Carburanti per missili: cosa ne sai? Carburante per missili (RT) Qual è il nome del carburante per missili

"... E non c'è niente di nuovo sotto il sole"

Uno dei primi lavori sui carburanti LRE può essere considerato il libro di V.P. Glushko "Combustibile liquido per motori a reazione", pubblicato nel 1936.

Per me l'argomento sembrava interessante, legato alla mia ex specialità e studio all'università, tanto più che la mia prole più giovane lo "trascinava": "Capo, impastiamo cos'è il filo e iniziamolo, e se la pigrizia, poi noi stessi"scopriamolo". Apparentemente, non danno riposo.

Quindi vuoi far esplodere correttamente il tuo motore a razzo.

Un parametro importante è il coefficiente di eccesso dell'agente ossidante (indicato dal greco "α" con l'indice "circa") e il rapporto di massa dei componenti Km.

Km=(dmoc./dt)/(dmg../dt), cioè il rapporto tra la portata massica dell'ossidante e la portata massica del combustibile. È specifico per ogni carburante. Idealmente, è un rapporto stechiometrico tra ossidante e carburante, cioè mostra quanti kg di ossidante sono necessari per ossidare 1 kg di carburante. Tuttavia, i valori reali differiscono da quelli ideali. Il rapporto tra Km reali e ideali è il coefficiente di eccesso di ossidante.

Di regola, αok.<=1. И вот почему. Зависимости Tk(αок.) и Iуд.(αок.) нелинейны и для многих топлив последняя имеет максимум при αок. не при стехиометрическом соотношении компонентов, т.е макс. значения Iуд. получаются при некотором снижении количества окислителя по отношению к стехиометрическому. Ещё немного терпения, т.к. не могу обойти понятие: . Это пригодится и в статье, и в повседневной жизни.

In breve, l'entalpia è energia. Due delle sue "ipostasi" sono importanti per l'articolo:
Entalpia termodinamica- la quantità di energia spesa per la formazione di una sostanza dagli elementi chimici iniziali. Per sostanze costituite da molecole identiche (H 2, O 2, ecc.), È uguale a zero.
Entalpia di combustione- ha senso solo se si verifica una reazione chimica. Nei libri di riferimento si possono trovare valori ottenuti sperimentalmente di questa quantità in condizioni normali. Molto spesso, per i combustibili, si tratta di un'ossidazione completa in un ambiente di ossigeno, per agenti ossidanti, l'ossidazione dell'idrogeno con un dato agente ossidante. Inoltre i valori possono essere sia positivi che negativi, a seconda del tipo di reazione.

"La somma dell'entalpia termodinamica e dell'entalpia di combustione è chiamata entalpia totale della sostanza. In realtà, questo valore viene utilizzato nel calcolo termico delle camere LRE."

Requisiti per la RRT:
- come fonte di energia;
-come sostanza che deve essere utilizzata (a un dato livello di sviluppo tecnologico) per raffreddare RD e HP, a volte per pressurizzare serbatoi con RT, dotarlo di volume (serbatoi LV), ecc .;
- per quanto riguarda la sostanza al di fuori del LRE, vale a dire durante lo stoccaggio, il trasporto, il rifornimento, i test, la sicurezza ambientale, ecc.

Questa gradazione è relativa condizionale, ma in linea di principio riflette l'essenza. Chiamerò questi requisiti come segue: n. 1, n. 2, n. 3. Qualcuno può aggiungere alla lista nei commenti.
Questi requisiti sono un classico esempio che "tira" i creatori di RD in direzioni diverse:

# Dal punto di vista della fonte energetica del LRE (n. 1)

Quelli. devi ottenere max. Iud. Non disturberò ulteriormente tutti, nel caso generale:

Con altri parametri importanti per il n. 1, siamo interessati a R e T (con tutti gli indici).
Bisogno di: il peso molecolare dei prodotti della combustione era minimo, il massimo era il contenuto di calore specifico.

# Dal punto di vista del progettista del veicolo di lancio (n. 2):

I TC dovrebbero avere la massima densità, specialmente nelle prime fasi dei razzi, perché. sono i più voluminosi e hanno il RD più potente, con un grande secondo consumo. Ovviamente, questo non è coerente con il requisito di cui al punto 1.

# Dai compiti operativi sono importanti (#3):

Stabilità chimica del TC;
- facilità di rifornimento, stoccaggio, trasporto e fabbricazione;
-sicurezza ambientale (nell'intero "campo" di applicazione), vale a dire tossicità, costo di produzione e trasporto, ecc. e la sicurezza durante il funzionamento della via di rullaggio (pericolo di esplosione).

Vedi "Rocket Fuel Saga - The Other Side of the Coin" per i dettagli.

Spero che nessuno si sia ancora addormentato. Mi sembra di parlare con me stesso. Prossimamente sull'alcol, rimanete sintonizzati!

Naturalmente, questa è solo la punta dell'iceberg. Ulteriori requisiti si adattano anche qui, per cui dovrebbero essere ricercati CONSENSI e COMPROMESSI. Uno dei componenti deve necessariamente avere proprietà refrigeranti soddisfacenti (preferibilmente eccellenti), poiché a questo livello tecnologico è necessario raffreddare il CS e l'ugello, oltre a proteggere la sezione critica del RD:

La foto mostra l'ugello del motore a razzo XLR-99: è chiaramente visibile una caratteristica del design dei motori a razzo americani degli anni 50-60: una camera tubolare:

È inoltre necessario (di norma) utilizzare uno dei componenti come fluido di lavoro per la turbina THA:

Per i componenti del carburante, "la pressione del vapore saturo è di grande importanza (in parole povere, questa è la pressione alla quale un liquido inizia a bollire a una data temperatura). Questo parametro influisce notevolmente sulla progettazione delle pompe e sul peso dei serbatoi". Domande frequenti /

Un fattore importante è l'aggressività del TC nei confronti dei materiali (CM) di LRE e dei serbatoi per il loro stoccaggio.
Se le FC sono molto "dannose" (come alcune persone), gli ingegneri devono spendere soldi per una serie di misure speciali per proteggere le loro strutture dal carburante.

Classificazione di LRT - più spesso per pressione di vapore saturo o, più semplicemente, per punto di ebollizione a pressione normale.

Componenti altobollenti del reattore liquido.

Tali motori a razzo possono essere classificati come multicombustibile.
LRE su carburante a tre componenti (fluoro + idrogeno + litio) è stato sviluppato in.

I bipropellenti sono costituiti da un ossidante e un combustibile.
LRE Bristol Siddeley BSSt.1 Stentor: LRE bicomponente (H2O2 + kerosene)

Ossidanti

Ossigeno

Formula chimica-O 2 (diossigeno, designazione americana Oxygen-OX).
LRE utilizza ossigeno liquido piuttosto che gassoso-ossigeno liquido (LOX-brevemente e tutto è chiaro).
Peso molecolare (per una molecola) -32 g/mol. Per gli amanti della precisione: massa atomica (massa molare)=15.99903;
Densità=1.141 g/cm³
Punto di ebollizione=90,188 K (−182,96 °C)

Dal punto di vista chimico, un agente ossidante ideale. È stato utilizzato nei primi missili balistici della FAA, le sue copie americane e sovietiche. Ma il suo punto di ebollizione non era adatto ai militari. L'intervallo di temperatura operativa richiesto va da -55°C a +55°C (lungo tempo di preparazione per il lancio, breve tempo trascorso in servizio di combattimento).

Corrosività molto bassa. La produzione è stata padroneggiata da molto tempo, il costo è piccolo: meno di $ 0,1 (secondo me è parecchie volte più economico di un litro di latte).
Screpolatura:

Criogenico: il raffreddamento e il rifornimento costante sono necessari per compensare le perdite prima del lancio. Può anche rovinare altri TC (cherosene):

Nella foto: persiane dei dispositivi di protezione dell'autogiunzione di riempimento del cherosene (ZU-2), 2 minuti prima della fine del diagramma di sequenza durante l'esecuzione dell'operazione CHIUDI ZU non completamente chiuso a causa della formazione di ghiaccio. Allo stesso tempo, a causa della glassa, il segnale sull'uscita del TUA dal lanciatore non è passato. Il lancio è stato effettuato il giorno successivo.

L'unità cisterna RB con ossigeno liquido è stata rimossa dalle ruote e installata sulla fondazione.

Difficile da usare come COP di raffreddamento e ugello LRE.

"ANALISI DELL'EFFICIENZA DELL'USO DELL'OSSIGENO COME REFRIGERANTE DELLA CAMERA DI UN MOTORE A RAZZO LIQUIDO" SAMOSHKIN V.M., VASYANINA P.Yu., Università aerospaziale statale siberiana intitolata all'accademico M.F. Reshetnev

Ora tutti stanno studiando la possibilità di utilizzare ossigeno super raffreddato o ossigeno allo stato fangoso, sotto forma di una miscela di fasi solide e liquide di questo componente. La vista sarà più o meno la stessa di questa bellissima fanghiglia di ghiaccio nella baia a destra di Shamora:

Shugirovanie aumenterà la densità complessiva dell'ossidante.

Un esempio di raffreddamento (superraffreddamento) dell'R-9A BR: per la prima volta si è deciso di utilizzare ossigeno liquido sottoraffreddato come ossidante in un razzo, il che ha permesso di ridurre il tempo totale di preparazione del razzo per il lancio e aumentare la sua prontezza al combattimento.

Nota: per qualche ragione, per la stessa procedura, il famoso scrittore Dmitry Konanykhin si è chinato (quasi "schiaffeggiato") Elon Musk.
Cm:

Ozono-O 3

Massa molecolare=48 amu, massa molare=47.998 g/mol
La densità del liquido a -188 °C (85,2 K) è 1,59(7) g/cm³
La densità dell'ozono solido a -195,7 ° C (77,4 K) è 1,73 (2) g / cm³
Punto di fusione -197,2 (2) ° С (75,9 K)

Per molto tempo, gli ingegneri hanno lottato con esso, cercando di usarlo come ossidante ad alta energia e allo stesso tempo rispettoso dell'ambiente nella tecnologia missilistica.

L'energia chimica totale rilasciata durante la reazione di combustione con la partecipazione dell'ozono è superiore a quella per il semplice ossigeno, di circa un quarto (719 kcal / kg). Ce ne saranno altri, rispettivamente, e Iud. L'ozono liquido ha una densità maggiore dell'ossigeno liquido (rispettivamente 1,35 contro 1,14 g/cm³) e il suo punto di ebollizione è più alto (rispettivamente −112 °C e −183 °C).

Finora, un ostacolo insormontabile è l'instabilità chimica e l'esplosività dell'ozono liquido con la sua decomposizione in O e O2, durante la quale si verifica un'onda di detonazione che si muove a una velocità di circa 2 km / s e una pressione di detonazione distruttiva di oltre 3 107 dine / cm2 (3 MPa), il che rende impossibile l'uso di ozono liquido al livello attuale della tecnologia, ad eccezione dell'uso di miscele stabili di ossigeno-ozono (fino al 24% di ozono). Il vantaggio di una tale miscela è anche un maggiore impulso specifico per i motori a idrogeno rispetto ai motori a idrogeno-ozono. Ad oggi, motori ad alta efficienza come RD-170, RD-180, RD-191, nonché motori a vuoto in accelerazione, hanno raggiunto parametri vicini ai valori limite in termini di Isp, e rimane solo un'opportunità per aumentare il RI, associato al passaggio a nuovi tipi di carburante .

Acido nitrico-HNO3

Condizione - liquido a n.a.
Massa molare 63,012 g/mol
Densità=1.513 g/cm³
T. fusione = -41,59 ° C, T. p=82,6 °C

HNO3 ha un'alta densità, un basso costo, viene prodotto in grandi quantità, è abbastanza stabile, anche alle alte temperature, ed è a prova di incendio ed esplosione. Il suo principale vantaggio rispetto all'ossigeno liquido è il suo alto punto di ebollizione e, di conseguenza, la sua capacità di essere immagazzinato a tempo indeterminato senza alcun isolamento termico. La molecola di acido nitrico HNO 3 è un agente ossidante quasi ideale. Contiene come "zavorra" un atomo di azoto e una "metà" di una molecola d'acqua, e due atomi e mezzo di ossigeno possono essere usati per ossidare il carburante. Ma non c'era! L'acido nitrico è una sostanza così aggressiva che reagisce continuamente con se stessa: gli atomi di idrogeno vengono separati da una molecola acida e attaccati a quelli vicini, formando aggregati fragili, ma estremamente chimicamente attivi. Anche i tipi più resistenti di acciaio inossidabile vengono lentamente distrutti dall'acido nitrico concentrato (di conseguenza, sul fondo del serbatoio si forma una densa "gelatina" verdastra, una miscela di sali metallici). Per ridurre la corrosività, varie sostanze iniziarono ad essere aggiunte all'acido nitrico, solo lo 0,5% di acido fluoridrico (fluoridrico) riduce di dieci volte il tasso di corrosione dell'acciaio inossidabile.

