Combustibili pentru rachete: ce știi despre asta? Combustibil pentru rachete (RT) Care este numele combustibilului pentru rachete?

"... Și nu este nimic nou sub soare"

Una dintre primele lucrări asupra carburanților lichizi pentru motorul rachetei poate fi considerată cartea lui V.P. Glushko „Combustibil lichid pentru motoarele cu reacție”, publicat în 1936.

Mie mi s-a părut interesant subiectul, legat de fosta mea specialitate și de studiile la universitate, mai ales că fiul meu cel mic l-a „târât”: „Șef, hai să frământăm care este firul și să-l dăm, iar dacă ți-e lene, apoi noi înșine— Să ne dăm seama. Se pare că nu-mi dau pace.

Chiar vreau să arunc în aer motorul rachetei în mod corespunzător.

Un parametru important este coeficientul de exces de oxidant (notat prin grecescul „α” cu indicele „ok.”) și raportul de masă al componentelor Km.

Km=(dmok./dt)/(dmg../dt), adică raportul dintre debitul masic al oxidantului și debitul masic al combustibilului. Este specific pentru fiecare combustibil. În mod ideal, este un raport stoechiometric dintre oxidant și combustibil, adică arată câte kg de oxidant sunt necesare pentru a oxida 1 kg de combustibil. Cu toate acestea, valorile reale diferă de cele ideale. Raportul dintre Km real și ideal este coeficientul de exces de oxidant.

De regulă, α este de cca.<=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.

Pe scurt, entalpia este energie. Două aspecte ale acestui articol sunt importante:
Entalpia termodinamică- cantitatea de energie cheltuită pentru formarea unei substanțe din elementele chimice inițiale. Pentru substanțele formate din molecule identice (H 2 , O 2 etc.), este egal cu zero.
Entalpia de ardere- are sens numai dacă are loc o reacție chimică. În cărțile de referință puteți găsi valori ale acestei cantități obținute experimental în condiții normale. Cel mai adesea, pentru combustibili aceasta este oxidarea completă într-un mediu cu oxigen, pentru oxidanți este oxidarea hidrogenului cu un anumit oxidant. Mai mult, valorile pot fi atât pozitive, cât și negative, în funcție de tipul de reacție.

"Suma entalpiei termodinamice și a entalpiei de ardere se numește entalpia totală a substanței. De fapt, această valoare este utilizată în calculul termic al camerelor motoarelor rachete cu propulsor lichid."

Cerințe pentru ZhRT:
-ca sursa de energie;
-ca substanta ce trebuie folosita (la acest nivel de dezvoltare tehnologica) pentru racirea motoarelor rachete si pompelor de pompare, uneori pentru presurizarea rezervoarelor cu motoare rachete, asigurandu-i volum (tancuri rachete pe etape) etc.;
-cu privire la o substanță din afara motorului rachetei, adică în timpul depozitării, transportului, realimentării, testării, siguranței mediului etc.

Această gradație este relativ arbitrară, dar în principiu reflectă esența. Voi denumi aceste cerințe după cum urmează: nr. 1, nr. 2, nr. 3. Cineva poate adăuga la listă în comentarii.
Aceste cerințe sunt un exemplu clasic care „trage” creatorii RD în direcții diferite:

# Din punctul de vedere al sursei de energie LRE (nr. 1)

Acestea. trebuie să obțineți max. Iud. Nu voi deranja mai mult pe toată lumea, în general:

Cu alți parametri importanți pentru Nr. 1, ne interesează R și T (cu toți indicii).
Trebuie sa: greutatea moleculară a produselor de ardere a fost minimă, iar conținutul de căldură specifică a fost maxim.

# Din punctul de vedere al proiectantului vehiculului de lansare (nr. 2):

TC-urile trebuie să aibă densitate maximă, mai ales în primele etape de rachete, deoarece sunt cele mai voluminoase și au cele mai puternice propulsoare, cu un debit mare pe secundă. Evident, acest lucru nu este în concordanță cu cerința nr. 1.

# Din sarcinile operaționale importante (nr. 3):

Stabilitatea chimică a TC;
- ușurința de realimentare, depozitare, transport și fabricare;
- siguranța mediului (în întreg „domeniul” de aplicare), și anume toxicitatea, costul de producție și transport etc. și siguranță în timpul funcționării RD (pericol de explozie).

Pentru mai multe detalii, vezi „Saga combustibililor pentru rachete – cealaltă față a monedei”.

Sper că nimeni nu a adormit încă? Simt că vorbesc singur. În curând despre alcool, rămâneți pe fază!

Desigur, acesta este doar vârful aisbergului. Există, de asemenea, cerințe suplimentare aici, din cauza cărora ar trebui să căutați CONSENSE și COMPROMIS. Una dintre componente trebuie să aibă proprietăți satisfăcătoare (de preferință excelente) de răcire, deoarece la acest nivel de tehnologie, este necesar să se răcească arzatorul și duza, precum și să se protejeze secțiunea critică a motorului cu reacție:

Fotografia prezintă duza motorului de rachetă cu propulsie lichidă XLR-99: o trăsătură caracteristică a designului motoarelor de rachetă americane cu propulsie lichidă din anii 50-60 este clar vizibilă - o cameră tubulară:

De asemenea, este necesar (de regulă) să utilizați una dintre componente ca fluid de lucru pentru turbina turbocompresorului:

Pentru componentele combustibilului, „tensiunea vaporilor saturați este de mare importanță (în linii mari, presiunea la care un lichid începe să fiarbă la o anumită temperatură). Acest parametru influențează foarte mult proiectarea pompelor și greutatea rezervoarelor.”/ S.S. Fakas/

Un factor important este agresivitatea TC față de materialele (CM) ale motorului rachetei cu combustibil lichid și rezervoarele pentru depozitarea acestora.
Dacă păcurele sunt foarte „dăunătoare” (cum sunt unii oameni), atunci inginerii trebuie să cheltuiască bani pentru o serie de măsuri speciale pentru a-și proteja structurile de combustibil.

Clasificarea gazului lichid se bazează cel mai adesea pe presiunea vaporilor saturați sau, mai simplu spus, pe punctul de fierbere la presiune normală.

Componente cu punct de fierbere ridicat ale combustibilului lichid.

Astfel de motoare rachete lichide pot fi clasificate ca multi-combustibil.
Un motor de rachetă cu propulsie lichidă care utilizează combustibil din trei componente (fluor+hidrogen+litiu) a fost dezvoltat în.

Combustibilii binari constau dintr-un oxidant și un combustibil.
Motor cu combustibil lichid Bristol Siddeley BSSt.1 Stentor: motor cu combustibil lichid din două componente (H2O2 + kerosen)

Agenti oxidanti

Oxigen

Formula chimică-O 2 (dioxigen, denumire americană Oxygen-OX).
Motoarele rachete cu propulsie lichidă folosesc oxigen lichid, nu oxigen gazos - Oxigen lichid (LOX - pe scurt și totul este clar).
Greutatea moleculară (pentru o moleculă) este de 32 g/mol. Pentru iubitorii de precizie: masa atomica (masa molara) = 15,99903;
Densitate = 1,141 g/cm³
Punct de fierbere=90,188K (−182,96°C)

Din punct de vedere chimic, este un agent oxidant ideal. A fost folosit în primele rachete balistice ale FAA și în copiile sale americane și sovietice. Dar punctul său de fierbere nu se potrivea armatei. Intervalul necesar de temperatură de funcționare este de la –55°C la +55°C (timp lung de pregătire pentru lansare, timp scurt petrecut în serviciul de luptă).

Corozivitate foarte scăzută. Producția este stăpânită de mult timp, costul este mic: mai puțin de 0,1 dolari (după părerea mea, de câteva ori mai ieftin decât un litru de lapte).
Defecte:

Criogenic - răcirea și realimentarea constantă sunt necesare pentru a compensa pierderile înainte de lansare. De asemenea, poate strica și alte TC (kerosen):

În fotografie: ușile dispozitivelor de protecție ale stației de andocare automată de alimentare cu kerosen (ZU-2), cu 2 minute înainte de sfârșitul ciclogramei la efectuarea operației CLOSE CHECKER nu s-a închis complet din cauza înghețului. În același timp, din cauza givrării, semnalul despre părăsirea TUA din lansator nu a trecut. Lansarea a avut loc a doua zi.

Unitatea de umplere cu oxigen lichid RB a fost scoasă de pe roți și instalată pe fundație.

Este dificil să utilizați duza motorului CS și rachetă lichidă ca răcitor.

„ANALIZA EFICIENȚEI UTILIZĂRII OXIGENULUI CA RĂCITOR PENTRU CAMERA DE MOTOR DE RACHETE LICHID” SAMOSHKIN V.M., VASYANINA P.YU., Universitatea Aerospațială de Stat din Siberia, numită după Academicianul M.F. Reșetnyova

Acum toată lumea studiază posibilitatea utilizării oxigenului suprarăcit sau a oxigenului într-o stare asemănătoare nămolului, sub forma unui amestec de faze solide și lichide ale acestei componente. Priveliștea va fi aproximativ aceeași cu a acestui frumos nămol de gheață din golful din dreapta Shamora:

Îndulcirea va crește densitatea globală a oxidantului.

Un exemplu de răcire (suprarăcire) a rachetei balistice R-9A: pentru prima dată, s-a decis utilizarea oxigenului lichid suprarăcit ca oxidant într-o rachetă, ceea ce a făcut posibilă reducerea timpului total de pregătire a rachetei pentru lansare și crește gradul de pregătire pentru luptă.

