходного шнекования (экструзии).
По международной классификации топлив баллиститные пороха и твердые ракетные топлива относят к гомогенным двухосновным системам.
СТРТ – это твердый высоконаполненный композиционный материал, в объеме полимерной матрицы затвердевшего связующего равномерно распределены порошки мелкодисперсного окислителя, металлического (металлизированного) горючего и специальные компоненты, в том числе вещества для полимеризации или вулканизации топливной массы. Вязкие текучие свойства полимерного пластифицированного связующего в исходном состоянии придают топливной массе текучие свойства, которые позволяют формировать заряды способом свободного литья или под небольшим давлением практически любого размера и формы.
По международной классификации топлив смесевые твердые ракетные топлива относят к гетерогенным или композиционным топливам.
В отличие от баллиститных твердых ракетных топлив СТРТ имеют большую энергетику; они устойчиво горят при меньших давлениях. Производство ракетных зарядов из СТРТ более простое по сравнению с БТРТ.
Вместе с тем, анализ современных высокоэнергетических составов твердых ракетных топлив показывает, что строгой границы между баллиситными и смесевыми ракетными топливами не существует. Проведенные модификации классических баллиститных порохов и топлив в целях повышения энергетических и других характеристик превратили их в многофазные гетерогенные системы. Полимерную основу баллиститных топлив в виде нитратов целлюлозы и энергоемкого пластификатора используют в качестве связующего-горючего в составах СТРТ.
Специальные требования к ТРТ как специфическому виду ЭКС во многом связаны с условиями функционирования соответствующего типа двигателя. Принципиальное устройство ракетного двигателя с ТРТ показано на рис. 1.

Рисунок 1 – Схема РДТТ, периоды и изменение параметров по тракту:
1 – корпус; 2 – заряд; 3 – воспламенитель; 4 – система выключения тяги; 5 – система управления вектором тяги; 6 – газодинамическое сопло
Ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ) в общем случае содержит корпус 1, в котором размещен топливный заряд 2, устройство воспламенения 3, газодинамическое сопло 6, система управления вектором тяги 5 и система выключения тяги 4 Основная особенность РДТТ по сравнению с ЖРД состоит в том, что топливо находится в твердом агрегатном состоянии и в виде одного или нескольких блоков, называемых зарядом, располагается в камере сгорания. Это особенность влияет на конструктивное отличие РДТТ и определяет условия его работы. Размеры и форма заряда обеспечивают заданное время работы двигателя, закономерность газообразования, величину и характер изменения тяги во времени. При этом характеристики топлива и заряда в целом существенно влияют на характеристики двигателя и самой ракеты.
При рассмотрении рабочего процесса в РДТТ, в ходе которого происходит преобразование химической энергии топлива в кинетическую энергию истекающих через сопло продуктов сгорания и реактивную силу (тягу), выделяют три периода по тракту двигателя (рис. 1): выход двигателя на режим, основной период, истечение продуктов сгорания через сопло (спад давления). Первый период (зона I на рис. 1) – время выхода на режим включает время задержки воспламенения и собственно воспламенение заряда; продолжительность первого периода составляет от нескольких сотых до нескольких десятых долей секунды. За это время сгорает до 1% массы топлива, а давление в камере сгорания рк достигает 0,9 р (р – среднее интегральное давление за время работы двигаαтеляср). Время выхода на режим существенно влияет на основной период работы двигателя. Введение специальных добавок в состав топлива или нанесение их на поверхность заряда может сократить время выхода на режим горения.
ЗаключениеВ данном реферате была рассмотрена и проанализирована тема - эксплуатационные требования к ракетным топливам, для более полного ее понимания в реферат были включены дополнительные главы.
В соответствии с назначением и условиями функционирования ракетных двигателей к ХРТ различного агрегатного состояния предъявляют общие требования, затрагивающие энергетические, эксплуатационные и производственно-экономические характеристики.
Список литературы
1. Волков Е.Б. Ракетные двигатели / Е.Б. Волков. – М.: Воениздат, 1969. – 105 с.;
2. Паушкин Я.М. Жидкие и твердые химические ракетные топлива / Я.М. Паушкин. – М.: Наука, 1978. – 192 с.;
3. Цуцуран В.И. Введение в технологию энергонасыщенных материалов / В.И. Цуцуран. – М.: Министерство обороны РФ, 2006. – 300 с.;
4. Аликин В.Н., Милехин Ю.М., Пак З.П. Пороха, топлива, заряды. Т. 1. Методы математического моделирования для исследования зарядов твердого топлива / В.Н. Аликин, Ю.М. Милехин, З.П. Пак. – М.: Химия, 2003. – 216 с.;
5. Жегров Е.Ф., Милехин Ю.М.. Берковская Е.В. Химия и технология баллиститных порохов, твердых ракетных и специальных топлив. Т. 2. Технология / Е.Ф. Жегров, Ю.М. Милехин, Е.В. Берковская. – М.:РИЦ МГУП им. И. Федорова, 2011. – 551 с.;
6. Смирнов Л.А. Оборудование для производства баллиститных порохов по шнековой технологии и заряды из них / Л.А. Смирнов. – М.: МГАХМ, 1997. – 192 с.;
7. Фиошина М.А., Русин Д.Л. Основы химии и технологии твердых ракетных топлив: учебное пособие / М.А. Фиошина, Д.Л. Русин. – М.: РХТУ им. Д.И. Менделеева, 2001. – 316 с.