Il biossido di azoto (NO 2) viene aggiunto all'acido per aumentare l'impulso. L'aggiunta di biossido di azoto all'acido lega l'acqua che entra nell'ossidante, che riduce la corrosività dell'acido, aumenta la densità della soluzione, raggiungendo un massimo al 14% di NO 2 disciolto. Questa concentrazione è stata utilizzata dagli americani per i loro missili da combattimento.

Da quasi 20 anni cerchiamo il contenitore giusto per l'acido nitrico. Allo stesso tempo, è molto difficile selezionare materiali strutturali per serbatoi, tubi, camere di combustione di LRE.

Una variante dell'ossidante scelto negli USA, con il 14% di biossido di azoto. Ma i nostri scienziati missilistici hanno agito diversamente. Era necessario raggiungere gli Stati Uniti ad ogni costo, quindi gli ossidanti dei marchi sovietici - AK-20 e AK-27 - contenevano il 20 e il 27% di tetrossido.

Fatto interessante: nel primo caccia missilistico sovietico BI-1, l'acido nitrico e il cherosene venivano usati per i voli.

Serbatoi e tubi dovevano essere realizzati in metallo monel: una lega di nichel e rame, divenne un materiale strutturale molto popolare tra gli scienziati missilistici. I rubli sovietici erano quasi il 95% di questa lega.

Svantaggi: tollerabile "melma". Corrosione attiva. L'impulso specifico non è abbastanza alto. Attualmente, non viene quasi mai utilizzato nella sua forma pura.

Tetrossido di azoto-AT (N 2 O 4)

Massa molare=92,011 g/mol
Densità=1.443 g/cm³

Svantaggi: lo stesso fango di HNO 3, ma con le sue stranezze. Può decomporsi in ossido nitrico. Tossico. Impulso specifico basso. L'ossidante AK-NN è stato spesso utilizzato ed è ancora utilizzato. È una miscela di acido nitrico e tetrossido nitrico, a volte indicato come "acido nitrico fumante rosso". I numeri indicano la percentuale di N 2 O 4 .

Fondamentalmente, questi ossidanti sono utilizzati in LRE e LRE KA militari per le loro proprietà: durata e autoaccensione. Tipici combustibili per AT sono UDMH e idrazina.

Fluoro-F2

Massa atomica \u003d 18.998403163 a. e.m. (g/mol)
Massa molare di F2, 37,997 g/mol
Punto di fusione=53,53 K (−219,70 °C)
Punto di ebollizione=85,03 K (−188,12 °C)
Densità (per fase liquida), ρ=1,5127 g/cm³

La chimica del fluoro iniziò a svilupparsi negli anni '30, in modo particolarmente rapido, durante gli anni della seconda guerra mondiale del 1939-45 e successivamente in connessione con le esigenze dell'industria nucleare e della tecnologia missilistica. Il nome "Fluoro" (dal greco phthoros - distruzione, morte), proposto da A. Ampère nel 1810, è usato solo in russo; nome adottato in molti paesi "fluoro". È un ottimo agente ossidante dal punto di vista chimico. Ossida sia l'ossigeno che l'acqua, e in generale quasi tutto. I calcoli mostrano che il massimo Isp teorico può essere ottenuto su una coppia di F2-Be (berillio) - circa 6000 m / s!

Super? Peccato, non "super" ...

Ingegneria della sicurezza. Il fluoro è tossico, la sua concentrazione massima consentita nell'aria è di circa 2·10-4 mg/l, e la concentrazione massima consentita in caso di esposizione per non più di 1 ora è 1,5·10-3 mg/l.

LRE 8D21, l'uso di una coppia di fluoro + ammoniaca ha dato un impulso specifico a livello di 4000 m / s.
Per una coppia di F 2 + H 2, risulta Isp \u003d 4020 m / s!
Problema: acido fluoridrico HF sullo "scarico".

Posizione di partenza dopo il lancio di un "motore vigoroso"?
Una pozzanghera di metalli liquidi e altri oggetti chimici e organici disciolti nell'acido fluoridrico!
H 2 +2F=2HF, a temperatura ambiente esiste come dimero H 2 F 2 .

Miscibile con acqua in qualsiasi rapporto per formare acido fluoridrico (fluoridrico). E il suo utilizzo nel veicolo spaziale LRE non è realistico a causa della micidiale complessità dello stoccaggio e dell'effetto distruttivo dei prodotti della combustione.

Lo stesso vale per altri alogeni liquidi, come il cloro.

Un motore a razzo a propellente liquido al fluoruro di idrogeno con una spinta di 25 tonnellate per equipaggiare entrambi gli stadi del razzo avrebbe dovuto essere sviluppato in V.P. Glushko sulla base di un motore a razzo esaurito con una spinta di 10 tonnellate con carburante fluoroammonio (F 2 + NH 3).

Perossido di idrogeno-H2O2.

Ne ho parlato sopra nei carburanti monocomponente.

Walter HWK 109-507: vantaggi nella semplicità del design LRE. Un esempio lampante di tale carburante è il perossido di idrogeno.

Alles: la lista degli ossidanti più o meno reali è finita. Focus su HCl Circa 4. Come agenti ossidanti indipendenti a base di acido perclorico, interessano solo i seguenti: monoidrato (H 2 O + ClO 4) - una sostanza cristallina solida e diidrato (2HO + HclO 4) - un liquido viscoso denso. L'acido perclorico (che, a causa dell'Isp, è di per sé poco promettente), è interessante come additivo agli ossidanti, che garantisce l'affidabilità dell'autoaccensione del carburante.

Gli ossidanti possono anche essere classificati come segue:

L'elenco finale (più comunemente usato) di ossidanti in combinazione con combustibili reali:

Nota: se desideri convertire una specifica opzione di impulso in un'altra, puoi utilizzare una semplice formula: 1 m / s \u003d 9,81 s.

combustibile

In base alla loro composizione fisica e chimica, possono essere suddivisi in diversi gruppi:

combustibili a idrocarburi.
idrocarburi a basso peso molecolare.
Sostanze semplici: atomiche e molecolari.

Finora, solo l'idrogeno (Hydrogenium) è di interesse pratico per questo argomento.
Na, Mg, Al, Bi, He, Ar, N 2 , Br 2 , Si, Cl 2 , I 2 e altri che non prenderò in considerazione in questo articolo.
Combustibili idrazina ("puzzolenti").

Svegliati Sony: abbiamo già raggiunto l'alcol (C2H5OH).

La ricerca del carburante ottimale è iniziata con lo sviluppo di LRE da parte degli appassionati. Il primo carburante ampiamente utilizzato è stato etanolo), utilizzato nel primo
Missili sovietici R-1, R-2, R-5 ("eredità" del FAU-2) e sullo stesso Vergeltungswaffe-2.

Piuttosto, una soluzione al 75% di alcool etilico (etanolo, alcool etilico, metil carbinolo, alcool etilico o alcol, spesso colloquialmente solo "alcool") è un alcool monoidrico con la formula C 2 H 5 OH (formula empirica C 2 H 6 O ), un'altra opzione: CH 3 -CH 2 -OH
Questo carburante due gravi mancanze, che ovviamente non si adattava ai militari: basse prestazioni energetiche e.

I fautori di uno stile di vita sano (spirtophobes) hanno cercato di risolvere il secondo problema con l'aiuto dell'alcol furfurilico. È un liquido velenoso, mobile, trasparente, a volte giallastro (a marrone scuro) che alla fine diventa rosso nell'aria. BARBARI!

Chim. formula: C 4 H 3 OCH 2 OH, Ratti. formula: C 5 H 6 O 2 . Liquame disgustoso, non bevibile.

gruppo di idrocarburi.

Cherosene

Formula condizionale C 7.2107 H 13.2936
Miscela infiammabile di idrocarburi liquidi (da C 8 a C 15) con punto di ebollizione nell'intervallo 150-250 °C, trasparente, incolore (o leggermente giallastro), leggermente oleosa al tatto
densità - da 0,78 a 0,85 g / cm³ (a una temperatura di 20 ° C);
viscosità - da 1,2 a 4,5 mm² / s (a una temperatura di 20 ° C);
punto di infiammabilità - da 28°С a 72°С;
potere calorifico - 43 MJ/kg.

La mia opinione: è inutile scrivere sull'esatta massa molare

Il cherosene è una miscela di vari idrocarburi, quindi ci sono frazioni terribili (nella formula chimica) e un punto di ebollizione "spalmato". Comodo combustibile altobollente. È stato utilizzato a lungo e con successo in tutto il mondo nei motori e nell'aviazione. È su di esso che Soyuz vola ancora. Bassa tossicità (vivamente sconsigliato di bere), stabile. Eppure il cherosene è pericoloso e dannoso per la salute (ingestione).
Il Ministero della Salute è categoricamente contrario!
Racconti di soldati: bravi a sbarazzarsi dei cattivi.

Tuttavia, richiede anche cautela nella manipolazione durante il funzionamento:

Vantaggi significativi: relativamente poco costoso, padroneggiato nella produzione. La coppia kerosene-ossigeno è ideale per il primo stadio. Il suo impulso specifico al suolo è di 3283 m/s, a vuoto 3475 m/s. Screpolatura. Densità relativamente bassa.

American Rocket Kerosene Rocket Propellent-1 o Refined Petroleum-1

Il cherosene ha la tendenza a depositare depositi di catrame nelle linee e nel percorso di raffreddamento, il che influisce negativamente sul raffreddamento. Questo è il suo pedale di cattiva proprietà.
I motori a cherosene sono i più controllati nell'URSS.

Un capolavoro della mente umana e dell'ingegneria, la nostra "perla" RD-170/171:

Ora il termine "carburante a idrocarburi" è diventato un nome più corretto per i carburanti a base di cherosene. dal cherosene, che è stato bruciato in lampade a cherosene sicure da I. Lukasevich e J. Zekh, l'UVG applicato "è partito" molto.

In effetti, Roskosmos fornisce informazioni errate:

Dopo che i componenti del carburante sono stati pompati nei suoi serbatoi - naftile (cherosene di razzo), ossigeno liquefatto e perossido di idrogeno, il sistema di trasporto spaziale peserà più di 300 tonnellate (a seconda della modifica del veicolo di lancio.

Idrocarburi a basso peso molecolare

Metano-CH4

Massa molare: 16,04 g/mol
Densità del gas (0 °C) 0,7168 kg/m³;
liquido (−164,6 °C) 415 kg/m³
T. fl.=-182,49 °C
pb=-161,58 °C

Tutti sono ormai considerati un combustibile promettente ed economico, in alternativa al cherosene e all'idrogeno.
Capo progettista Vladimir Chvanov:

L'impulso specifico di un motore GNL è elevato, ma questo vantaggio è compensato dal fatto che il combustibile metano ha una densità inferiore, quindi in totale si ha un vantaggio energetico trascurabile. Da un punto di vista strutturale il metano è attrattivo. Per liberare le cavità del motore è sufficiente eseguire un ciclo di evaporazione, ovvero il motore si libera più facilmente dai residui di prodotto. Per questo motivo, il carburante a metano è più accettabile dal punto di vista della creazione di un motore riutilizzabile e di un aereo riutilizzabile.

Economico, comune, stabile, bassa tossicità. Rispetto all'idrogeno ha un punto di ebollizione più alto, e l'impulso specifico in coppia con l'ossigeno è più alto di quello del cherosene: circa 3250-3300 m/s al suolo. Buon dispositivo di raffreddamento.