Notă: Din anumite motive, celebrul scriitor Dmitri Konanykhin s-a aplecat (aproape „înfundat”) pe Elon Musk pentru aceeași procedură.
Cm:

Ozon-O 3

Masa moleculara=48 amu, masa molara=47,998 g/mol
Densitatea lichidului la -188 °C (85,2 K) este de 1,59 (7) g/cm³
Densitatea ozonului solid la -195,7 °C (77,4 K) este de 1,73(2) g/cm³
Punct de topire -197,2(2) °C (75,9 K)

Inginerii s-au luptat de mult cu el, încercând să-l folosească ca oxidant cu energie ridicată și, în același timp, prietenos cu mediul în tehnologia rachetelor.

Energia chimică totală eliberată în timpul reacției de ardere care implică ozonul este cu aproximativ un sfert mai mare decât pentru oxigenul simplu (719 kcal/kg). În consecință, Iud va fi mai mare. Ozonul lichid are o densitate mai mare decât oxigenul lichid (1,35 față de 1,14 g/cm³, respectiv), iar punctul său de fierbere este mai mare (-112 °C și respectiv -183 °C).

Până acum, un obstacol de netrecut este instabilitatea chimică și explozivitatea ozonului lichid cu descompunerea lui în O și O2, în care apare o undă de detonare care se deplasează cu o viteză de aproximativ 2 km/s și o presiune de detonare distructivă de peste 3 107 dine. Se dezvoltă /cm2 (3 MPa), ceea ce face ca utilizarea ozonului lichid să fie imposibilă cu nivelul actual de tehnologie, cu excepția utilizării amestecurilor stabile de oxigen-ozon (până la 24% ozon). Avantajul unui astfel de amestec este, de asemenea, un impuls specific mai mare pentru motoarele cu hidrogen comparativ cu motoarele cu ozon-hidrogen. Astăzi, astfel de motoare de înaltă eficiență precum RD-170, RD-180, RD-191, precum și motoarele de accelerare a vidului, au atins parametrii Isp apropiati de valorile maxime, iar pentru a crește eficiența mai rămâne o singură variantă, legată de trecerea la noi tipuri de combustibil .

Acid azotic-HNO3

Stare - lichid la nr.
Masa molara 63,012 g/mol (nu conteaza ce folosesc sau masa moleculara - nu schimba punctul)
Densitate = 1,513 g/cm³
T. topitură = -41,59 °C, T. fierbe.=82,6 °C

HNO3 are o densitate mare, cost redus, este produs în cantități mari, este destul de stabil, inclusiv la temperaturi ridicate și este rezistent la foc și la explozie. Principalul său avantaj față de oxigenul lichid este punctul său de fierbere ridicat și, prin urmare, capacitatea de a fi depozitat pe termen nelimitat fără nicio izolație termică. Molecula de acid azotic HNO 3 este un agent oxidant aproape ideal. Conține un atom de azot și o „jumătate” moleculă de apă ca „balast”, iar doi atomi și jumătate de oxigen pot fi utilizați pentru a oxida combustibilul. Dar nu era acolo! Acidul azotic este o substanță atât de agresivă încât reacționează continuu cu el însuși - atomii de hidrogen sunt despărțiți dintr-o moleculă de acid și se alătură celor vecine, formând agregate fragile, dar extrem de active din punct de vedere chimic. Chiar și cele mai rezistente clase de oțel inoxidabil sunt distruse lent de acidul azotic concentrat (ca urmare, un „jeleu” gros verzui, un amestec de săruri metalice, se formează în partea de jos a rezervorului). Pentru a reduce activitatea corozivă, la acidul azotic au început să fie adăugate diferite substanțe; doar 0,5% acid fluorhidric reduce rata de coroziune a oțelului inoxidabil de zece ori.

Pentru a crește pulsul de șoc, la acid se adaugă dioxid de azot (NO 2). Adăugarea de dioxid de azot la acid leagă apa care intră în oxidant, ceea ce reduce activitatea coroziva a acidului, crește densitatea soluției, ajungând la maximum 14% NO 2 dizolvat. Americanii au folosit această concentrare pentru rachetele lor militare.

Căutăm recipiente potrivite pentru acid azotic de aproape 20 de ani. Este foarte dificil să selectați materiale de construcție pentru rezervoare, țevi și camere de ardere ale motoarelor de rachete cu combustibil lichid.

Opțiunea de oxidant care a fost aleasă în SUA este cu 14% dioxid de azot. Dar cercetătorii noștri de rachete au acționat diferit. A fost necesar să ajungă din urmă cu orice preț cu Statele Unite, așa că oxidanții de marcă sovietică - AK-20 și AK-27 - conțineau 20 și 27% tetroxid.

Fapt interesant:În primul avion de luptă cu rachete sovietic BI-1, acidul azotic și kerosenul au fost folosite pentru zbor.

Rezervoarele și țevile trebuiau să fie făcute din metal Monel: un aliaj de nichel și cupru, care a devenit un material structural foarte popular printre oamenii de știință în rachete. Rublele sovietice au fost fabricate aproape 95% din acest aliaj.

Dezavantaje: „muck” tolerabil. Coroziv activ. Impulsul specific nu este suficient de mare. În prezent, aproape niciodată nu este folosit în forma sa pură.

Tetroxid de azot-AT (N 2 O 4)

Masa molara=92,011 g/mol
Densitate = 1,443 g/cm³

Dezavantaje: același lucru urât ca HNO 3, dar cu propriile sale ciudații. Se poate descompune în oxid nitric. Toxic. Impuls specific scăzut. Agentul de oxidare AK-NN a fost și este adesea folosit. Este un amestec de acid azotic și tetroxid de azot, numit uneori „acid azotic fumant roșu”. Cifrele indică procentul de N 2 O 4.

Acești oxidanți sunt utilizați în principal în motoarele de rachete militare și motoarele de rachete pentru nave spațiale datorită proprietăților lor: durabilitate și autoaprindere. Combustibilii tipici pentru AT sunt UDMH și hidrazina.

Fluor-F 2

Masa atomică = 18,998403163 a. e.m. (g/mol)
Masa molară a lui F2, 37,997 g/mol
Punct de topire=53,53 K (−219,70 °C)
Punct de fierbere = 85,03 K (−188,12 °C)
Densitate (pentru fază lichidă), ρ=1,5127 g/cm³

Chimia fluorului a început să se dezvolte în anii 1930, mai ales rapid în timpul celui de-al Doilea Război Mondial din 1939-45 și după acesta în legătură cu nevoile industriei nucleare și ale tehnologiei rachetelor. Denumirea „Fluor” (din grecescul phthoros – distrugere, moarte), propusă de A. Ampere în 1810, este folosită numai în limba rusă; în multe țări numele este acceptat "fluor". Este un excelent agent de oxidare din punct de vedere chimic. Oxigenează oxigenul, apa și practic totul. Calculele arată că ISP teoretic maxim poate fi obținut pe perechea F2-Be (beriliu) - aproximativ 6000 m/s!

Super? Păcat, nu „super”...

Măsuri de siguranță. Fluorul este toxic, concentrația sa maximă admisă în aer este de aproximativ 2·10-4 mg/l, iar concentrația maximă admisă la expunere timp de cel mult 1 oră este de 1,5·10-3 mg/l.

Motorul rachetă 8D21 cu propulsie lichidă care folosește perechea fluor + amoniac a dat un impuls specific la nivelul de 4000 m/s.
Pentru perechea F 2 +H 2 rezultă Isp = 4020 m/s!
Problemă: fluorură de hidrogen HF în evacuare.

Poziția de pornire după lansarea unui astfel de „motor energetic”?
O baltă de metale lichide și alte obiecte chimice și organice dizolvate în acid fluorhidric!
H2+2F=2HF, la temperatura camerei există sub formă de dimer H2F2.

Se amestecă cu apă în orice proporție pentru a forma acid fluorhidric. Și utilizarea sa în motoarele de rachete ale navelor spațiale nu este realistă din cauza complexității mortale a stocării și a efectului distructiv al produselor de combustie.

Același lucru este valabil și pentru alți halogeni lichizi, de exemplu, clorul.

Un motor de rachetă cu propulsie lichidă cu hidrogen fluor cu o forță de 25 de tone pentru a echipa ambele trepte ale acceleratorului de rachetă ar fi trebuit să fie dezvoltat în V.P. Glushko bazat pe un motor de rachetă uzat cu propulsor lichid, cu o tracțiune de 10 tone, folosind combustibil fluoroamoniac (F 2 + NH 3).

Apă oxigenată-H202.

Am menționat-o mai sus la combustibilii monocomponent.

Walter HWK 109-507: avantaje în simplitatea designului motorului rachetă. Un exemplu izbitor de astfel de combustibil este peroxidul de hidrogen.

Alles: lista cu agenți oxidanți mai mult sau mai puțin reali este completă. Mă concentrez pe HCl O 4. Ca agenți oxidanți independenți pe bază de acid percloric, singurii de interes sunt: ​​monohidratul (H 2 O + ClO 4) - o substanță solidă cristalină și dihidratul (2HO + HClO 4) - un lichid dens vâscos. Acidul percloric (care, din cauza Isp, în sine este nepromițător), prezintă interes ca aditiv pentru oxidanți, garantând fiabilitatea autoaprinderii combustibilului.

Agenții oxidanți pot fi clasificați după cum urmează:

Lista finală (cel mai des folosită) de oxidanți împreună cu combustibili reali:

Notă: dacă doriți să convertiți o anumită opțiune de impuls în alta, puteți utiliza o formulă simplă: 1 m/s = 9,81 s.