Screpolatura. Bassa densità (due volte inferiore a quella del cherosene). In alcuni regimi di combustione, può decomporsi con il rilascio di carbonio nella fase solida, che può portare a un calo della quantità di moto dovuto al flusso bifase e a un forte deterioramento della modalità di raffreddamento nella camera a causa della deposizione di fuliggine sulle pareti del combustore. Recentemente sono state attive attività di ricerca e sviluppo nel campo della sua applicazione (insieme a propano e metano), anche nella direzione di modifiche già esistenti. LRE (in particolare, tale lavoro è stato svolto su).

Roskosmos già nel 2016 ha iniziato a sviluppare una centrale elettrica funzionante a gas naturale liquefatto.

O "Kinder Surpeis", ad esempio: il motore Raptor americano di Space X:

Questi combustibili includono propano e gas naturale. Le loro caratteristiche principali, in quanto combustibili, sono vicine (ad eccezione della maggiore densità e del punto di ebollizione più elevato) ai gas di idrocarburi. E ci sono gli stessi problemi quando li usi.

Tra i combustibili, -H 2 (Liquido: LH 2) è posizionato a parte.

La massa molare dell'idrogeno è 2016 g/mol, o circa 2 g/mol.
Densità (a n.a.)=0,0000899 (a 273 K (0 °C)) g/cm³
Punto di fusione=14.01K (-259.14°C);
Punto di ebollizione=20,28 K (-252,87°C);

Dal punto di vista della termodinamica, H 2 è un fluido di lavoro ideale sia per l'LRE stesso che per la turbina HP. Ottimo refrigerante, sia allo stato liquido che gassoso. Quest'ultimo fatto permette di non temere particolarmente l'idrogeno in ebollizione nel percorso di raffreddamento e di utilizzare l'idrogeno così gassificato per pilotare l'HP.

Tale schema è implementato nell'Aerojet Rocketdyne RL-10 - solo un motore chic (dal punto di vista ingegneristico):

Il nostro analogo ( anche meglio, Perché più giovane): RD-0146 (D, DM) è un motore a razzo a propellente liquido senza gas sviluppato dal Chemical Automation Design Bureau di Voronezh.

È particolarmente efficace con un ugello Grauris. Ma non ancora volare

Questo TC fornisce un impulso specifico elevato, abbinato all'ossigeno 3835 m / s.

Tra quelli effettivamente utilizzati, questa è la cifra più alta. Questi fattori causano uno stretto interesse per questo carburante. Rispettoso dell'ambiente, all '"uscita" a contatto con O 2: acqua (vapore). Fornitura diffusa, quasi illimitata. Masterizzato nella produzione. Non tossico. Tuttavia, ci sono un sacco di neo in questo barile di miele.

1. Densità estremamente bassa. Tutti hanno visto gli enormi serbatoi di idrogeno del lanciatore Energia e dello Shuttle MTKK. A causa della bassa densità, è applicabile (di norma) negli stadi superiori del veicolo di lancio.

Inoltre, la bassa densità rappresenta una sfida per le pompe: le pompe a idrogeno sono multistadio per fornire il flusso di massa desiderato senza cavitazione.

Per lo stesso motivo, è necessario inserire il cosiddetto. gruppi pompa booster carburante (BNAG) immediatamente dietro il dispositivo di aspirazione nei serbatoi per facilitare la vita al TNA principale.

Le pompe a idrogeno per le modalità ottimali richiedono anche una velocità di rotazione significativamente più elevata di HP.

2. Bassa temperatura. combustibile criogenico. Prima del rifornimento è necessario raffreddare (e/o superraffreddare) i serbatoi e l'intero tratto per molte ore. Veicolo di lancio per carri armati "Falocn 9FT" - vista interna:

Altro sulle "sorprese":
"MODALIZZAZIONE MATEMATICA DEI PROCESSI DI TRASFERIMENTO DI CALORE E MASSA NEI SISTEMI A IDROGENO" Н0Р V.А. GordeevV.P. Firsov, A.P. Gnevashev, E.I. postoyuk
Impresa unitaria statale federale GKNPTs im. MV Khrunichev, KB "Salyut"; "Istituto per l'aviazione di Mosca (Università tecnica statale)

L'articolo descrive le caratteristiche dei principali modelli matematici dei processi di trasferimento di calore e massa nelle linee del serbatoio e dell'idrogeno dello stadio superiore ossigeno-idrogeno 12KRB. Vengono rivelate anomalie nella fornitura di idrogeno al motore a razzo a propellente liquido e viene proposta la loro descrizione matematica. I modelli sono stati elaborati durante i test al banco e in volo, che hanno permesso di prevedere i parametri degli stadi superiori seriali di varie modifiche sulla base e di prendere le decisioni tecniche necessarie per migliorare i sistemi pneumoidraulici.

3. L'idrogeno liquido ha alcune proprietà del gas:

Rapporto di compressibilità (pv/RT) a 273,15 K: 1,0006 (0,1013 MPa), 1,0124 (2,0266 MPa), 1,0644 (10,133 MPa), 1,134 (20,266 MPa), 1.277 (40.532 MPa);
L'idrogeno può trovarsi negli stati orto e para. L'ortoidrogeno (o-H2) ha un orientamento parallelo (dello stesso segno) degli spin nucleari. Para-idrogeno (n-H2)-antiparallelo.

A temperature normali e alte, H 2 (idrogeno normale, n-H2) è una miscela di modifiche orto al 75% e para al 25%, che possono trasformarsi reciprocamente l'una nell'altra (trasformazione orto-para). Quando o-H 2 viene convertito in p-H 2, viene rilasciato calore (1418 J / mol).

4. L'idrogeno gassoso si diffonde più velocemente di altri gas nello spazio, passa attraverso piccoli pori e ad alte temperature penetra relativamente facilmente attraverso l'acciaio e altri materiali. H 2g ha un'elevata conducibilità termica, pari a 0,1717 W/(m*K) a 273,15 K e 1013 hPa (7,3 rispetto all'aria).

L'idrogeno nel suo stato normale a basse temperature è inattivo, senza riscaldamento reagisce solo con F 2 e alla luce con Cl 2 . L'idrogeno interagisce più attivamente con i non metalli che con i metalli. Reagisce con l'ossigeno in maniera quasi irreversibile, formando acqua con rilascio di 285,75 MJ/mol di calore;

5. Con metalli alcalini e alcalino terrosi, elementi dei gruppi III, IV, V e VI del sistema periodico, nonché con composti intermetallici, l'idrogeno forma idruri. L'idrogeno riduce gli ossidi e gli alogenuri di molti metalli in metalli, gli idrocarburi insaturi in saturi (vedi).
L'idrogeno cede il suo elettrone molto facilmente. In soluzione, si stacca sotto forma di protone da molti composti, provocandone le proprietà acide. Nelle soluzioni acquose, H + forma uno ione idrossido H 3 O con una molecola d'acqua Essendo parte delle molecole di vari composti, l'idrogeno tende a formare un legame idrogeno con molti elementi elettronegativi (F, O, N, C, B, Cl , S, P).

6. Pericolo di incendio ed esplosione. Non devi discutere: tutti conoscono la miscela esplosiva.
Una miscela di idrogeno e aria esplode alla minima scintilla in qualsiasi concentrazione, dal 5 al 95 percento.

Impressionante motore principale dello Space Shuttle (SSME)?

Ora stima il suo valore!
Probabilmente, visto questo e calcolato i costi (il costo per mettere in orbita 1 kg di PN), i legislatori e coloro che guidano il bilancio degli Stati Uniti e la NASA in particolare ... hanno deciso "beh, fanculo".
E li capisco: il veicolo di lancio Soyuz è sia più economico che più sicuro e l'uso dell'RD-180/181 rimuove molti dei problemi dei veicoli di lancio americani e consente di risparmiare notevolmente denaro per i contribuenti del paese più ricco del mondo.

Il miglior motore a razzo è quello che puoi fare/acquistare che ha la spinta nella gamma che desideri (non troppo o troppo poco) ed è così efficiente (impulso specifico, pressione della camera di combustione) che i costi non diventeranno insopportabili per te. /Philip Terekhov@lozga

I motori a idrogeno più perfezionati negli Stati Uniti.
Ora siamo posizionati al 3°-4° posto nell'"Hydrogen Club" (dopo Europa, Giappone e Cina/India).

Separatamente, menzionerò l'idrogeno solido e metallico.

L'idrogeno solido cristallizza in un reticolo esagonale (a = 0,378 nm, c = 0,6167 nm), ai cui nodi sono presenti molecole H 2 legate insieme da deboli forze intermolecolari; densità 86,67 kg/m³; С° 4,618 J/(mol*K) a 13 K; dielettrico. A pressioni superiori a 10.000 MPa, si assume una transizione di fase con la formazione di una struttura costituita da atomi e dotata di proprietà metalliche. La possibilità della superconduttività dell'"idrogeno metallico" è teoricamente prevista.

L'idrogeno solido è uno stato solido di aggregazione dell'idrogeno.
Punto di fusione −259,2 ° C (14,16 K).
Densità 0,08667 g/cm³ (a −262 °C).
Massa bianca come la neve, cristalli esagonali.

Problemi con lui. È costantemente perso: . È comprensibile: è stato ottenuto un cubo di molecole: 6x6x6. Solo volumi "giganteschi" - proprio ora "riforniscono" il razzo. Per qualche motivo mi ha ricordato. Questo nano-miracolo non è stato trovato per 7 anni o più.

Anameson, antimateria, elio metastabile per ora lascerò dietro le quinte.

Stato al n.a. - liquido incolore
Massa molare=32,05 g/mol
Densità=1,01 g/cm³

Chi è stato confuso da Iud nella dimensione di N * s / kg, rispondo: i militari "amano" questa designazione.
Newton è un'unità derivata, basata su di essa è definita come una forza che cambia la velocità di un corpo che pesa 1 kg di 1 m / s in 1 secondo nella direzione della forza. Pertanto, 1 N \u003d 1 kg m / s 2.
Di conseguenza: 1 N*s/kg =1 kg m/s 2 *s/kg=m/s.
Masterizzato nella produzione.

Svantaggi: tossico, maleodorante.

Per l'uomo, il grado di tossicità dell'idrazina non è stato determinato. Secondo i calcoli di S. Krop, 0,4 mg/l dovrebbero essere considerati una concentrazione pericolosa. cap. Comstock ei dipendenti ritengono che la concentrazione massima consentita non debba superare 0,006 mg/l. Secondo dati americani più recenti, tale concentrazione si riduceva a 0,0013 mg/l dopo un'esposizione di 8 ore. È importante notare che la soglia della sensazione olfattiva dell'idrazina nell'uomo supera significativamente i numeri indicati ed è pari a 0,014-0,030 mg/l. Significativo a questo proposito è il fatto che l'odore caratteristico di alcuni derivati ​​dell'idrazina si avverte solo nei primi minuti di contatto con essi. In futuro, a causa dell'adattamento degli organi olfattivi, questa sensazione scompare e una persona, senza accorgersene, può rimanere a lungo in un'atmosfera contaminata, contenente concentrazioni tossiche della sostanza nominata.

I vapori di idrazina esplodono sotto compressione adiabatica. È soggetto a decomposizione, il che, tuttavia, gli consente di essere utilizzato come monopropellente per motori a razzo a bassa spinta (LPRE). A causa della padronanza della produzione, è più comune negli Stati Uniti.

Dimetilidrazina asimmetrica (UDMH) -H 2 N-N (CH 3) 2

Chim. formula: C2H8N2, ratto. formula:(CH3)2NNH2
Stato al n.a. - liquido
Massa molare=60,1 g/mol
Densità=0,79±0,01 g/cm³

Ha una quantità di moto maggiore rispetto all'idrazina.

La densità e l'impulso specifico con gli ossidanti basici sono inferiori al cherosene con gli stessi ossidanti. Autoaccensione con ossidanti di azoto. Masterizzato in produzione in URSS.
Più comune in URSS.
E nel motore a reazione di un cacciabombardiere francese (consiglio un buon video), l'UDMH viene utilizzato come additivo attivante per il carburante tradizionale.

A proposito di combustibili idrazina.

La spinta specifica è uguale al rapporto tra spinta e peso del consumo di carburante; in questo caso si misura in secondi (s = N·s/N = kgf·s/kgf). Per tradurre in massa la spinta peso specifica, occorre moltiplicarla per l'accelerazione di caduta libera (circa pari a 9,81 m/s²)

Lasciato dietro le quinte:
Anilina, metil-, dimetil- e trimetilammine e CH 3 NHNH 2 -Metilidrazina (nota anche come monometilidrazina o eptil), ecc.