Inflamabil

Pe baza compoziției lor fizice și chimice, acestea pot fi împărțite în mai multe grupuri:

Combustibili de hidrocarburi.
Hidrocarburi cu greutate moleculară mică.
Substanțe simple: atomice și moleculare.

Pentru acest subiect, până acum doar hidrogenul (Hidrogeniul) prezintă interes practic.
În acest articol nu voi lua în considerare Na, Mg, Al, Bi, He, Ar, N 2, Br 2, Si, Cl 2, I 2 etc.
Combustibili de hidrazină („putitori”).

Treziți-vă, somnoroși - am ajuns deja la alcool (C2H5OH).

Căutarea combustibilului optim a început odată cu dezvoltarea motoarelor de rachete cu propulsie lichidă de către entuziaști. Primul combustibil utilizat pe scară largă a fost etanol), folosit în primul
Rachetele sovietice R-1, R-2, R-5 („moștenirea” FAU-2) și pe Vergeltungswaffe-2 însuși.

Mai precis, o soluție de alcool etilic 75% (etanol, alcool etilic, metil carbinol, alcool de vin sau alcool, adesea colocvial simplu „alcool”) - alcool monohidric cu formula C 2 H 5 OH (formula empirică C 2 H 6 O ), o altă opţiune: CH3-CH2-OH
Acest combustibil două neajunsuri serioase, care, evident, nu se potrivea militarilor: performanță energetică scăzută și.

Susținătorii unui stil de viață sănătos (alcoolfobi) au încercat să rezolve a doua problemă cu ajutorul alcoolului furfurilic. Este un lichid otrăvitor, mobil, transparent, uneori gălbui (până la maro închis), care devine roșu în timp când este expus la aer. BARBARI!

Chim. formula: C4H3OCH2OH, Rat. formula: C5H6O2. Slam dezgustător.Nu este potrivit pentru băut.

Grupa de hidrocarburi.

Kerosenul

Formula condiționată C 7,2107 H 13,2936
Un amestec inflamabil de hidrocarburi lichide (de la C 8 la C 15) cu un punct de fierbere în intervalul 150-250 ° C, transparent, incolor (sau ușor gălbui), ușor uleios la atingere
densitate - de la 0,78 la 0,85 g/cm³ (la o temperatură de 20°C);
vâscozitate - de la 1,2 – 4,5 mm²/s (la o temperatură de 20°C);
punctul de aprindere - de la 28°C la 72°C;
putere calorică - 43 MJ/kg.

Părerea mea: nu are rost să scriu despre masa molară exactă

Kerosenul este un amestec de diferite hidrocarburi, motiv pentru care apar fracții înfricoșătoare (în formula chimică) și un punct de fierbere „untat”. Combustibil convenabil cu punct de fierbere ridicat. A fost folosit de mult timp și cu succes în întreaga lume în motoare și aviație. Pe asta mai zboară aeronavele Soyuz. Toxicitate scăzută (nu recomand insistent băutul), stabil. Totuși, kerosenul este periculos și dăunător sănătății (consum oral).
Ministerul Sănătății este categoric împotrivă!
Poveștile soldaților: bune pentru a scăpa de cele urâte.

Cu toate acestea, necesită și o manipulare atentă în timpul funcționării:

Avantaje semnificative: relativ ieftin, stăpânit în producție. Perechea kerosen-oxigen este ideală pentru prima etapă. Impulsul său specific pe sol este de 3283 m/s, gol 3475 m/s. Defecte. Densitate relativ scăzută.

Kerosenul rachetei americane Rocket Propellant-1 sau Refined Petroleum-1

Kerosenul are tendința de a depune depuneri de gudron în linii și calea de răcire, ceea ce afectează negativ răcirea. Ei se concentrează pe această calitate proastă a lui.
Motoarele cu kerosen au fost cele mai dezvoltate în URSS.

O capodoperă a inteligenței umane și a ingineriei, „perla” noastră RD-170/171:

Acum, termenul „combustibil cu hidrocarburi” a devenit un nume mai corect pentru combustibilii pe bază de kerosen, deoarece de la kerosen, care a fost ars în lămpi sigure cu kerosen de I. Lukasiewicz și J. Zech, UVG-ul folosit „a dispărut” foarte mult.

De fapt, Roscosmos dă dezinformare:

După ce componentele de combustibil sunt pompate în rezervoarele sale - naftil (combustibil pentru rachete)), oxigen lichefiat și peroxid de hidrogen, sistemul de transport spațial va cântări mai mult de 300 de tone (în funcție de modificarea vehiculului de lansare.

Hidrocarburi cu greutate moleculară mică

Metan-CH4

Masă molară: 16,04 g/mol
Densitate gaz (0 °C) 0,7168 kg/m³;
lichid (−164,6 °C) 415 kg/m³
Temperatura de topire = -182,49 °C
Bp = -161,58 °C

Acum este considerat de toată lumea un combustibil promițător și ieftin, ca alternativă la kerosen și hidrogen.
Designer-șef Vladimir Chvanov:

Impulsul specific al unui motor GNL este mare, dar acest avantaj este compensat de faptul că combustibilul metan are o densitate mai mică, astfel încât avantajul energetic total este nesemnificativ. Din punct de vedere al designului, metanul este atractiv. Pentru a elibera cavitățile motorului, trebuie doar să treceți printr-un ciclu de evaporare - adică motorul este mai ușor eliberat de reziduurile de produs. Din acest motiv, combustibilul metan este mai acceptabil din punctul de vedere al creării unui motor reutilizabil și a unei aeronave reutilizabile.

Ieftin, comun, stabil, scăzut de toxicitate. În comparație cu hidrogenul, are un punct de fierbere mai mare, iar impulsul specific asociat cu oxigenul este mai mare decât cel al kerosenului: aproximativ 3250-3300 m/s pe pământ. Nu este un răcitor rău.

Defecte. Densitate scăzută (jumătate din cea a kerosenului). În unele moduri de ardere, se poate descompune odată cu eliberarea de carbon în faza solidă, ceea ce poate duce la o scădere a impulsului din cauza fluxului în două faze și la o deteriorare bruscă a modului de răcire în cameră din cauza depunerii de funingine pe pereții camerei de ardere. Recent, s-au desfasurat activitati active de cercetare si dezvoltare in domeniul utilizarii acestuia (alaturi de propan si gaze naturale), chiar si in directia modificarii gazelor existente. LRE (în special, s-au efectuat astfel de lucrări).

Deja în 2016, Roscosmos a început dezvoltarea unei centrale electrice cu gaz natural lichefiat.

Sau „Kinder Surpeis”, de exemplu: motorul American Raptor de la Space X:

Acești combustibili includ propanul și gazul natural. Principalele lor caracteristici ca combustibili sunt apropiate (cu excepția densității mai mari și a punctului de fierbere mai mare) de hidrocarburi. Și există aceleași probleme la utilizarea lor.

-H 2 (Lichid: LH 2) se remarcă printre substanțele inflamabile.

Masa molară a hidrogenului este de 2016 g/mol sau aproximativ 2 g/mol.
Densitate (la nr.)=0,0000899 (la 273 K (0 °C)) g/cm³
Punct de topire = 14,01 K (-259,14 °C);
Punct de fierbere=20,28K (-252,87 °C);

Din punct de vedere al termodinamicii, H 2 este un fluid de lucru ideal atât pentru motorul cu propulsie lichidă în sine, cât și pentru turbina TNA. Un lichid de răcire excelent, atât în ​​stare lichidă, cât și în stare gazoasă. Acest din urmă fapt face posibil să nu vă temeți în mod deosebit de fierberea hidrogenului în calea de răcire și să folosiți hidrogenul gazeificat în acest mod pentru a conduce pompa.

Această schemă este implementată în Aerojet Rocketdyne RL-10 - pur și simplu un motor superb (din punct de vedere ingineresc):

Analogul nostru ( chiar mai bine, deoarece mai tânăr): RD-0146 (D, DM) - un motor de rachetă cu propulsie lichidă, fără gaz, dezvoltat de Biroul de proiectare a automatelor chimice din Voronezh.

Deosebit de eficient cu o duză din material Grauris. Dar încă nu zboară

Acest TC oferă un impuls specific ridicat - atunci când este asociat cu oxigen, 3835 m/s.

Aceasta este cea mai mare cifră dintre cele utilizate efectiv. Acești factori determină interesul puternic pentru acest combustibil. Ecologic, la „ieșire” în contact cu O 2: apă (vapori de apă). Rechizite comune, practic nelimitate. Stăpânit în producție. Non-toxic. Cu toate acestea, există o mulțime de muscă în unguentul din acest butoi de miere.

1. Densitate extrem de scăzută. Toată lumea a văzut rezervoarele uriașe de hidrogen ale vehiculului de lansare Energia și ale navetei spațiale. Datorită densității scăzute, se aplică (de regulă) la etapele superioare ale vehiculului de lansare.

În plus, densitatea scăzută reprezintă o provocare dificilă pentru pompe: pompele de hidrogen sunt în mai multe etape pentru a asigura debitul de masă necesar fără cavitație.

Din același motiv, este necesar să instalați așa-numitul unități de pompare de amplificare a combustibilului (FPU) imediat în spatele dispozitivului de admisie din rezervoare, pentru a ușura viața pompei principale de combustibil.

Pompele de hidrogen necesită, de asemenea, o viteză de rotație semnificativ mai mare a pompei pentru o funcționare optimă.