Non sono così comuni. Il vantaggio principale del gruppo idrazina combustibile è lo stoccaggio a lungo termine quando si utilizzano ossidanti altobollenti. È molto spiacevole lavorare con loro: agenti ossidanti combustibili, aggressivi, prodotti di combustione tossici.

Si può dire con un alto grado di certezza che se i motori "puzzolenti" sono sul veicolo di lancio, poi "prima del matrimonio" era un missile da combattimento (ICBM, SLBM o missili - che è già raro). La chimica al servizio dell'esercito e dei civili.

L'unica eccezione, forse, è il lanciatore Ariane - la creazione di una cooperativa: Aérospatiale, Matra Marconi Space, Alenia, Spazio, DASA, ecc.

I militari sono passati quasi tutti ai motori a razzo a propellente solido, poiché sono più convenienti da utilizzare. La nicchia dei propellenti "puzzolenti" nella cosmonautica si è ristretta all'uso nel controllo dei veicoli spaziali, dove è richiesta la conservazione a lungo termine senza materiali speciali o costi energetici.
Forse una breve panoramica può essere espressa graficamente:

Anche gli uomini del razzo stanno lavorando attivamente con il metano. Non presenta particolari difficoltà operative: consente un buon aumento della pressione in camera (fino a 40 m Pa) e ottenere buone prestazioni.
() e altri gas naturali (GNL).

Scriverò in seguito di altre indicazioni per migliorare le caratteristiche dei motori a razzo a propellente liquido (metallizzazione dei combustibili, uso di He 2, acetam, ecc.). Se c'è interesse.

Sfruttare l'effetto dei radicali liberi è una buona prospettiva.
La combustione della detonazione è un'opportunità per il tanto atteso salto su Marte.

Epilogo:

Tutte le manipolazioni domestiche (in garage) con tali componenti chimici sono estremamente pericolose e talvolta illegali. È MEGLIO non avvicinarsi ai luoghi della loro fuoriuscita senza OZK e una maschera antigas:

Come per il mercurio versato: chiama il Ministero delle situazioni di emergenza, arriveranno rapidamente e raccoglieranno tutto in modo professionale.

Grazie a tutti coloro che ce l'hanno fatta fino alla fine.

Fonti primarie:
Kachur PI, Glushko AV "Valentin Glushko. Progettista di motori a razzo e sistemi spaziali", 2008.
G.G. Gahun "Progettazione e progettazione di motori a razzo liquido", Mosca, "Ingegneria, 1989.
La possibilità di aumentare l'impulso specifico di un motore a razzo liquido
quando l'elio viene aggiunto alla camera di combustione S.A. Orlin MSTU im. N.E. Baumann, Mosca
MS Shekhter. "Combustibili e organi di lavoro dei motori a razzo", Mashinostroenie" 1976
Zavistovsky D. I. "Conversazioni sui motori a razzo".
Philip Terekhov @lozga (www.geektimes.ru).
"Tipi di combustibile e loro caratteristiche. Combustibile - sostanze combustibili utilizzate per produrre calore. Composizione del combustibile Parte combustibile - carbonio C-idrogeno H-zolfo." - presentazione di Oksana Kaseyeva
Fakas SS "Fondamenti di LRE. Organi di lavoro"
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www.naukarus.com

Il propellente solido è una sostanza solida (una miscela di sostanze) che può bruciare senza aria e allo stesso tempo rilasciare molti composti gassosi riscaldati ad alta temperatura. Tali composizioni sono utilizzate per creare motori a razzo.

Il carburante per missili viene utilizzato come fonte di energia per Oltre al combustibile solido, esistono anche controparti gelatinose, liquide e ibride. Ogni tipo di carburante ha i suoi vantaggi e svantaggi. I combustibili liquidi sono monocomponenti e bicomponenti (carburante + comburente). I carburanti gel sono formulazioni addensate allo stato gel con l'aiuto di carburanti ibridi sono sistemi che includono un combustibile solido e un ossidante liquido.

Le prime varietà di carburante per missili erano precisamente solide. Come sostanza di lavoro venivano usati polvere da sparo e suoi analoghi, che venivano usati negli affari militari e per creare fuochi d'artificio. Ora questi composti sono usati solo per la fabbricazione di piccoli modelli di razzi, come carburante per missili. La composizione consente di lanciare piccoli razzi (fino a 0,5 m) a diverse centinaia di metri di altezza. Il motore è un piccolo cilindro. È riempito con una miscela combustibile solida, che viene accesa da un filo rovente e brucia solo per pochi secondi.

Il propellente di tipo solido è spesso costituito da un ossidante, combustibile e un catalizzatore per mantenere una combustione sostenuta una volta che la composizione si è accesa. Allo stato iniziale, questi materiali sono polverosi. Per ricavarne carburante per missili, è necessario crearne uno denso che bruci a lungo, in modo uniforme e continuo. I motori a propellente solido utilizzano: come ossidante, (carbonio) come combustibile e zolfo come catalizzatore. Questa è la composizione della polvere nera. La seconda combinazione di materiali utilizzati come propellenti è il sale di Berthollet, polvere di alluminio o magnesio e clorato di sodio. Questa composizione è anche chiamata polvere bianca. I riempitivi combustibili solidi per missili militari sono divisi in balistici (polvere da sparo di nitroglicerina compressa) e misti, che vengono utilizzati sotto forma di blocchi di canali.

Il motore a razzo a propellente solido funziona come segue. Dopo l'accensione, il carburante inizia a bruciare a una velocità prestabilita, espellendo una sostanza gassosa calda attraverso l'ugello, che fornisce la spinta. Il carburante nel motore brucia finché non si esaurisce. Pertanto, è impossibile interrompere il processo e spegnere il motore fino a quando il riempitivo non si esaurisce completamente. Questo è uno dei gravi svantaggi dei motori a combustibile solido rispetto ad altri analoghi. Tuttavia, nei veicoli di lancio balistici spaziali reali, i materiali propellenti solidi vengono utilizzati solo nella fase iniziale del volo. Nelle fasi successive vengono utilizzati altri tipi di carburante per missili, quindi le carenze delle composizioni di propellente solido non rappresentano un problema significativo.

UN PO' DI TEORIA Dal corso di fisica della scuola (la legge di conservazione della quantità di moto) è noto che se una massa m si separa da un corpo a riposo con una massa M con una velocità V, allora la parte rimanente del corpo con una massa M-m si muoverà con a velocità m / (M-m) x V nella direzione opposta. Ciò significa che maggiore è la massa scartata e la sua velocità, maggiore sarà la velocità acquisita dal resto della massa cioè tanto maggiore sarà la forza che lo mette in moto. Per il funzionamento di un motore a razzo (RD), così come di qualsiasi motore a reazione, è necessaria una fonte di energia (carburante), un fluido di lavoro (RT) che garantisca l'accumulo dell'energia della fonte, il suo trasferimento e trasformazione), un dispositivo in cui l'energia viene trasferita al RT e un dispositivo in cui l'energia interna RT viene convertita in energia cinetica del getto di gas e trasferita al razzo sotto forma di spinta. Sono noti combustibili chimici e non: nei primi (motori a razzo a propellente liquido - LRE e motori a razzo a propellente solido - motori a razzo a propellente solido) l'energia necessaria al funzionamento del motore viene rilasciata a seguito di reazioni chimiche, e la risultante i prodotti fungono da fluido di lavoro, in quest'ultimo per riscaldare il fluido di lavoro, i corpi utilizzano altre fonti di energia (ad esempio l'energia nucleare). L'efficienza del RD, così come l'efficienza del carburante, è misurata dal suo impulso specifico. Impulso di spinta specifico (spinta specifica), definito come il rapporto tra la forza di spinta e la seconda portata massica del fluido di lavoro. Per i motori a razzo LRE ea propellente solido, il consumo del fluido di lavoro coincide con il consumo di carburante e l'impulso specifico è il reciproco del consumo specifico di carburante. L'impulso specifico caratterizza l'efficienza del RD: più è grande, meno carburante (nel caso generale, il fluido di lavoro) viene speso per creare un'unità di spinta. Nel sistema SI l'impulso specifico è misurato in m/sec e praticamente coincide in grandezza con la velocità del getto. Nel sistema tecnico delle unità (il suo altro nome è MKGSS, che significa: Metro - KiloGram Force - Second), ampiamente utilizzato in URSS, il chilogrammo di massa era un'unità derivata ed era definita come la massa di cui una forza di 1 kgf impartisce un'accelerazione di 1 m/s per sec. Era chiamata "unità tecnica di massa" e ammontava a 9,81 kg. Tale unità era scomoda, quindi è stato utilizzato il peso invece della massa, il peso specifico invece della densità e così via. Nella tecnologia missilistica, nel calcolo dell'impulso specifico, non è stata utilizzata anche la massa ma il consumo di carburante in peso. Di conseguenza, l'impulso specifico (nel sistema MKGSS) è stato misurato in secondi (è 9,81 volte inferiore in grandezza rispetto all'impulso di "massa" specifico). Il valore dell'impulso specifico della RD è inversamente proporzionale alla radice quadrata del peso molecolare del fluido di lavoro e direttamente proporzionale alla radice quadrata della temperatura del fluido di lavoro davanti all'ugello. La temperatura del fluido di lavoro è determinata dal potere calorifico del combustibile. Il suo valore massimo per la coppia berillio+ossigeno è di 7200 kcap/kg. che limita il valore dell'impulso specifico massimo dell'LRE a non più di 500 sec. Il valore dell'impulso specifico dipende dall'efficienza termica del RD - il rapporto tra l'energia cinetica impartita nel motore al fluido di lavoro e l'intero potere calorifico del carburante. La conversione del potere calorifico del carburante nell'energia cinetica del getto in uscita nel motore avviene con perdite, poiché parte del calore viene portato via con il fluido di lavoro in uscita, e parte non viene rilasciata affatto a causa della combustione incompleta del il carburante. I motori a elettrogetto hanno l'impulso specifico più elevato. Per un motore a propulsione elettrica al plasma, raggiunge i 29000 sec. L'impulso massimo dei motori seriali russi RD-107 è di 314 secondi Le caratteristiche dell'RD sono determinate al 90% dal carburante utilizzato. Carburante per missili - una sostanza (una o più), che è una fonte di energia e RT per RD. Deve soddisfare i seguenti requisiti fondamentali: deve avere un elevato impulso specifico, un'elevata densità, lo stato di aggregazione richiesto dei componenti in condizioni operative, deve essere stabile, sicuro da maneggiare, non tossico, compatibile con i materiali strutturali, avere materie prime materiali, ecc. Il motore del propulsore funziona con carburante chimico. La caratteristica energetica principale (impulso sp.) è determinata dalla quantità di calore rilasciato (potere calorifico del combustibile) e dalla composizione chimica dei prodotti di reazione, che determina la completezza della conversione dell'energia termica in energia cinetica del flusso ( minore è il peso molecolare, maggiore è l'impulso sp.). In base al numero di componenti immagazzinati separatamente, i propellenti chimici per razzi sono divisi in uno (unitario), due, tre e multicomponente, in base allo stato aggregato dei componenti - in liquido, solido, ibrido, pseudo- quelli liquidi, gelatinosi. Combustibili monocomponenti - composti come idrazina N 2 H 4 , perossido di idrogeno H 2 O 2 nella camera RD si decompongono con il rilascio di una grande quantità di calore e prodotti gassosi, hanno proprietà a bassa energia. Ad esempio, il perossido di idrogeno al 100% ha un battito cardiaco di 145 s. ed è utilizzato come combustibile ausiliario per sistemi di controllo e orientamento, azionamenti turbopompa RD. I combustibili gel sono combustibili solitamente addensati con sali di acidi organici macromolecolari o additivi speciali (raramente un agente ossidante). Un aumento dell'impulso specifico dei combustibili per missili si ottiene aggiungendo polveri metalliche (Al, ecc.). Ad esempio, "Saturn-5" brucia 36 tonnellate durante il volo. polvere di alluminio. I combustibili liquidi e solidi bicomponenti hanno ricevuto la maggiore applicazione. CARBURANTE LIQUIDO Un combustibile liquido a due componenti è costituito da un ossidante e da un combustibile. Ai combustibili liquidi sono imposti i seguenti requisiti specifici: l'intervallo di temperatura più ampio possibile dello stato liquido, l'idoneità di almeno uno dei componenti al raffreddamento del liquido RD (stabilità termica, alto punto di ebollizione e capacità termica), la possibilità di ottenere elevate efficienza, minima viscosità dei componenti e sua bassa dipendenza dalla temperatura. Per migliorare le caratteristiche, nella composizione del combustibile vengono introdotti vari additivi (metalli, ad esempio Be e Al per aumentare l'impulso specifico, inibitori di corrosione, stabilizzanti, attivatori di accensione, sostanze che abbassano il punto di congelamento). Come combustibile vengono utilizzati cherosene (frazioni nafta-cherosene e cherosene-gasolio con intervallo di ebollizione 150-315°C), idrogeno liquido, metano liquido (CH 4), alcoli (etile, furfurile); idrazina (N 2 H 4) e suoi derivati ​​(dimetilidrazina), ammoniaca liquida (NH 3), anilina, metil-, dimetil- e trimetilammine, ecc. Come agente ossidante vengono utilizzati: ossigeno liquido, acido nitrico concentrato (HNO 3), tetrossido di azoto (N 2 O 4), tetranitrometano; fluoro liquido, cloro e loro composti con ossigeno, ecc. Quando immessi nella camera di combustione, i componenti del carburante possono accendersi spontaneamente (acido nitrico concentrato con anilina, tetrossido di azoto con idrazina, ecc.) oppure no. L'uso di propellenti autoinfiammabili semplifica la progettazione dell'RD e consente di effettuare lanci riutilizzabili nel modo più semplice. Le coppie idrogeno-fluoro (412s), idrogeno-ossigeno (391s) hanno l'impulso specifico massimo. Dal punto di vista della chimica, l'agente ossidante ideale è l'ossigeno liquido. È stato utilizzato nei primi missili balistici della FAA, le sue copie americane e sovietiche. Ma il suo punto di ebollizione (-183 0 C) non era adatto ai militari. L'intervallo di temperatura operativa richiesto va da -55 0 C a +55 0 C. L'acido nitrico, un altro ovvio agente ossidante per i motori a razzo, era più adatto ai militari. Ha un'alta densità, un basso costo, viene prodotto in grandi quantità, è abbastanza stabile, anche alle alte temperature, ed è a prova di incendio ed esplosione. Il suo principale vantaggio rispetto all'ossigeno liquido è il suo alto punto di ebollizione e, di conseguenza, la sua capacità di essere immagazzinato a tempo indeterminato senza alcun isolamento termico. Ma l'acido nitrico è una sostanza così aggressiva che reagisce continuamente con se stessa: gli atomi di idrogeno vengono separati da una molecola acida e attaccati a quelli vicini, formando aggregati fragili, ma estremamente chimicamente attivi. Anche i tipi più resistenti di acciaio inossidabile vengono lentamente distrutti dall'acido nitrico concentrato (di conseguenza, sul fondo del serbatoio si forma una densa "gelatina" verdastra, una miscela di sali metallici). Per ridurre la corrosività, varie sostanze iniziarono ad essere aggiunte all'acido nitrico, solo lo 0,5% di acido fluoridrico (fluoridrico) riduce di dieci volte il tasso di corrosione dell'acciaio inossidabile. Il biossido di azoto (NO 2) viene aggiunto all'acido per aumentare l'impulso. È un gas marrone con un odore pungente. Quando viene raffreddato sotto i 21 0 C, si liquefa e si forma il tetrossido di azoto (N 2 O 4), o tetrossido di azoto (AT). A pressione atmosferica, AT bolle a una temperatura di +21 0 С e si congela a -11 0 С. Il gas è costituito principalmente da molecole di NO 2, il liquido è costituito da una miscela di NO 2 e N 2 O 4 e nel solido rimangono solo molecole di tetrossido. Tra l'altro, l'aggiunta di AT all'acido lega l'acqua che entra nell'ossidante, che riduce l'attività corrosiva dell'acido, aumenta la densità della soluzione, raggiungendo un massimo al 14% dell'AT disciolto. Questa concentrazione è stata utilizzata dagli americani per i loro missili da combattimento. Il nostro per ottenere il ritmo massimo. il polso ha utilizzato una soluzione AT al 27%. Tale ossidante ha ricevuto la designazione AK-27. Parallelamente alla ricerca del miglior ossidante, c'era la ricerca del carburante ottimale. Il primo combustibile ampiamente utilizzato fu l'alcol (etile), utilizzato sui primi razzi sovietici R-1, R-2, R-5 ("eredità" di FAU-2). Oltre agli indicatori di bassa energia, i militari ovviamente non erano soddisfatti della scarsa resistenza del personale all '"avvelenamento" da parte di tale carburante. I militari erano molto soddisfatti del prodotto della distillazione del petrolio, ma il problema era che tale combustibile non si accendeva spontaneamente a contatto con l'acido nitrico. Questo svantaggio è stato aggirato dall'uso del carburante di avviamento. La sua composizione fu trovata dagli scienziati missilistici tedeschi durante la seconda guerra mondiale e si chiamava "Tonka-250" (in URSS si chiamava TG-02). Le sostanze che contengono azoto oltre a carbonio e idrogeno si accendono meglio con acido nitrico. Tale sostanza con caratteristiche ad alta energia era l'idrazina (N 2 H 4). In termini di proprietà fisiche, è molto simile all'acqua (la densità è di qualche punto percentuale più alta, il punto di congelamento è +1,5 0 C, il punto di ebollizione è +113 0 C, la viscosità e tutto il resto è come quella dell'acqua). Ma i militari non erano soddisfatti dell'elevata temperatura di congelamento (superiore a quella dell'acqua). L'URSS ha sviluppato un metodo per produrre dimetilidrazina asimmetrica (UDMH), mentre gli americani hanno utilizzato un processo più semplice per produrre monometilidrazina. Entrambi questi liquidi erano estremamente velenosi, ma meno esplosivi, assorbivano meno vapore acqueo ed erano termicamente più stabili dell'idrazina. Ma il punto di ebollizione e la densità sono inferiori rispetto all'idrazina. Nonostante alcune carenze, il nuovo carburante si adattava abbastanza bene sia ai progettisti che ai militari. UDMH ha anche un altro nome "non classificato" - "heptyl". "Aerozine-50" utilizzato dagli americani sui loro razzi liquidi è una miscela di idrazina e UDMH, che è stata il risultato dell'invenzione di un processo tecnologico in cui sono stati ottenuti contemporaneamente. Dopo che i missili balistici iniziarono a essere collocati nelle miniere, in un contenitore sigillato con un sistema di controllo della temperatura, i requisiti per l'intervallo di temperatura operativa del carburante per missili furono ridotti. Di conseguenza, l'acido nitrico fu abbandonato, passando all'AT puro, che ricevette anche un nome non classificato: "amile". La pressione di sovralimentazione nei serbatoi ha innalzato il punto di ebollizione a un valore accettabile. La corrosione di serbatoi e condutture con l'uso di AT è diminuita così tanto che è diventato possibile mantenere il razzo rifornito di carburante durante l'intero periodo di servizio di combattimento. I primi missili ad utilizzare AT come ossidante furono l'UR-100 e il pesante R-36. Potrebbero rimanere riforniti fino a 10 anni consecutivi. Le principali caratteristiche dei combustibili liquidi bicomponenti con un rapporto ottimale dei componenti (pressione in camera di combustione, 100 kgf/cm2, all'uscita dell'ugello 1 kgf/cm2) , kcal/kg di combustione, K s Azoto Cherosene 1460 1,36 2980 313 k-ta (98%) TG-02 1490 1,32 3000 310 Anilina (80%) + furfurile 1420 1,39 3050 313 alcool (20%) Ossigeno Alcool (94%) 2020 0,39 3300 255 (Liquido) Idrogeno l. 0.32 3250 391 Cherosene 2200 1.04 3755 335 UDMH 2200 1.02 3670 344 Idrazina 1.07 3446 346 Ammoniaca l. 0.84 3070 323 AT Cherosene 1550 1.27 3516 309 UDMH 1.195 3469 318 Idrazina 1.23 3287 322 Fluoro Idrogeno l. 0,62 4707 412 (liquido) Idrazina 2230 1,31 4775 370 * il rapporto tra la massa totale dell'ossidante e del carburante e il loro volume. COMBUSTIBILE SOLIDO Il propellente solido è suddiviso in polvere da sparo balistica compressa - nitroglicerina) che è una miscela omogenea di componenti (non utilizzata nei moderni potenti motori a razzo) e propellente misto, che è una miscela eterogenea di un ossidante, legante di carburante (facilitando la formazione di un monolitico fuel block) e additivi vari (plastificante, polveri di metalli e loro idruri, induritore, ecc.). Le cariche di propellente solido sono realizzate sotto forma di blocchi di canale che bruciano sulla superficie esterna o interna. I principali requisiti specifici per i combustibili solidi sono: l'uniformità della distribuzione dei componenti e, di conseguenza, la costanza delle proprietà fisico-chimiche ed energetiche nel blocco, la stabilità e la regolarità della combustione nella camera RD, nonché un insieme di caratteristiche fisiche e proprietà meccaniche che assicurano le prestazioni del motore in condizioni di sovraccarichi, temperatura variabile, vibrazioni. Secondo l'impulso specifico (circa 200 s.), il combustibile solido è inferiore al combustibile liquido, perché a causa dell'incompatibilità chimica, non è sempre possibile utilizzare componenti ad alta efficienza energetica nei combustibili solidi. Lo svantaggio dei combustibili solidi è la loro suscettibilità all '"invecchiamento" (un cambiamento irreversibile delle proprietà dovuto ai processi chimici e fisici che si verificano nei polimeri). Gli scienziati missilistici americani abbandonarono rapidamente il combustibile liquido e preferirono il combustibile misto solido per i missili da combattimento, il lavoro sulla cui creazione negli Stati Uniti era stato condotto dalla metà degli anni '40, il che lo rese possibile già nel 1962. adottare il primo missile balistico intercontinentale a propellente solido "Minuteman-1". Nel nostro paese, la ricerca su larga scala è iniziata con un notevole ritardo. Decreto del 20 novembre 1959. Si prevedeva di creare un razzo a tre stadi RT-1 con motori a razzo solido (RDTT) e un'autonomia di 2500 km. Poiché a quel tempo non esistevano praticamente basi scientifiche, tecnologiche e produttive per cariche miste, non c'era alternativa all'uso di propellenti balistici solidi. Il diametro massimo consentito delle cartucce di polvere prodotte con il metodo della pressatura continua non superava gli 800 mm. Pertanto, i motori di ogni stadio avevano un layout del pacco di 4 e 2 blocchi rispettivamente al primo e al secondo stadio. La carica di polvere sciolta bruciava lungo il canale cilindrico interno, le estremità e la superficie di 4 fessure longitudinali poste nella parte anteriore della carica. Tale forma della superficie di combustione ha fornito il diagramma di pressione richiesto nel motore. Il razzo aveva caratteristiche insoddisfacenti, ad esempio, con un peso di lancio di 29,5 tonnellate. Il Minuteman-1 aveva un'autonomia massima di 9300 km, mentre per l'RT-1 queste caratteristiche erano, rispettivamente, di 34 tonnellate. e 2400 km. Il motivo principale del ritardo del razzo RT-1 era l'uso di polvere da sparo balistica. Per creare un missile balistico intercontinentale a propellente solido, con caratteristiche che si avvicinano al Minuteman-1, era necessario utilizzare propellenti misti che fornissero maggiore energia e migliori caratteristiche di massa dei motori e del razzo nel suo insieme. Nell'aprile del 1961 è stato emanato un decreto governativo sullo sviluppo di missili balistici intercontinentali a combustibile solido - RT-2, si è tenuto un incontro introduttivo ed è stato preparato il programma Nylon-S per lo sviluppo di combustibili misti con un impulso di impulso di 235 s. Questi propellenti avrebbero dovuto rendere possibile la fabbricazione di cariche fino a 40 tonnellate. metodo di fusione nell'alloggiamento del motore. Alla fine del 1968 il razzo è stato messo in servizio, ma ha richiesto ulteriori miglioramenti. Pertanto, il carburante misto è stato modellato in stampi separati, quindi la carica è stata inserita nel corpo e lo spazio tra la carica e il corpo è stato riempito con un legante. Ciò ha creato alcune difficoltà nella fabbricazione del motore. Il razzo RT-2P aveva un propellente solido PAL-17/7 a base di gomma butilica, che ha un'elevata plasticità, non presenta invecchiamento e screpolature evidenti durante lo stoccaggio, mentre il carburante veniva versato direttamente nel carter del motore, quindi veniva polimerizzato e superfici di combustione della carica richiesta stampate. In termini di prestazioni di volo, l'RT-2P si è avvicinato al missile Minuteman-3. I combustibili misti a base di perclorato di potassio e polisolfuro sono stati i primi ad essere ampiamente utilizzati nei motori a razzo a propellente solido. Un aumento significativo dei battiti. L'impulso del motore a razzo a propellente solido si è verificato dopo che il perclorato di ammonio è stato utilizzato al posto del perclorato di potassio, e invece di gomme polisolfuro, gomme poliuretaniche, quindi polibutadiene e altre gomme, e carburante aggiuntivo, alluminio in polvere, è stato introdotto nella composizione del carburante. Quasi tutti i moderni motori a razzo a propellente solido contengono cariche a base di perclorato di ammonio, alluminio e polimeri di butadiene (CH 2 =CH-CH=CH 2). La carica finita sembra gomma dura o plastica. Viene sottoposto ad attento controllo per continuità ed uniformità della massa, forte adesione del carburante allo scafo, ecc. Le crepe e i pori nella carica, così come le delaminazioni dal corpo, sono inaccettabili, poiché possono portare a un aumento indesiderato della spinta del propellente solido (a causa di un aumento della superficie di combustione), bruciature del corpo e persino esplosioni. La composizione caratteristica del combustibile misto utilizzato nei moderni potenti motori a razzo a propellente solido: ossidante (solitamente perclorato di ammonio NH 4 C1O 4) 60-70%, legante di carburante (gomma butilica, gomme nitriliche, polibutadieni) 10-15%, plastificante 5 -10%, metallo (polveri di Al, Be, Mg e loro idruri) 10-20%, induritore 0,5-2,0% e catalizzatore di combustione 0,1-1,0% e combustibile bibasico modificato o miscelato. Nella composizione, è intermedio tra il solito bibasico balistico (polveri a doppia base - polveri senza fumo in cui due componenti principali: nitrocellulosa - il più delle volte sotto forma di pirossilina e un solvente non volatile - il più delle volte nitroglicerina) combustibile e miscelato. Il combustibile misto a doppia base di solito contiene perclorato di ammonio cristallino (ossidante) e alluminio in polvere (combustibile) legato da una miscela di nitrocellulosa e nitroglicerio. Ecco una composizione tipica di un carburante a doppia base modificato: perclorato di ammonio - 20,4%, alluminio - 21,1%, nitrocellulosa - 21,9%, nitroglicerina - 29,0%, triacetina (solvente) - 5,1%, stabilizzanti - 2,5%. Alla stessa densità del combustibile polibutadienico misto, il combustibile bibase modificato è caratterizzato da un impulso specifico leggermente superiore. I suoi svantaggi sono una temperatura di combustione più elevata, costi elevati, maggiore esplosività (tendenza alla detonazione). Per aumentare l'impulso specifico, ossidanti cristallini altamente esplosivi, come l'esogeno, possono essere introdotti in combustibili dual-base sia misti che modificati. CARBURANTE IBRIDO In un carburante ibrido, i componenti si trovano in diversi stati di aggregazione. I combustibili possono essere: prodotti petroliferi solidificati, N 2 H 4, polimeri e loro miscele con polveri - Al, Be, BeH 2, LiH 2, agenti ossidanti - HNO 3, N 2 O 4, H 2 O 2, FC1O 3, C1F 3, O 2 , F 2 , DI 2 . In termini di impulso specifico, questi combustibili occupano una posizione intermedia tra quelli liquidi e quelli solidi. I combustibili hanno l'impulso specifico massimo: BeH 2 -F 2 (395s), VeH 2 -H 2 O 2 (375s), VeH 2 -O 2 (371s). Il carburante ibrido sviluppato dalla Stanford University e dalla NASA è a base di paraffina. È atossico ed ecologico (durante la combustione forma solo anidride carbonica e acqua), la sua spinta è regolata su un ampio range ed è possibile anche la ripartenza. Il motore ha un dispositivo abbastanza semplice, un ossidante (ossigeno gassoso) viene pompato attraverso un tubo di paraffina situato nella camera di combustione, durante l'accensione e l'ulteriore riscaldamento, lo strato superficiale del carburante evapora, favorendo la combustione. Gli sviluppatori sono riusciti a ottenere un'elevata velocità di combustione e quindi a risolvere il problema principale che in precedenza ostacolava l'uso di tali motori nei razzi spaziali. Buone prospettive possono avere l'uso di combustibile metallico. Uno dei metalli più adatti a questo scopo è il litio. Quando si brucia 1 kg. Questo metallo rilascia 4,5 volte più energia rispetto a quando il cherosene viene ossidato con ossigeno liquido. Solo il berillio può vantare un potere calorifico maggiore. Sono stati pubblicati brevetti statunitensi per il combustibile solido per missili contenente il 51-68% di litio metallico.