2. Temperatură scăzută. Combustibil criogenic. Înainte de realimentare, este necesar să răciți (și/sau să suprarăciți) rezervoarele și întregul tract timp de mai multe ore. Tancuri LV "Falocn 9FT" - o privire din interior:

Mai multe despre „surprize”:
„MODELARE MATEMATICĂ A PROCESELOR DE TRANSFER DE CĂLDURĂ ȘI MASĂ ÎN SISTEME DE HIDROGEN” N0R V.A. Gordeev V.P. Firsov, A.P. Gnevashev, E.I. Postoyuk
FSUE „GKNPTs im. M.V. Khrunicheva, KB „Saliut”; „Institutul de Aviație din Moscova (Universitatea Tehnică de Stat)

Lucrarea descrie principalele modele matematice ale proceselor de transfer de căldură și masă în rezervorul și liniile de hidrogen ale etapei superioare oxigen-hidrogen 12KRB. Au fost identificate anomalii în furnizarea de hidrogen la motoarele cu combustibil lichid și a fost propusă descrierea lor matematică. Modelele au fost testate în timpul testelor pe banc și în zbor, ceea ce a făcut posibilă utilizarea lor pentru a prezice parametrii etapelor superioare seriale ale diferitelor modificări și a lua deciziile tehnice necesare pentru a îmbunătăți sistemele pneumohidraulice.

3. Hidrogenul lichid are unele proprietăți ale unui gaz:

Coeficient de compresibilitate (pv/RT) la 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);
Hidrogenul poate fi în stări orto și para. Ortohidrogenul (o-H2) are o orientare paralelă (același semn) a spinurilor nucleare. Para-hidrogen (p-H2)-antiparalel.

La temperaturi normale și ridicate, H2 (hidrogen normal, n-H2) este un amestec de 75% orto și 25% para modificări, care se pot transforma reciproc unul în celălalt (transformare orto-para). Când o-H2 este transformat în p-H2, căldura este eliberată (1418 J/mol).

4. Hidrogenul gazos se răspândește mai repede decât alte gaze în spațiu, trece prin pori mici, iar la temperaturi ridicate pătrunde relativ ușor în oțel și în alte materiale. H 2g are o conductivitate termică ridicată, egală cu 0,1717 W/(m*K) la 273,15 K și 1013 hPa (7,3 în raport cu aerul).

Hidrogenul în stare normală la temperaturi scăzute este inactiv; fără încălzire reacţionează doar cu F 2 iar în lumină cu Cl 2. Hidrogenul reacţionează mai activ cu nemetale decât cu metalele. Reacționează cu oxigenul aproape ireversibil, formând apă cu degajarea a 285,75 MJ/mol de căldură;

5. Hidrogenul formează hidruri cu metale alcaline și alcalino-pământoase, elemente din grupele III, IV, V și VI ale tabelului periodic, precum și cu compuși intermetalici. Hidrogenul reduce oxizii și halogenurile multor metale la metale, iar hidrocarburile nesaturate la cele saturate (vezi).
Hidrogenul își renunță foarte ușor electronul. În soluție, se desprinde sub formă de proton din mulți compuși, determinând proprietățile lor acide. În soluții apoase, H+ formează un ion hidroniu H 3 O cu o moleculă de apă Făcând parte din moleculele diferiților compuși, hidrogenul tinde să formeze o legătură de hidrogen cu multe elemente electronegative (F, O, N, C, B, Cl, S, P).

6. Pericol de incendiu și explozie. Nu este nevoie să-l murați: toată lumea cunoaște amestecul exploziv.
Un amestec de hidrogen și aer explodează de la cea mai mică scânteie în orice concentrație - de la 5 la 95 la sută.

Este impresionant motorul principal al navetei spațiale (SSME)?

Acum estimați-i costul!
Probabil, după ce au văzut acest lucru și după ce au calculat costurile (costul punerii pe orbită a 1 kg de sarcină utilă), legiuitorii și cei care conduc bugetul SUA și NASA în special... au decis „ei bine, dă-o dracu”.
Și îi înțeleg - vehiculul de lansare Soyuz este atât mai ieftin, cât și mai sigur, iar utilizarea RD-180/181 elimină multe dintre problemele vehiculelor de lansare americane și economisește semnificativ banii contribuabililor din cea mai bogată țară din lume.

Cel mai bun motor rachetă este unul pe care îl poți face/cumpăra care să aibă forța pe care o dorești (nici prea mult sau prea puțin) și să fie suficient de eficient (impuls specific, presiunea camerei de ardere) pentru a costa să nu devină prea greu pentru tine. /Philip Terekhov@lozga

Motoarele cu hidrogen sunt cele mai dezvoltate din SUA.
Acum suntem poziționați pe locul 3-4 în „Clubul Hidrogenului” (după Europa, Japonia și China/India).

Voi menționa separat hidrogenul solid și metalic.

Hidrogenul solid cristalizează într-o rețea hexagonală (a = 0,378 nm, c = 0,6167 nm), la nodurile căreia se află molecule de H 2 legate între ele prin forțe intermoleculare slabe; densitate 86,67 kg/m³; C° 4,618 J/(mol*K) la 13 K; dielectric. La presiuni de peste 10.000 MPa, este de așteptat o tranziție de fază cu formarea unei structuri construite din atomi și care posedă proprietăți metalice. Posibilitatea supraconductivității „hidrogenului metalic” a fost prezisă teoretic.

Hidrogenul solid este starea solidă de agregare a hidrogenului.
Punct de topire -259,2 °C (14,16 K).
Densitate 0,08667 g/cm³ (la -262 °C).
Masă albă asemănătoare zăpezii, cristale de sistem hexagonal.

Problema este cu el. Se pierde constant: . Acest lucru este de înțeles: se obține un cub de molecule: 6x6x6. Doar volume „gigant” - doar „alimentați” racheta chiar acum. Din anumite motive, asta mi-a amintit. Acest nano-miracol nu a fost găsit de 7 ani sau mai mult.

Voi lăsa deocamdată anameson, antimaterie și heliu metastabil în culise.

Stare la zero - lichid incolor
Masa molara=32,05 g/mol
Densitate = 1,01 g/cm³

Pentru cei care sunt confuzi de Iud la dimensiunea N*s/kg, le raspund: aceasta denumire este „iubita” de militari.
Newtonul este o unitate derivată, pe baza căreia se definește ca o forță care modifică viteza unui corp care cântărește 1 kg cu 1 m/s în 1 secundă în direcția forței. Astfel, 1 N = 1 kg m/s 2.
În consecință: 1 N*s/kg = 1 kg m/s 2 *s/kg=m/s.
Stăpânit în producție.

Dezavantaje: toxic, mirositor.

Toxicitatea hidrazinei pentru oameni nu a fost determinată. Conform calculelor lui S. Krop, o concentrație periculoasă ar trebui considerată 0,4 mg/l. Ch. Comstock și colegii de lucru consideră că concentrația maximă admisă nu trebuie să depășească 0,006 mg/l. Conform datelor americane mai recente, această concentrație la expunere de 8 ore este redusă la 0,0013 mg/l. Este important de menționat că pragul pentru senzația olfactivă a hidrazinei la om depășește semnificativ cifrele indicate și este egal cu 0,014-0,030 mg/l. Semnificativ în acest sens este faptul că mirosul caracteristic al unui număr de derivați de hidrazină se simte doar în primele minute de contact cu aceștia. Ulterior, datorită adaptării organelor olfactive, această senzație dispare, iar o persoană, fără să o observe, poate rămâne mult timp într-o atmosferă contaminată care conține concentrații toxice ale substanței menționate.

Vaporii de hidrazină explodează sub compresie adiabatică. Este predispus la descompunere, ceea ce îi permite, totuși, să fie utilizat ca monopropulsant pentru motoarele cu rachete lichide cu tracțiune joasă (LPRE). Datorită dezvoltării producției, este mai frecventă în SUA.

Dimetilhidrazină nesimetrică (UDMH)-H2N-N(CH3)2

Chim. formula: C2H8N2, șobolan. formula:(CH3)2NNH2
Stare la zero - lichid
Masa molara=60,1 g/mol
Densitate=0,79±0,01 g/cm³

Are un impuls mai mare în comparație cu hidrazina.

Densitatea și impulsul specific cu agenți oxidanți bazici sunt mai mici decât kerosenul cu aceiași agenți oxidanți. Se va aprinde spontan cu oxidanți de azot. Stăpânit în producție în URSS.
Mai frecvente în URSS.
Și în motorul cu reacție al unui avion de luptă-bombardier francez (video bun, recomand) UDMH este folosit ca aditiv de activare a combustibilului tradițional.

Referitor la combustibilii hidrazini.

Impingerea specifică este egală cu raportul dintre tracțiune și greutatea consumului de combustibil; în acest caz se măsoară în secunde (s = N s/N = kgf s/kgf). Pentru a converti tracțiunea specifică greutății în tracțiune de masă, aceasta trebuie înmulțită cu accelerația gravitației (aproximativ egală cu 9,81 m/s²)

Lăsat în culise:
Anilină, metil-, dimetil- și trimetilamine și CH 3 NHNH 2 -Metilhidrazină (alias monometilhidrazină sau heptil) etc.

Nu sunt atât de comune. Principalul avantaj al grupului de hidrazină inflamabilă este durata sa lungă de valabilitate atunci când se utilizează oxidanți cu punct de fierbere ridicat. Lucrul cu ele este foarte neplăcut - toxici inflamabili, agenți oxidanți agresivi, produse de combustie toxice.

Putem spune cu un grad ridicat de încredere că, dacă vehiculul de lansare are motoare „mirositoare”, apoi „înainte de căsătorie” a fost o rachetă de luptă (ICBM, SLBM sau sistem de apărare antirachetă - care este deja o raritate). Chimia în serviciul atât al armatei, cât și al civililor.

Singura excepție, poate, este vehiculul de lansare Ariane - crearea unei cooperative: Aérospatiale, Matra Marconi Space, Alenia, Spazio, DASA, etc. A suferit o soartă militară similară în „copilă”.

Aproape toți militarii au trecut la motoare cu rachete cu combustibil solid, deoarece erau mai convenabil de utilizat. Nișa pentru combustibilii „mirositoare” în astronautică s-a restrâns pentru a fi utilizate în sistemele de propulsie a navelor spațiale, unde este necesară stocarea pe termen lung fără costuri speciale de materiale sau energie.
Poate că prezentarea generală poate fi exprimată pe scurt grafic:

Oamenii de știință în rachete lucrează, de asemenea, în mod activ cu metanul. Nu există dificultăți operaționale deosebite: vă permite să creșteți destul de bine presiunea în cameră (până la 40 M Pa) și obține performanțe bune.
() și alte gaze naturale (GNL).

Voi scrie mai târziu despre alte direcții pentru îmbunătățirea performanței motoarelor de rachetă cu propulsie lichidă (metalizarea combustibililor, utilizarea He 2, acetam etc.). Dacă există interes.

Utilizarea efectului radicalilor liberi este o perspectivă bună.
Arderea prin detonare este o oportunitate pentru mult așteptatul salt pe Marte.

Postfaţă:

Toate manipulările la domiciliu (garaj) cu astfel de componente chimice sunt extrem de periculoase și uneori ilegale. Este MAI BINE să nu vă apropiați de locurile în care se vărsă fără echipament de protecție și mască de gaz:

La fel ca în cazul mercurului vărsat: sunați la Ministerul Situațiilor de Urgență, vor veni rapid și vor ridica totul profesional.

Mulțumesc tuturor celor care au reușit să suporte totul până la capăt.

Surse primare:
Kachur P. I., Glushko A. V. „Valentin Glushko. Designer de motoare de rachete și sisteme spațiale”, 2008.
G.G. Gahun „Proiectarea și proiectarea motoarelor cu rachete lichide”, Moscova, „Inginerie mecanică”, 1989.
Posibilitatea de a crește impulsul specific al unui motor rachetă cu propulsie lichidă
la adăugarea heliului în camera de ardere S.A. Orlin MSTU numit după. N.E. Bauman, Moscova
M.S. Shekhter. „Combustibili și fluide de lucru ale motoarelor de rachetă”, Inginerie mecanică” 1976
Zavistovsky D.I. „Conversații despre motoarele de rachetă”.
Philip Terekhov @lozga (www.geektimes.ru).
"Tipuri de combustibil și caracteristicile acestora. Combustibilul este o substanță inflamabilă folosită pentru a produce căldură. Compoziția combustibilului. Partea combustibilă - carbon C-hidrogen H-sulf." ​​- prezentare de Oksana Kaseeva
Fakas S.S. „Fundamentals of liquid propellent motors. Fluide de lucru”
Fotografii și materiale video au fost folosite de pe site-urile:

http://technomag.bmstu.ru
www.abm-website-assets.s3.amazonaws.com
www.free-inform.ru
www.rusarchives.ru
www.epizodsspace.airbase.ru
www.polkovnik2000.narod.ru
www.avia-simply.ru
www.arms-expo.ru
www.npoenergomash.ru
www.buran.ru
www.fsmedia.imgix.net
www.wikimedia.org
www.youtu.be
www.cdn.tvc.ru
www.commi.narod.ru
www.dezinfo.net
www.nasa.gov
www.novosti-n.org
www.prirodasibiri.ru
www.radikal.ru
www.spacenews.com
www.esa.int
www.bse.sci-lib.com
www.kosmos-x.net.ru
www.rocketpolk44.narod.ru
www.criotehnika.ru
www.transtank.rf
www.chistoprudov.livejournal.com/104041.html
www.cryogenmash.ru
www.eldeprocess.ru
www.chemistry-chemists.com
www.rusvesna.su
www.arms-expo.ru
www.armedman.ru
www.transtank.rf
www.ec.europa.eu
www.mil.ru
www.kbkha.ru
www.naukarus.com

Combustibilul solid pentru rachete este o substanță solidă (un amestec de substanțe) care poate arde fără aer și, în același timp, eliberează mulți compuși gazoși încălziți la o temperatură ridicată. Astfel de compoziții sunt folosite pentru a crea motoare rachete.

Combustibilul pentru rachete este folosit ca sursă de energie pentru Pe lângă combustibilul solid, există și analogi ca gel, lichizi și hibrizi. Fiecare tip de combustibil are propriile sale avantaje și dezavantaje. Combustibilii lichizi sunt monocomponenti si bicomponenti (combustibil + oxidant). Combustibilii cu gel sunt compoziții îngroșate până la o stare de gel cu ajutorul combustibililor hibridi sunt sisteme care includ un combustibil solid și un oxidant lichid.

Primele tipuri de combustibil pentru rachete au fost solide. Praful de pușcă și analogii săi au fost folosite ca substanță de lucru, care au fost folosite în război și pentru a crea artificii. Acum acești compuși sunt utilizați numai pentru fabricarea de rachete de modele mici, ca combustibil pentru rachete. Compoziția vă permite să lansați rachete mici (până la 0,5 m) la câteva sute de metri înălțime. Motorul din ele este un cilindru mic. Este umplut cu un amestec solid inflamabil, care este aprins cu un fir fierbinte și arde doar pentru câteva secunde.

Combustibilul solid pentru rachete constă cel mai adesea dintr-un oxidant, un combustibil și un catalizator care îi permite să mențină arderea stabilă după aprinderea compoziției. În starea inițială, aceste materiale sunt pulbere. Pentru a face combustibil pentru rachete din ele, este necesar să creați unul dens, care să ardă mult timp, uniform și continuu. Motoarele cu rachete solide folosesc: ca oxidant, (carbon) ca combustibil și sulf ca catalizator. Aceasta este compoziția de pulbere neagră. A doua combinație de materiale care sunt folosite ca combustibil pentru rachete sunt: ​​sarea Berthollet, pulbere de aluminiu sau magneziu și clorat de sodiu. Această compoziție se mai numește și pulbere albă. Umpluturile solide combustibile pentru rachete militare sunt împărțite în balistice (praf de pușcă comprimat cu nitroglicerină) și mixte, care sunt utilizate sub formă de bombe canal.

Un motor de rachetă cu combustibil solid funcționează după cum urmează. După aprindere, combustibilul începe să ardă la o viteză dată, ejectând o substanță gazoasă fierbinte prin duză, care asigură împingerea. Combustibilul din motor arde până se epuizează. Prin urmare, este imposibil să opriți procesul și să opriți motorul până când umplutura se arde complet. Acesta este unul dintre dezavantajele grave ale motoarelor cu combustibil solid în comparație cu alți analogi. Cu toate acestea, în vehiculele balistice spațiale reale, materialele de propulsie solide sunt utilizate numai în stadiul inițial al zborului. În etapele următoare, se folosesc alte tipuri de combustibil pentru rachete, astfel încât dezavantajele compozițiilor de combustibil solid nu pun o problemă semnificativă.