I propellenti a razzo solido sono utilizzati nei motori a razzo, nei motori GG, ramjet e ramjet e nei motori a idrorazzo. Possono essere divisi in due gruppi: balistici (omogenei), ad esempio H e NM-2 (Tabella 1.8) e misti (eterogenei).

I combustibili solidi misti contengono dal 20 al 30% di un legante di una sostanza gommosa o resinosa, dal 60 all'80% di un agente ossidante e fino al 20% di alluminio; esistono anche composizioni contenenti componenti di combustibili balistici e misti. È anche possibile utilizzare idruri di metalli leggeri e pesanti come combustibile. Il perclorato di ammonio è comunemente usato come agenti ossidanti; è possibile utilizzare altri sali solidi dell'acido perclorico e nitrico ricchi di ossigeno (Tabella 1.9).

Le gomme (polisolfuro, poliuretano, ecc.), i polimeri (poliestere, resine fenoliche ed epossidiche, poliisobutilene, ecc.), i prodotti petroliferi pesanti (asfalto, bitume, ecc., Tabella 1.10) sono utilizzati come legante per combustibili. HMX e RDX vengono talvolta aggiunti anche ai combustibili solidi misti. Alcune composizioni (con un certo grado di condizionalità) di combustibili solidi misti degli USA e le loro caratteristiche sono riportate in Tabella. 1.11.

I carburanti balistici e misti convenzionali non soddisfano i requisiti per i carburanti per generatori di gas. Pertanto, vengono sviluppate speciali composizioni di combustibile per la generazione di gas con una bassa temperatura di combustione (vedere l'ultima colonna della Tabella 1.11), limitata dall'alto (dalla resistenza al calore dei materiali delle valvole, pale della turbina e altri elementi del percorso del flusso) e dal basso ( dalla stabilità della combustione del carburante). Inoltre, i GG a volte devono funzionare a lungo e il carburante deve avere una bassa velocità di combustione. Per i generatori di gas controllati, viene proposta una composizione del combustibile, in cui la velocità di combustione diminuisce all'aumentare della pressione (<0). Дополнительные требования могут предъявляться и к составу продуктов сгорания топлив для ГГ: отсутствие конденсированной фазы, коэффициент избытка окислителя должен быть не более единицы (обычно). Смесевые топлива применяют и в воспламенительных ГГ (двигателях запуска).

Le composizioni pirotecniche possono essere attribuite a combustibili solidi misti. Le composizioni pirotecniche sono utilizzate come riempitivi per dispositivi di accensione e sensori piroenergetici; è possibile utilizzarli in GG.

I componenti principali inclusi nelle composizioni pirotecniche possono essere suddivisi nei seguenti gruppi (Tabella 1.12):

1.Agenti ossidanti - perclorato di potassio KCIO , nitrati di sodio NaNO , potassio KNO , bario Ba ( NO, perossido di bario e cromato BaO, ecc.

2.Combustibile - metalli (alluminio, magnesio, zirconio, boro, titanio) e leghe (alluminio-magnesio, zirconio-nichel), non metalli (fosforo, carbonio e zolfo), composti inorganici (solfuri, fosfuri, siliciuri, ecc.), composti organici.

Tabella 1.9

Caratteristiche degli ossidanti solidi

Tabella 1.10

3.Gli agenti cementanti (leganti) sono polimeri organici che forniscono la resistenza meccanica delle composizioni pirotecniche (iditolo, colofonia, resine epossidiche, gomme, etilcellulosa).

4.Altri additivi che svolgono il ruolo di acceleratori o ritardanti di fiamma o riducono la sensibilità delle composizioni all'attrito (flegmatizzanti).

Per accendere combustibili solidi misti con un alto contenuto di NH, vengono utilizzate miscele pirotecniche: KCIO - 26 ... 50%, Ba ( NO - 15 ... 17%, lega di zirconio-nichel (50/50) - 32 ... 54%, etilcellulosa - 3% (brevetto USA).

Le composizioni pirotecniche sotto forma di compresse compresse sono utilizzate nei dispositivi di accensione. La densità è in gran parte determinata dalla pressione di pressatura e dalle fluttuazioni nell'intervallo 1,3 ... 2,8 g / cm3. capacità termica specifica - 0,8 ... 1,25 J / (kg * K), conducibilità termica - 62,8 ... 104,7 W / (m * K).

Tabella 1.12

Potere calorifico delle composizioni pirotecniche

a un rapporto stechiometrico di componenti

La velocità di combustione delle composizioni pirotecniche nelle condizioni del loro funzionamento nell'accenditore quando le compresse vengono soffiate da prodotti di combustione ad alta temperatura è rappresentata come tu=mappa, dove m,a,v sono coefficienti empirici.

I combustibili solidi pirotecnici sono anche chiamati composizioni con una grande quantità di combustibile metallico (oltre il 50%) e sali di acidi inorganici come agente ossidante; sono progettati per motori GG ramjet (RPD).

La carica di TRT misto può essere effettuata sotto forma di blocco (blocchi), pastiglie o polveri.

Alluminio, doppio decaborano di alluminio, diboruro di boro e zirconio, polietilene, ecc., sono stati usati come combustibili sperimentali in polvere, e come agente ossidante sono stati usati perclorato di ammonio, nitrato di ammonio, ecc.. Le particelle avevano una dimensione da 2 a 2000 μm. Come gas fluidificanti sono stati utilizzati gas inerti (azoto), ossidanti (aria, ossigeno) e combustibili (idrogeno, metano).

Sono possibili i seguenti metodi per fornire pseudo-fluido dal serbatoio alla camera di combustione: utilizzando gas compresso, un pistone, una pompa a vite e una pompa a getto. I combustibili in polvere sono utilizzati nei generatori di gas da banco combinati, che consentono di variare la pressione, la temperatura e la composizione dei prodotti della combustione in un ampio intervallo per studiare l'effetto dei flussi multifase sui materiali.

Il combustibile in polvere è polvere da sparo fumosa (DRP) con un diametro del grano di 0,15 ... 1,25 mm e polvere nera a grana grossa (KZDP) con un diametro del grano di 5,1 ... 10,2 mm; composizione in%: nitrato di potassio - 74; carbone di legna - 15,6; zolfo - 10,4; temperatura di combustione 2600K; complesso consumabile 1200 m/s.

La densità dei grani del DRP è 1,75 g/cm, la densità apparente del DRP è 0,9…1,15 g/cm, la pressione minima di combustione sostenibile è 0,1 MPa, la sensibilità alla temperatura = 0,005 1/C.

La dipendenza della velocità di combustione dalla pressione ha la forma

u \u003d 1,37 * (p / 98100) .

L'accensione del propellente solido si verifica quando esposto a:

1.flusso di energia termica (irraggiamento, contatto e riscaldamento convettivo);

2.il flusso di gas o liquidi chimicamente altamente attivi che provocano una reazione esotermica eterogenea al contatto con la superficie di un combustibile solido;

3.urti e attriti meccanici.

L'effettivo processo di accensione in un vero motore a razzo a propellente solido è complesso. Tra le principali difficoltà nel suo studio ci sono i problemi di determinazione del meccanismo di controllo, scelta del criterio di accensione, determinazione della cinetica chimica delle reazioni che precedono la combustione, nonché la natura eterogenea dei combustibili solidi misti. Quando si eseguono esperimenti, viene preso l'inizio dell'accensione:

1.la prima comparsa di una fiamma, registrata fotograficamente o da una fotocellula;

2.un brusco cambiamento nelle letture della termocoppia;

3.trascinamento della massa di combustibile.