PUTINĂ TEORIE Dintr-un curs de fizică școlară (legea conservării impulsului) se știe că dacă o masă m cu o viteză V este separată de un corp în repaus cu o masă M, atunci partea rămasă a corpului cu o masă M-m se va deplasa. cu viteza m/(M-m) x V în sens invers. Aceasta înseamnă că, cu cât masa ejectată și viteza acesteia sunt mai mari, cu atât este mai mare viteza pe care o va dobândi partea rămasă a masei, adică. cu atât mai mare va fi forța care o va conduce. Pentru a opera un motor rachetă (RE), ca orice motor cu reacție, aveți nevoie de o sursă de energie (combustibil), un fluid de lucru (RM) care asigură acumularea sursei de energie, transferul și transformarea acesteia), un dispozitiv în care se transferă energia. la RT și un dispozitiv în care energia internă RT este convertită în energia cinetică a curentului de gaz și transferată la rachetă sub formă de împingere. Combustibilii chimici și nechimici sunt cunoscuți: în primii (motoare cu rachete lichide - motoare rachete lichide - motoare rachete lichide și motoare rachete cu combustibil solid - motoare rachete cu combustibil solid) energia necesară funcționării motorului este eliberată ca urmare a reacțiilor chimice, iar produsele gazoase formate în acest caz servesc ca fluid de lucru; în acesta din urmă, pentru încălzirea corpurilor de fluid de lucru se utilizează alte surse de energie (de exemplu, energia nucleară). Eficiența propulsorului, ca și eficiența combustibilului, este măsurată prin impulsul său specific. Impulsul specific de împingere (împingerea specifică), definit ca raportul dintre forța de împingere și cel de-al doilea debit masic al fluidului de lucru. Pentru motoarele cu combustibil lichid și motoarele rachete cu combustibil solid, debitul fluidului de lucru coincide cu debitul de combustibil, iar impulsul specific este valoarea reciprocă a debitului specific de combustibil. Impulsul specific caracterizează eficiența propulsorului - cu cât este mai mare, cu atât se consumă mai puțin combustibil (în cazul general, fluidul de lucru) pentru a crea o unitate de forță. În sistemul SI, impulsul specific este măsurat în m/sec și practic coincide ca valoare cu viteza curentului de jet. În sistemul tehnic de unități (celălalt nume este MKGSS, care înseamnă: metru - kilogram de forță - al doilea), utilizat pe scară largă în URSS, kilogramul de masă a fost o unitate derivată și a fost definit ca masa căreia o forță de 1 kgf oferă o accelerație de 1 m/s pe secundă. A fost numită „unitatea tehnică de masă” și se ridica la 9,81 kg. O astfel de unitate era incomodă, așa că s-a folosit greutatea în loc de masă, s-a folosit greutatea specifică în loc de densitate etc. În tehnologia rachetelor, la calcularea impulsului specific, au folosit și consumul de combustibil nu în masă, ci în greutate. Ca rezultat, impulsul specific (în sistemul MKGSS) a fost măsurat în secunde (în mărime este de 9,81 ori mai mică decât impulsul specific de „masă”). Mărimea impulsului specific al propulsorului este invers proporțională cu rădăcina pătrată a masei moleculare a fluidului de lucru și direct proporțională cu rădăcina pătrată a temperaturii fluidului de lucru din fața duzei. Temperatura fluidului de lucru este determinată de puterea calorică a combustibilului. Valoarea sa maximă pentru perechea beriliu+oxigen este de 7200 kcap/kg. care limitează impulsul specific maxim al motorului rachetei la cel mult 500 sec. Mărimea impulsului specific depinde de eficiența termică a propulsorului - raportul dintre energia cinetică transmisă fluidului de lucru din motor și întreaga putere calorică a combustibilului. Conversia puterii calorice a combustibilului în energia cinetică a jetului care iese din motor are loc cu pierderi, deoarece o parte din căldură este transportată cu fluidul de lucru care iese, iar o parte nu este eliberată deloc din cauza arderii incomplete a combustibilul. Motoarele electrice cu reacție au cel mai mare impuls specific. Pentru un motor cu propulsie electrică cu plasmă ajunge la 29.000 sec. Impulsul maxim al motoarelor de serie RD-107 rusești este de 314 sec. Caracteristicile RD sunt determinate în proporție de 90% de combustibilul utilizat. Combustibilul pentru rachete este o substanță (una sau mai multe) care reprezintă o sursă de energie și RT pentru motoarele de rachetă. Trebuie să îndeplinească următoarele cerințe de bază: să aibă un impuls specific ridicat, densitate mare, starea necesară de agregare a componentelor în condiții de funcționare, trebuie să fie stabil, sigur de manevrat, netoxic, compatibil cu materialele structurale, să aibă materii prime etc. Majoritatea existente Actualul RD funcționează cu combustibil chimic. Caracteristica energetică principală (impulsul specific) este determinată de cantitatea de căldură degajată (puterea calorică a combustibilului) și de compoziția chimică a produselor de reacție, de care depinde completitatea conversiei energiei termice în energie cinetică a fluxului ( cu cât greutatea moleculară este mai mică, cu atât impulsul specific este mai mare). În funcție de numărul de componente stocate separat, combustibilii chimici pentru rachete sunt împărțiți în unul (unitar), cu două, trei și multi-component; în funcție de starea agregată a componentelor - în lichid, solid, hibrid, pseudo-lichid. , Ca un jeleu. Combustibili monocomponent - compuși precum hidrazina N 2 H 4, peroxidul de hidrogen H 2 O 2 din camera de propulsie se dezintegrează cu eliberarea de cantități mari de căldură și produse gazoase și au proprietăți energetice scăzute. De exemplu, peroxidul de hidrogen 100% are un impuls de șoc de 145s. si este folosit ca combustibil auxiliar pentru sistemele de control si orientare, actionari ale turbopompelor RD. Combustibilii de tip gel sunt de obicei combustibili îngroșați cu săruri ale acizilor organici cu molecul mare sau aditivi speciali (mai rar un oxidant). O creștere a impulsului specific al combustibililor pentru rachete se realizează prin adăugarea de pulberi metalice (Al etc.). De exemplu, Saturn 5 arde 36 de tone în timpul zborului său. pulbere de aluminiu. Combustibilii lichizi și solizi cu două componente sunt cei mai folosiți. COMBUSTIBIL LICHID Combustibilul lichid cu două componente este format dintr-un oxidant și un combustibil. Combustibililor lichizi li se impun următoarele cerințe specifice: un interval de temperatură posibil mai larg al stării lichide, adecvarea a cel puțin unuia dintre componente pentru răcirea unui propulsor lichid (stabilitate termică, puncte de fierbere ridicate și capacitate termică), posibilitatea de a obține performanță ridicată, vâscozitate minimă a componentelor și dependență scăzută a acesteia de temperatură. Pentru îmbunătățirea caracteristicilor, în compoziția combustibilului se introduc diverși aditivi (metale, de exemplu Be și Al pentru creșterea impulsului de șoc, inhibitori de coroziune, stabilizatori, activatori de aprindere, substanțe care scad punctul de îngheț). Combustibilul utilizat este kerosenul (fracții nafta-kerosen și kerosen-gazoină cu un interval de fierbere 150-315°C), hidrogen lichid, metan lichid (CH 4), alcooli (etil, furfuril); hidrazină (N 2 H 4) și derivații săi (dimetilhidrazină), amoniac lichid (NH 3), anilină, metil-, dimetil- și trimetilamine etc. Se folosesc următorii oxidanţi: oxigen lichid, acid azotic concentrat (HNO 3), tetroxid de azot (N 2 O 4), tetranitrometan; fluor lichid, clor și compușii acestora cu oxigen, etc. Atunci când sunt furnizate în camera de ardere, componentele combustibilului se pot aprinde spontan (acid azotic concentrat cu anilină, tetroxid de azot cu hidrazină etc.) sau nu. Utilizarea combustibililor cu autoaprindere simplifică proiectarea RD și facilitează efectuarea lansărilor reutilizabile. Impulsul specific maxim este pentru perechile hidrogen-fluor (412s), hidrogen-oxigen (391s). Din punct de vedere chimic, agentul oxidant ideal este oxigenul lichid. A fost folosit în primele rachete balistice FAA și în copiile sale americane și sovietice. Dar punctul său de fierbere (-183 0 C) nu se potrivea militarilor. Intervalul necesar de temperatură de funcționare este de la –55 0 C la +55 0 C. Acidul azotic, un alt agent oxidant evident pentru motoarele cu propulsie lichidă, era mai potrivit pentru militari. Are densitate mare, cost redus, este produs în cantități mari, este destul de stabil, inclusiv la temperaturi ridicate și este rezistent la foc și la explozie. Principalul său avantaj față de oxigenul lichid este punctul său de fierbere ridicat și, prin urmare, capacitatea de a fi depozitat pe termen nelimitat fără nicio izolație termică. Dar acidul azotic este o substanță atât de agresivă încât reacționează continuu cu el însuși - atomii de hidrogen sunt despărțiți dintr-o moleculă de acid și se alătură celor vecine, formând agregate fragile, dar extrem de active din punct de vedere chimic. Chiar și cele mai rezistente clase de oțel inoxidabil sunt distruse lent de acidul azotic concentrat (ca urmare, un „jeleu” gros verzui, un amestec de săruri metalice, se formează în partea de jos a rezervorului). Pentru a reduce activitatea corozivă, la acidul azotic au început să fie adăugate diferite substanțe; doar 0,5% acid fluorhidric reduce rata de coroziune a oțelului inoxidabil de zece ori. Pentru a crește pulsul de șoc, la acid se adaugă dioxid de azot (NO 2). Este un gaz maro cu un miros înțepător. Când este răcit sub 21 0 C, se lichefiază și se formează tetroxid de azot (N 2 O 4) sau tetroxid de azot (AT). La presiunea atmosferică, AT fierbe la o temperatură de +21 0 C și îngheață la –11 0 C. Gazul constă în principal din molecule de NO 2, lichidul este un amestec de NO 2 și N 2 O 4, iar în solid rămân doar molecule de tetroxid. Printre altele, adăugarea de AT la acid leagă apa care intră în oxidant, ceea ce reduce activitatea coroziva a acidului, crește densitatea soluției, atingând un maxim la 14% AT dizolvat. Americanii au folosit această concentrare pentru rachetele lor militare. Al nostru pentru a obține bataia maximă. impuls, a fost utilizată o soluție de 27% AT. Acest oxidant a fost denumit AK-27. În paralel cu căutarea celui mai bun oxidant, a existat o căutare a combustibilului optim. Primul combustibil utilizat pe scară largă a fost alcoolul (etil), folosit pe primele rachete sovietice R-1, R-2, R-5 („moștenirea” FAU-2). Pe lângă performanța energetică scăzută, armata nu a fost în mod evident mulțumită de rezistența scăzută a personalului la „otrăvire” cu astfel de combustibili. Armata a fost cea mai mulțumită de produsul distilării petrolului, dar problema a fost că un astfel de combustibil nu se aprinde spontan la contactul cu acidul azotic. Acest dezavantaj a fost evitat prin utilizarea combustibilului de pornire. Compoziția sa a fost descoperită de oamenii de știință germani în rachete în timpul celui de-al Doilea Război Mondial și a fost numită „Tonka-250” (în URSS a fost numit TG-02). Substanțele care conțin, pe lângă carbon și hidrogen, azot în compoziția lor sunt cel mai bine aprinse cu acid azotic. O astfel de substanță cu caracteristici energetice ridicate a fost hidrazina (N 2 H 4). În ceea ce privește proprietățile fizice, este foarte asemănătoare cu apa (densitatea este cu câteva procente mai mare, punctul de îngheț +1,5 0 C, punctul de fierbere +113 0 C, vâscozitate și orice altceva - ca apa). Dar militarii nu au fost mulțumiți de temperatura