Tabella 1.13

Caratteristiche meccaniche del TRT

Le proprietà operative dei combustibili solidi sono determinate dalle loro caratteristiche fisiche, meccaniche (Tabella 1.13), termofisiche (Tabella 1.14), chimiche, nonché dalle caratteristiche fisico-chimiche dei prodotti della combustione. Insieme a energia, forza, indicatori termofisici, il combustibile solido per missili è caratterizzato da sicurezza contro le esplosioni, sensibilità all'impatto e all'attrito, grado di tossicità e fumo dei prodotti della combustione, producibilità e equipaggiamento, stabilità delle caratteristiche fisiche e chimiche in tutto il volume del carica (soprattutto ai confini) in tutte le condizioni operative.

Tabella 1.14

Caratteristiche termofisiche del TRT

1.3 ELEMENTI STRUTTURALI CHIAVE

Peso di lancio del razzo M, che ha N passi, è correlato alla massima autonomia di volo l rapporto approssimativo M,

Dove M- massa del carico utile; / M;IO- il valore medio dell'impulso specifico del vuoto; UN E UN sono i coefficienti, i cui valori sono in prima approssimazione UN=407,UN=1/3 a 300 km 6000 km; A \u003d 825, a \u003d 1/4 a 6000 km 12000 km.

E nella gamma l 500 solitamente n =1, nell'intervallo di 500 km 5000 kmn =2, nell'intervallo di 5000 km 12000 kmn =3.

Fornitura di carburante relativa ottimale)).

Tenendo conto delle perdite di velocità per vincere le forze di gravità e il passaggio di strati densi dell'atmosfera in prima approssimazione si ottengono le relazioni ( N=2; 3):

; =(1,08…1,12) ;

Il tempo di funzionamento dello stadio è correlato al rapporto spinta-peso iniziale, dato N T= (fornito M const).

Per ogni passaggio, secondo noto e M si trovano i principali parametri di progettazione, che per i razzi multistadio sono considerati il ​​diametro dello stadio, la massa del carburante, la pressione del motore, il rapporto di espansione dell'ugello, la lunghezza della parte supersonica, la lunghezza della parte incassata e il tempo di funzionamento (Tabella 1.15).

Tabella 1.15

Parametri degli stadi di un razzo a più stadi

*D- diametro del motore.

La quota di motori rappresenta l'80 ... 90% della massa dell'intero razzo solido e le caratteristiche di progettazione dei motori a razzo a propellente solido determinano in gran parte il design del razzo e le sue principali caratteristiche tecniche. A loro volta, le caratteristiche di progettazione dei motori a razzo a propellente solido sono principalmente determinate (Tabella 1.16):

la forma e il disegno fondamentale dello scafo;

la forma della carica di combustibile solido, il metodo del suo fissaggio nella custodia;

il numero e la disposizione degli ugelli;

tipo e disposizione dei dispositivi per la creazione di forze di controllo;

dispositivo di interruzione della trazione.

1.3.1 CORPO E UGELLO DEL RAZZO

Il corpo e l'ugello sono multiblocco cavo (vedi Fig. 1.1) o guscio cilindrico prefabbricato a sezione singola (multisezione), chiuso alle estremità dai fondi anteriore e posteriore. Gli alloggiamenti possono anche avere una forma diversa, ad esempio sferica, ellittica. I fondi sono realizzati in un unico pezzo con una parte cilindrica e separatamente. La struttura interna dello scafo è determinata dal disegno della carica propellente solida.

Tabella 1.16

Caratteristiche di vari schemi di motori a razzo a propellente solido

Conchiglie di Forza tipo "bozzolo" sono realizzati in materiale composito mediante il metodo dell'avvolgimento a spirale su un mandrino con l'esecuzione dei fondi unitamente alla parte cilindrica del guscio.

Lo spessore del guscio dello scafo nei punti di transizione del fondo nella parte cilindrica è determinato dalla formula

Dove R- pressione massima nel motore; D - diametro interno della parte cilindrica del guscio; D- diametro del foro del palo; - resistenza alla trazione del nastro di vetro.

Si ottiene un guscio cilindrico di uguale resistenza a = 2…3( D, dove è lo spessore degli strati anulari; è lo spessore degli strati a spirale.

Spessore del fondo nella parte posteriore

dove è l'angolo di avvolgimento.

Le gonne di ancoraggio (vedi Fig. 1.1) sono realizzate avvolgendo insieme al corpo e le parti incorporate delle flange sono avvolte in esse. Le gonne di attracco fanno parte della struttura del razzo e devono resistere a carichi combinati: assiali (compressione e flessione), taglio e torsione.

La parte cilindrica del power shell può essere realizzata con il metodo dell'avvolgimento longitudinale-trasversale su un mandrino.

Lo spessore della parete del guscio dell'alloggiamento è determinato dalla formula

D/(2), dove [ è la resistenza alla trazione della fibra di vetro (0,1 ... 1,1 GPa); N- margine di sicurezza (1,35 ... 1,5). Questa formula è valida quando uno strato di nastri longitudinali viene applicato a due strati di nastri circonferenziali.

I gusci Power sono realizzati senza elementi con un ispessimento su entrambe le estremità con la loro successiva lavorazione per preparare le giunzioni con fondi metallici.

Scocca in metallo

Sono divisi in base alla forma in cilindrica, conica e sferica e, secondo la tecnologia di produzione, in saldati (con cuciture anulari, a spirale e longitudinali) e senza saldatura (arrotolati e senza saldatura).

I gusci combinati sono gusci metallici rinforzati con una treccia esterna di fibre di vetro o altri materiali di rinforzo ad alta resistenza, realizzati con una certa tensione che crea stress nello strato di treccia prima di caricare il guscio. Se la treccia assume la metà del carico circonferenziale che agisce sull'intero guscio cilindrico, allora il rapporto tra gli spessori del guscio metallico e della treccia è ottimale. In questo caso, lo spessore del guscio metallico è determinato dalla condizione di garantire la resistenza nella direzione assiale D/4, e l'insufficiente resistenza in senso circonferenziale è compensata da una treccia di spessore pari a D/4. In queste formule, e sono rispettivamente le sollecitazioni ammissibili nel guscio metallico e nella treccia di rinforzo.

I collegamenti degli elementi strutturali sono forniti con l'ausilio di unità speciali, i cui requisiti principali sono garantire la resistenza e la tenuta dei giunti con un peso minimo e dimensioni complessive in relazione a ciascun caso specifico, tenendo conto dei materiali dei collegamenti collegati elementi e tipi di caricamento.

Con lo stesso tipo di connessione staccabile, è possibile un numero enorme di modifiche delle guarnizioni ad anello in corrispondenza del giunto. L'elemento principale delle guarnizioni è un anello di gomma. Le dimensioni degli anelli di gomma e delle scanalature per essi, nonché le raccomandazioni per l'uso di anelli di tenuta in gomma, sono fornite nelle pertinenti norme dell'Unione e del settore (GOST 9833-73).

IN blocco ugelli I motori a razzo a propellente solido possono contenere un numero diverso di ugelli: uno (coassiale con il motore o ruotato rispetto all'asse del motore con un angolo di 90), due (rotanti) o quattro, nonché 10 ... 20 inclinati a il piano di copertura dell'ugello, ad esempio, per proiettili a turbogetto (vedi Fig. .1.2).

L'ugello può essere rotondo e anulare (questi ultimi non hanno ancora trovato applicazione nei motori a razzo a propellente solido).

Lo schema del motore a razzo a propellente solido con un ugello centrale è caratterizzato dalle migliori caratteristiche di massa energetica. Per accorciare la lunghezza del motore, l'ugello può essere sigillato nell'alloggiamento (vedere Fig. 1.1). Nei motori a razzo, in cui i motori a razzo a propellente solido si trovano vicino al centro del razzo, l'ingresso all'ugello è realizzato sotto forma di un tubo allungato. Le dimensioni di ingombro dell'ugello a geometria variabile in posizione di lavoro superano quelle originali, tale è l'ugello scorrevole (Fig. 1.3).

Riso. 1.3 Ugello ad espansione girevole:

1 - cessazione dell'unità; 2 - guidare; 3 - parti scorrevoli.

Lo schema multi-ugello consente di organizzare il controllo del razzo sia su due piani che in rollio. In questo caso, però, peggiorano le condizioni di ingresso dei prodotti della combustione nell'ugello e aumenta il trascinamento dei rivestimenti di schermatura termica all'ingresso dell'ugello e nel bicchiere.

Gli schemi di progettazione di un motore a razzo a propellente solido con un ugello anulare, il cui corpo centrale mobile consente di regolare la spinta, e con un ugello a fungo (carburante privo di metallo), la cui sezione esterna della parte in espansione è formata dal fondo posteriore del motore (lo stesso ugello con sezione minima tappata funge anche da fondo anteriore dello stadio inferiore).

Vedere la sezione 1.3.5 per le caratteristiche degli ugelli di interruzione della spinta per motori a razzo a propellente solido.

materiali protezione termica I motori a razzo a propellente solido sono composizioni artificiali isotropiche e anisotropiche che forniscono l'isolamento termico della struttura di supporto e il trascinamento previsto dello strato superficiale.

Con un certo grado di convenzionalità, i materiali di protezione termica possono essere suddivisi in rivestimenti, strati termoisolanti e ugelli (Fig. 1.4). I rivestimenti forniscono una determinata resistenza del primo strato di protezione termica del percorso dalla distruzione quando interagiscono con un fluido di lavoro bifase; il materiale può essere portato via a una velocità prevedibile.

Gli strati termoisolanti hanno una bassa conducibilità termica, ma sono soggetti a trascinamento significativo anche a un basso livello di convezione del fluido di lavoro.

Riso. 1.4 Protezione termica:

CCCM - materiali compositi carbonio-carbonio; USP - carbonio e fibra di vetro; TZM - materiali di schermatura termica; NO - materiali non orientati; O - materiali orientati.

Gli ugelli delle parti terminali degli ugelli svolgono contemporaneamente le funzioni sia di protezione termica che di struttura portante. A seconda del livello di esposizione al flusso circostante, lo stesso materiale può svolgere sia la funzione di rivestimento che quella di isolante. Ad esempio, la geometria della carica di un moderno motore a razzo a propellente solido con un ugello centrale incassato elimina il verificarsi di elevate velocità di flusso attorno agli elementi del corpo, i materiali di protezione termica sono principalmente soggetti al riscaldamento per radiazione. Quindi la protezione termica del corpo è realizzata con materiali elastici leggeri a bassa conducibilità termica a base di gomme e gomme senza rinforzo da riempitivi. E per il design a quattro ugelli dei motori a razzo a propellente solido, come protezione termica del coperchio dell'ugello esposto a un getto multifase ad alta velocità dal canale di carica, un materiale realizzato con materiali rinforzati con amianto o tessuto di silice su fenolo- leganti di formaldeide, che hanno una sufficiente resistenza all'erosione e un alto valore di densità (fino a 1800 kg / m ).

Nelle strutture multistrato, gli strati termoisolanti sono posti tra lo strato resistente all'erosione e l'elemento protetto al fine di minimizzare la massa totale di questo assieme (Fig. 1.5). A seconda del livello dello stato di sforzo-deformazione e della temperatura degli elementi, l'isolante può essere un materiale di schermatura termica a base di gomma, carbonio a bassa conduttività termica e fibra di vetro. I materiali degli strati di tenuta e diffusione dell'alloggiamento del motore sono contemporaneamente isolanti quando la struttura viene riscaldata.

Riso. 1.5 Elementi del percorso dell'ugello:

1 - fibra di carbonio utilizzata come rivestimento; 2 - fibra di vetro utilizzata come isolante; 3 - isolante termico in TMZ.

I materiali di rivestimento non metallici sono composizioni isotrope e anisotropiche costituite da un legante (matrice) e un riempitivo. Il carbonio e la fibra di vetro hanno un legante organico e riempitivi di tessuto di carbonio o silice. I dettagli della protezione termica del percorso dell'ugello sono ottenuti mediante pressatura e avvolgimento. Mediante pressatura è possibile ottenere compositi stratificati (anisotropi).