ridicată de îngheț (mai mare decât cea a apei). URSS a dezvoltat o metodă de producere a dimetilhidrazinei nesimetrice (UDMH), iar americanii au folosit un proces mai simplu pentru producerea monometilhidrazinei. Ambele lichide erau extrem de toxice, dar mai puțin explozive, absorbeau mai puțini vapori de apă și erau mai stabile din punct de vedere termic decât hidrazina. Dar punctul de fierbere și densitatea au scăzut în comparație cu hidrazina. În ciuda unor deficiențe, noul combustibil se potrivea destul de bine atât designerilor, cât și personalului militar. UDMH are, de asemenea, un alt nume „neclasificat” - „heptil”. Aerozine-50, folosit de americani pe rachetele lor lichide, este un amestec de hidrazină și UDMH, care a fost o consecință a inventării unui proces tehnologic în care au fost produse simultan. După ce rachetele balistice au început să fie plasate în silozuri, într-un container etanș cu sistem de control al temperaturii, cerințele pentru intervalul de temperatură de funcționare a combustibilului pentru rachete au fost reduse. Ca urmare, au abandonat acidul azotic, trecând la AT pur, care a primit și un nume neclasificat - „amil”. Presiunea de supraalimentare din rezervoare a crescut punctul de fierbere la o valoare acceptabilă. Coroziunea tancurilor și conductelor cu utilizarea AT a scăzut atât de mult încât a devenit posibil să se mențină racheta alimentată pe întreaga perioadă de serviciu de luptă. Primele rachete care au folosit AT ca oxidant au fost UR-100 și grea R-36. Ele ar putea sta alimentate până la 10 ani la rând. Principalele caracteristici ale combustibililor lichizi bicomponenti la un raport optim al componentelor (presiune in camera de ardere, 100 kgf/cm2, la iesirea duzei 1 kgf/cm2) Oxidant Combustibil Putere calorica Densitate Temperatura Impuls specific combustibilului*, g/cm2 * in camera in gol, kcal/kg ardere, K sec Azot Kerosen 1460 1,36 2980 313 cantitate (98%) TG-02 1490 1,32 3000 310 Anilina (80%)+ alcool furfurilic 1420 1,39 313030505% Alcool (94%) 2020 0,39 3300 255 (Lichid) Hidrogen l. 0,32 3250 391 Kerosen 2200 1,04 3755 335 UDMH 2200 1,02 3670 344 Hidrazină 1,07 3446 346 Amoniac l. 0,84 3070 323 AT Kerosen 1550 1,27 3516 309 UDMH 1,195 3469 318 Hidrazina 1,23 3287 322 Fluor Hidrogen l. 0,62 4707 412 (lichid) Hidrazină 2230 1,31 4775 370 * raportul dintre masa totală a oxidantului și a combustibilului și volumul acestora. COMBUSTIBIL SOLID Combustibilul solid este împărțit în combustibil balistic presat - pulbere de nitroglicerină), care este un amestec omogen de componente (nu este utilizat în motoarele moderne de rachete puternice) și combustibil mixt, care este un amestec eterogen de oxidant, un liant de combustibil (care promovează formarea unui monolitic). bloc combustibil) și diverși aditivi (plastifiant, pulberi de metale și hidruri ale acestora, întăritor etc.). Sarcinile de propulsie solidă sunt realizate sub formă de blocuri de canale care ard pe suprafața exterioară sau interioară. Principalele cerințe specifice pentru combustibilii solizi: distribuția uniformă a componentelor și, în consecință, constanța proprietăților fizico-chimice și energetice în bloc, stabilitatea și regularitatea arderii în camera de propulsie, precum și un set de proprietăți fizice și mecanice care asigură performanța motorului. in conditii de suprasarcina, temperatura variabila, vibratii. În ceea ce privește impulsul specific (aproximativ 200 s.), combustibilul solid este inferior combustibilului lichid, deoarece Din cauza incompatibilității chimice, nu este întotdeauna posibilă utilizarea componentelor eficiente din punct de vedere energetic în combustibilii solizi. Dezavantajul combustibilului solid este susceptibilitatea acestuia la „îmbătrânire” (o schimbare ireversibilă a proprietăților din cauza proceselor chimice și fizice care au loc în polimeri). Oamenii de știință americani în domeniul rachetelor au abandonat rapid combustibilul lichid și au preferat combustibilul solid mixt pentru rachetele de luptă, lucrări la crearea cărora au fost efectuate în Statele Unite de la mijlocul anilor 40, ceea ce a făcut posibil acest lucru deja în 1962. adopta primul ICBM cu combustibil solid, Minuteman-1. La noi, cercetările de amploare au început cu o întârziere semnificativă. Prin rezoluția din 20 noiembrie 1959 s-a avut în vedere crearea unei rachete RT-1 în trei trepte cu motoare de rachetă cu combustibil solid (motoare de rachetă cu combustibil solid) și o rază de acțiune de 2500 km. Deoarece până atunci nu exista practic o bază științifică, tehnologică și de producție pentru încărcături mixte, nu exista nicio alternativă la utilizarea combustibililor solizi balistici. Diametrul maxim admis al bombelor cu pulbere produse prin metoda prin presare nu a depășit 800 mm. Prin urmare, motoarele fiecărei etape aveau un aranjament de pachet de 4 și 2 blocuri pentru prima și, respectiv, a doua etapă. Sarcina de pulbere introdusă a ars de-a lungul canalului cilindric intern, a capetelor și a suprafeței a 4 fante longitudinale situate în partea frontală a încărcăturii. Această formă a suprafeței de ardere a furnizat diagrama de presiune necesară în motor. Racheta avea caracteristici nesatisfăcătoare, cum ar fi o greutate de lansare de 29,5 tone. „Minuteman-1” a avut o autonomie maximă de 9300 km, iar pentru RT-1 aceste caracteristici au fost, respectiv, 34 de tone. si 2400 km. Principalul motiv pentru întârzierea rachetei RT-1 a fost utilizarea pulberii baliste. Pentru a crea un ICBM cu combustibil solid cu caracteristici apropiate de cele ale Minuteman-1, a fost necesar să se utilizeze combustibili mixți care să ofere energie mai mare și caracteristici de masă mai bune ale motoarelor și rachetei în ansamblu. În aprilie 1961 A fost emis un decret guvernamental privind dezvoltarea ICBM-urilor cu combustibil solid - RT-2, a avut loc o ședință de orientare și a fost pregătit programul Nylon-S pentru dezvoltarea combustibililor mixți cu un impuls specific de 235s. Acești combustibili trebuiau să ofere capacitatea de a produce încărcături cu o greutate de până la 40 de tone. prin turnare în carcasa motorului. La sfârşitul anului 1968 racheta a fost acceptată pentru service, dar a necesitat îmbunătățiri suplimentare. Astfel, combustibilul amestecat a fost turnat în forme separate, apoi încărcătura a fost introdusă în corp, iar spațiul dintre încărcătură și corp a fost umplut cu un liant. Acest lucru a creat anumite dificultăți în fabricarea motorului. Racheta RT-2P avea combustibil solid PAL-17/7 pe bază de cauciuc butilic, care are plasticitate ridicată și nu prezintă îmbătrânire și crăpare vizibile în timpul depozitării, în timp ce combustibilul a fost turnat direct în carcasa motorului, apoi a fost polimerizat și turnat. suprafețele de ardere a încărcăturii necesare. În ceea ce privește caracteristicile sale de performanță de zbor, RT-2P era aproape de racheta Minuteman-3. Combustibilii mixți pe bază de perclorat de potasiu și polisulfură au fost primii care au găsit o utilizare pe scară largă în motoarele de rachete cu combustibil solid. Creștere semnificativă a ritmului. Pulsul rachetei cu propulsor solid a apărut după ce a început să fie folosit perclorat de amoniu în loc de perclorat de potasiu și în loc de cauciucuri polisulfurate, poliurstan, apoi polibutadienă și alte cauciucuri, iar combustibilul suplimentar a fost introdus în compoziția combustibilului - aluminiu pulbere. Aproape toate motoarele de rachete moderne cu propulsie solidă conțin încărcături fabricate din perclorat de amoniu, polimeri de aluminiu și butadienă (CH2 =CH-CH=CH2). Încărcarea finală arată ca cauciuc dur sau plastic. Este supus unui control atent pentru continuitatea si omogenitatea masei, aderenta puternica a combustibilului la corp etc. Fisurile și porii din încărcătură, precum și detașările de pe corp, sunt inacceptabile, deoarece pot duce la o creștere nerezonabilă a forței motorului rachetei cu combustibil solid (datorită creșterii suprafeței de ardere), arderea corpului și chiar și explozii. Compoziția caracteristică a combustibilului mixt utilizat în motoarele de rachetă moderne puternice cu propulsie solidă: oxidant (de obicei perclorat de amoniu NH 4 C1O 4) 60-70%, liant de combustibil (cauciuc butilic, cauciuc nitrilic, polibutadiene) 10-15%, plastifiant 5 -10%, metal (pulberi de Al, Be, Mg și hidruri ale acestora) 10-20%, întăritor 0,5-2,0% și catalizator de ardere 0,1-1,0% (oxid de fier) ​​Este relativ rar utilizat în motoarele spațiale moderne de rachete cu combustibil solid și combustibil dibazic modificat sau mixt dibazic. În compoziție, este intermediar între dibazici balistici convenționali (pulberile cu bază dublă sunt pulberi fără fum în care există două componente principale: nitroceluloză - cel mai adesea sub formă de piroxilină și un solvent nevolatil - cel mai adesea nitroglicerină) combustibil și mixt. . Combustibilul mixt dibazic conține de obicei perclorat de amoniu cristalin (oxidant) și aluminiu pulbere (combustibil), legat folosind un amestec de nitroceluloză-nitrogliceriu. Iată o compoziție tipică a unui combustibil cu bază dublă modificat: perclorat de amoniu - 20,4%, aluminiu - 21,1%, nitroceluloză - 21,9%, nitroglicerină - 29,0%, triacetină (solvent) - 5,1%, stabilizatori - 2,5%. La aceeași densitate ca și combustibilul din amestec de polibutadienă, combustibilul cu bază duală modificat are un impuls specific puțin mai mare. Dezavantajele sale sunt o temperatură de ardere mai mare, un cost mai mare și un pericol de explozie crescut (tendința la detonare). Pentru a crește impulsul specific, oxidanții cristalini foarte explozivi, cum ar fi hexogenul, pot fi introduși atât în ​​combustibili dibazici amestecați, cât și modificați. COMBUSTIBIL HIBRID La combustibilul hibrid, componentele sunt în diferite stări de agregare. Combustibilul poate fi: produse petroliere solidificate, N 2 H 4, polimeri și amestecurile acestora cu pulberi - Al, Be, BeH 2, LiH 2, agenți oxidanți - HNO 3, N 2 O 4, H 2 O 2, FC1O 3, C1F 3, O2, F2, OF2. Din punct de vedere al impulsului specific, acești combustibili ocupă o poziție intermediară între lichid și solid. Următorii combustibili au impulsul specific maxim: BeH 2 -F 2 (395 s), BeH 2 -H 2 O 2 (375 s), BeH 2 -O 2 (371 s). Combustibilul hibrid dezvoltat de Universitatea Stanford și NASA se bazează pe parafină. Este non-toxic și prietenos cu mediul (atunci când este ars, produce doar dioxid de carbon și apă), forța sa este reglabilă într-un interval larg, iar repornirea este posibilă. Motorul are un design destul de simplu: un oxidant (gaz de oxigen) este pompat printr-un tub de parafină situat în camera de ardere; la aprindere și încălzire ulterioară, stratul de suprafață al combustibilului se evaporă, susținând arderea. Dezvoltatorii au reușit să atingă o viteză mare de ardere și să rezolve astfel principala problemă care a împiedicat anterior utilizarea unor astfel de motoare în rachetele spațiale. Utilizarea combustibilului metalic poate avea perspective bune. Unul dintre cele mai potrivite metale în acest scop este litiul. La arderea a 1 kg. Acest metal eliberează de 4,5 ori mai multă energie decât atunci când kerosenul este oxidat cu oxigen lichid. Doar beriliul se poate lăuda cu o putere calorică mai mare. Au fost publicate brevete în Statele Unite pentru combustibil solid pentru rachete care conține 51-68% litiu metal.