Gli elementi di grandi dimensioni del condotto (prese per ugelli) sono prodotti mediante imbastitura di nastri di riempimento impregnati con un legante sui mandrini, seguita da indurimento sotto pressione e lavorazione.

Le grafiti si ottengono pressando una miscela di pece di catrame di carbone (legante) con sabbie bituminose (riempitivo) seguita da grafitizzazione a T>2400K.

Le pirografiti si ottengono per deposizione di carbonio durante la decomposizione del metano sulla superficie della grafite nell'intervallo di temperatura di 2373 ... 2673 K, e la pirografite nelle sue proprietà si avvicina alle proprietà di un singolo cristallo; ha una forte anisotropia e valori estremi di conducibilità termica e altre caratteristiche.

I materiali compositi carbonio-carbonio (CCCM) hanno riempitivi realizzati con tessuti e fibre di carbonio e grafite (inclusa la tessitura alla rinfusa) e una matrice di pirocarbonio. Un certo numero di parti sono ottenute per impregnazione di un riempitivo di grafite di carbonio con un legante di resine organiche durante la carbonizzazione del pezzo e in un'atmosfera inerte a una temperatura di 1273 ...

Altre parti sono ottenute mediante imbastitura o posa di nastri o fibre di carbonio-grafite non impregnati su un mandrino, seguita dalla compattazione pirocarbonica in un forno.

Gli ugelli - le parti terminali degli ugelli con raffreddamento per radiazione - sono realizzati in leghe a base di molibdeno o niobio, che hanno un punto di fusione elevato e proprietà di resistenza sufficienti alla temperatura di equilibrio dell'ugello, e possono anche essere realizzati in CCCM.

La condizione di operabilità può essere considerata come la condizione di non distruzione degli elementi strutturali, e questo compito estremamente difficile è diviso in due più semplici e in alcuni casi indipendenti l'uno dall'altro:

determinazione dei campi di temperatura negli elementi di potenza;

determinazione delle sollecitazioni e delle deformazioni negli elementi sottoposti al loro carico di forza e confronto con i valori ammissibili per campi di temperatura noti.

Per l'inserto, elementi dei dispositivi di controllo del vettore di spinta dei motori a razzo a propellente solido esposti al fluido di lavoro, le condizioni per il valore di deriva consentito sono le restrizioni. In alcuni casi, viene imposto un limite alla variazione ammissibile degli spessori dello strato soffiato di materiali.

1.3.2 CARICA DI COMBUSTIBILE SOLIDO PER RAZZI

La tecnologia missilistica utilizza varie forme di cariche a propellente solido (Fig. 1.6, Tabella 1.17): bruciando principalmente su superfici interne (le superfici, la cui combustione deve essere prevenuta, sono ricoperte da un composto di armatura o uno strato protettivo e di fissaggio per fissare la carica al corpo); bruciare su quasi tutte le superfici laterali, ad esempio pezzi tubolari non corazzati (Fig. 1.7); ardente dalla fine.

Le cariche di propellente solido sono prodotte utilizzando la tecnologia dello stampaggio a iniezione, la colata sottovuoto libera e il metodo della pressatura continua.

Una carica prodotta mediante colata viene formata direttamente nel corpo del motore a razzo a propellente solido, o in un telaio speciale, o separatamente in uno stampo speciale. La geometria della superficie interna della carica è formata da un ago tecnologico posto all'interno del corpo.

Il processo di produzione della carica include la preparazione di una miscela di componenti in polvere, la preparazione di un legante (aspirazione, miscelazione di elementi liquidi, preparazione di una miscela di un legante con alluminio), la preparazione di una massa combustibile e la formazione di una carica e la polimerizzazione di una carica.

Nella produzione di cariche mediante stampaggio ad iniezione vengono utilizzati miscelatori continui. La massa di combustibile preparata nel miscelatore viene trasportata tramite coclee nello stampo o nel vano motore. La pressione della massa di carburante all'inizio del riempimento, pari a 0,5 ... 1,0 MPa, aumenta durante lo spurgo alla fine del riempimento fino a 2 ... 4 MPa.

Riso. 1.6 Forme di cariche propellenti solide

UN- multi-scacchi; B– telescopico; v- con un canale a forma di stella; G- con canale a forma di ruota; D– terminare la combustione; e- cilindrico; E- scanalato.

Con la colata libera, la preparazione dei componenti liquidi e lo spostamento della massa di combustibile vengono effettuati in miscelatori separati, quindi la massa viene versata nello stampo o nel corpo con un vuoto preliminare creato in esso.

Il processo di polimerizzazione viene eseguito a una pressione di 3...8 MPa, a seconda del design della carica e del motore, a una temperatura di 40...80 C per 15...25 giorni. Dopo la polimerizzazione, l'ago tecnologico, che determina la configurazione interna della carica, viene rimosso. La tecnologia di iniezione consente di creare una struttura di carica da diversi combustibili (diverse velocità di combustione, temperature di combustione, ecc.).

Le cariche sono realizzate con il metodo della pressatura continua con l'ausilio di una coclea, che spinge la massa di combustibile attraverso lo stampo, che forma le forme della sezione trasversale esterna ed interna della carica, dopodiché la carica viene indurita.

La carica formata versando direttamente nell'alloggiamento e incollata alla superficie interna dell'alloggiamento è chiamata carica legata di combustibile solido (vedi Fig. 1.1).

La carica da incollare è preformata e poi incollata nell'alloggiamento del motore. La produzione di una carica incollata viene eseguita in uno stampo a pareti spesse con un diametro interno leggermente inferiore a quello della cassa.

Riso. 1.7 Forme in sezione delle cariche di combustione a tutto tondo

UN- dama monocanale; B– multicanale; v- senza canali.

Tabella 1.17

Caratteristiche delle cariche di varie forme

Tabella 1.18

Parametri di carica del canale stellare

Una carica fatta separatamente e liberamente incorporata nell'alloggiamento del motore è chiamata carica supplementare (Fig. 1.8). Prima dell'avvento dei combustibili misti, l'unico modo per equipaggiarsi era impilare liberamente le cariche nel vano motore. Parte della superficie di carica è corazzata.

I requisiti principali per il rivestimento dell'armatura sono i seguenti:

compatibilità chimico-fisica con TPT e stabilità in condizioni operative;

buona adesione alla superficie di carica;

elevata resistenza all'erosione;

bassa conducibilità termica;

basso livello di formazione di fumo (nel caso di carburante balistico).

In una carica multi-colpo (vedi Fig. 1.6, a), il numero di pedine che forniscono la massima densità di carico è N= 1 + 3(io+io), Dove io 0,714

Il design della carica degli ultimi stadi dei missili balistici dovrebbe fornire la possibilità di arrestare il motore in qualsiasi momento durante il volo in un determinato intervallo di distanze. È necessario che al raggiungimento della velocità corrispondente alla portata minima, i fori del sistema di interruzione della spinta comunichino con il volume libero della camera di combustione del motore a razzo a propellente solido. A tale scopo possono essere previsti canali speciali in tariffa.

A seconda dei requisiti operativi per i motori a razzo a propellente solido, della forma della carica e delle proprietà meccaniche del combustibile solido, viene selezionato il metodo di fissaggio della carica nell'involucro del propellente solido.

Il vantaggio di una carica legata è che non vi è alcun rivestimento di schermatura termica sulla maggior parte della superficie interna e ciò contribuisce ad aumentare la densità di riempimento. Le pareti dello scafo sono parzialmente caricate dalla pressione interna con una carica nella fase iniziale del funzionamento del motore a razzo a propellente solido.Non ci sono motori di attacco di carica speciali nel motore.

Con la posa libera della carica, un dispositivo per il fissaggio della carica sotto forma di diaframmi (Fig. 1.9), supporti radiali e anelli di tenuta situati nello spazio tra la parete isolata termicamente dell'alloggiamento del motore e la superficie corazzata della carica (vedi Fig. 1.8) viene introdotto nella custodia. Il sistema di fissaggio della carica deve fornire un fissaggio forte e affidabile quando la carica è soggetta a sovraccarichi e vibrazioni longitudinali e trasversali. Il design del fissaggio non deve causare elevate sollecitazioni locali nella carica, che possono danneggiarne l'integrità, causare la distruzione locale della carica, portando a una distorsione del diagramma di pressione e una diminuzione della completezza della combustione del carburante.

Riso. 1.8 Carico liberamente chiuso e relativi punti di attacco nel caso:

UN- nodo anteriore; B- nodo posteriore.

I diaframmi sono progettati per fissare saldamente la carica di combustibile solido nell'alloggiamento e allo stesso tempo fungere da griglia che fornisce una migliore combustione della carica e una completa combustione delle sue particelle nella camera di combustione senza espellerle dal motore.

Un supporto radiale per una carica a propellente solido può essere costituito da una serie di elementi o strisce di supporto a parete sottile che si trovano in un cerchio tra la carica e la parete dell'alloggiamento; elementi di sostegno si attestano elasticamente contro la parete della cassa e della carica, sostenendo quest'ultima per l'intera lunghezza. Il supporto radiale può essere realizzato anche sotto forma di nastri elastici piani, che vengono inseriti nell'intercapedine con precompressione.

Riso. 1.9 Diaframmi:

UN- per il fissaggio di cariche multi-checker; B- per fissare una carica a colpo singolo.

Nei motori a razzo a propellente liquido, il carburante e l'ossidante sono immagazzinati in serbatoi separati. Vengono alimentati attraverso un sistema di tubi, valvole e turbopompe nella camera di combustione, dove vengono combinati e bruciati per produrre spinta. I motori a razzo a propellente liquido sono più complessi delle loro controparti a propellente solido. Tuttavia, hanno diversi vantaggi. Controllando il flusso dei reagenti nella camera di combustione, il motore può essere strozzato, arrestato o riavviato.

I propellenti liquidi utilizzati nell'industria missilistica possono essere suddivisi in tre tipi: idrocarburi (a base di petrolio), criogenici e autoinfiammabili.

Il carburante a base di petrolio è petrolio raffinato ed è costituito da una miscela di idrocarburi complessi. Un esempio di tale carburante per missili è uno dei tipi di cherosene altamente raffinato. Viene tipicamente utilizzato in combinazione con ossigeno liquido come agente ossidante.

Il propellente criogenico è nella maggior parte dei casi idrogeno liquido mescolato con ossigeno liquido. A causa delle basse temperature, il carburante è difficile da conservare a lungo. Nonostante questo inconveniente, il propellente liquido ha il vantaggio di rilasciare enormi quantità di energia quando viene bruciato.

Il propellente autoinfiammabile è una miscela bicomponente che si infiamma a contatto con l'aria. L'avvio rapido dei motori costruiti con questo tipo di carburante lo rende una scelta ideale per i sistemi di manovra dei veicoli spaziali. Tuttavia, tale carburante è molto infiammabile, quindi quando si lavora con esso sono necessarie speciali misure di sicurezza.

Propellente solido

Il design dei motori a propellente solido è abbastanza semplice. È costituito da un corpo in acciaio riempito con una miscela di composti solidi (combustibile e ossidante). Questi componenti bruciano ad alta velocità mentre escono dall'ugello e creano spinta. L'accensione del propellente solido avviene al centro del serbatoio, quindi il processo si sposta ai lati del corpo. La forma del canale centrale determina la velocità e la natura della combustione, fornendo così un modo per controllare la spinta. A differenza dei motori a reazione a propellente liquido, un motore a stato solido non può essere arrestato dopo l'avvio. Una volta avviato il processo, i componenti bruceranno fino all'esaurimento del carburante.

Esistono due tipi di combustibile solido: omogeneo e composito. Entrambi i tipi sono molto stabili a temperature normali e sono anche facili da conservare.

La differenza tra combustibili omogenei e compositi è che il primo tipo è un singolo tipo di sostanza, spesso è nitrocellulosa. I combustibili compositi sono costituiti da polveri eterogenee a base di sali minerali.

Propellente ibrido

I motori a razzo che funzionano con questo tipo di carburante costituiscono un gruppo intermedio tra unità di potenza a stato solido e liquido. In questo tipo di motore, una sostanza è solida mentre l'altra è liquida. L'agente ossidante è solitamente un liquido. Il vantaggio principale di tali motori è che hanno un'elevata efficienza. In questo caso, la combustione del carburante può essere interrotta o addirittura riavviata il motore.