Combustibilii solizi pentru rachete sunt utilizați în motoarele de rachete, motoarele de propulsie, motoarele ramjet și ramjet și hidropropelenții. Ele pot fi împărțite în două grupe: balistice (omogene), de exemplu, N și NM-2 (Tabelul 1.8) și mixte (eterogene).

Combustibilii solizi mixti conțin 20...30% substanță liant cauciucoasă sau rășinoasă, 60...80% oxidant și până la 20% aluminiu; Există, de asemenea, compoziții care conțin componente ale combustibililor balistici și amestecați. De asemenea, este posibil să se utilizeze hidruri de metale ușoare și grele drept combustibil. Perclorat de amoniu este de obicei folosit ca agent oxidant; este posibil să se utilizeze și alte săruri solide ale acizilor percloric și azotic bogate în oxigen (Tabelul 1.9).

Cauciucurile (polisulfură, poliuretan etc.), polimerii (rășini poliesterice, fenolice și epoxidice, poliizobutilenă etc.) și produsele petroliere grele (asfalt, bitum etc., Tabel 1.10) sunt utilizate ca lianți de combustibil. HMX și RDX sunt uneori adăugate și la combustibilii solizi amestecați. Unele compoziții (cu un anumit grad de convenție) ale combustibililor solizi mixți din SUA și caracteristicile acestora sunt date în tabel. 1.11.

Combustibilii balistici convenționali și mixți nu îndeplinesc cerințele pentru combustibilii generatori de gaz. Prin urmare, sunt dezvoltate compoziții speciale de combustibil generator de gaze cu o temperatură scăzută de ardere (a se vedea ultima coloană a tabelului 1.11), limitată de sus (de rezistența la căldură a materialelor supapelor, palelor turbinei și altor elemente ale părții de curgere) iar de jos (prin stabilitatea arderii combustibilului). În plus, GG-urile trebuie să funcționeze uneori mult timp, iar combustibilul trebuie să aibă o viteză de ardere scăzută. Pentru generatoarele de gaz controlate, a fost propusă o compoziție de combustibil în care viteza de ardere scade odată cu creșterea presiunii (<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).

Combustibilii solizi amestecați includ compoziții pirotehnice. Compozițiile pirotehnice sunt folosite ca umpluturi pentru dispozitivele de aprindere și senzorii de piroenergie; este posibil să le folosiți în GG.

Principalele componente incluse în compozițiile pirotehnice pot fi împărțite în următoarele grupe (Tabelul 1.12):

1.Agenți oxidanți – perclorat de potasiu KCIO, nitrați de sodiu NaNO, potasiu KNO, bariu Ba ( NO, peroxid și cromat de bariu BaO etc.

2.Combustibile – metale (aluminiu, magneziu, zirconiu, bor, titan) și aliaje (aluminiu-magneziu, zirconiu-nichel), nemetale (fosfor, carbon și sulf), compuși anorganici (sulfuri, fosfuri, siliciuri etc.), compuși organici.

Tabelul 1.9

Caracteristicile agenților oxidanți solizi

Tabelul 1.10

3.Cementanții (lianții) sunt polimeri organici care conferă rezistență mecanică compozițiilor pirotehnice (iditol, colofoniu, rășini epoxidice, cauciucuri, etilceluloză).

4.Alți aditivi care acționează ca acceleratori sau retardanți ai arderii sau reduc sensibilitatea compozițiilor la frecare (flegmatizatori).

Pentru aprinderea combustibililor solizi mixti cu un continut ridicat de NH se folosesc amestecuri pirotehnice: KCIO - 26...50%, Ba ( NO - 15...17%, aliaj zirconiu-nichel (50/50) - 32...54%, etilceluloză - 3% (brevet SUA).

Compozițiile pirotehnice sub formă de tablete presate sunt utilizate în dispozitivele de aprindere. Densitatea este determinată în mare măsură de presiunea de presare și de fluctuații între 1,3...2,8 g/cm. capacitate termică specifică – 0,8…1,25 J/(kg*K), conductivitate termică – 62,8…104,7 W/(m*K).

Tabelul 1.12

Puterea calorică a compozițiilor pirotehnice

la un raport stoichiometric al componentelor

Viteza de ardere a compozițiilor pirotehnice în condițiile funcționării lor într-un dispozitiv de aprindere la suflarea tabletelor cu produse de ardere la temperatură înaltă este prezentată sub forma u=hartă, unde m,a,v– coeficienți empirici.

Combustibilii solizi pirotehnici sunt numiți și compoziții cu o cantitate mare de combustibil metalic (mai mult de 50%) și săruri ale acizilor anorganici ca oxidant; sunt destinate motoarelor ramjet (RPD).

Încărcarea TRT mixtă poate fi făcută sub formă de bloc (blocuri), tablete sau pulberi.

S-au folosit ca combustibili experimentali pulberi aluminiu, decaboran dublu de aluminiu, diborura de bor si zirconiu, polietilena etc., iar ca agent oxidant s-au folosit perclorat de amoniu, azotat de amoniu etc.. Particulele aveau o dimensiune de la 2 la 2000 microni. Ca gaze fluidizante au fost folosite gaze inerte (azot), oxidante (aer, oxigen) și inflamabile (hidrogen, metan).

Sunt posibile următoarele metode de alimentare cu pseudo-lichid din rezervor în camera de ardere: folosind gaz comprimat, un piston, o pompă cu șurub și o pompă cu jet. Combustibilii sub formă de pulbere sunt utilizați în GG-urile de banc combinate, care permit variarea presiunii, temperaturii și compoziției produselor de ardere în limite largi pentru a studia efectul fluxurilor multifazice asupra materialelor.

Combustibilul sub formă de pulbere este praful de pușcă neagră (DRP) cu diametrul granulelor de 0,15...1,25 mm și pulbere neagră cu granulație grosieră (KZDP) cu diametrul granulelor de 5,1...10,2 mm; compoziție în%: azotat de potasiu – 74; cărbune – 15,6; sulf – 10,4; temperatura de ardere 2600K; complex de curgere 1200 m/s.

Densitatea boabelor DRP 1,75 g/cm, densitate în vrac a DRP 0,9...1,15 g/cm, presiune minimă stabilă de ardere 0,1 MPa, sensibilitate la temperatură = 0,005 1/C.

Dependența vitezei de ardere de presiune are forma

u =1,37*(p /98100) .

Aprinderea combustibilului solid pentru rachete are loc atunci când este expus la:

1.fluxul de energie termică (radiații, încălzire de contact și convectivă);

2.flux de gaze sau lichide foarte active din punct de vedere chimic care provoacă o reacție exotermă eterogenă la contactul cu suprafața combustibilului solid;

3.șoc mecanic și frecare.

Procesul real de aprindere într-un motor de rachetă cu combustibil solid real este complex. Principalele dificultăți în studiul său includ problemele de determinare a mecanismului de control, alegerea unui criteriu de aprindere, determinarea cineticii chimice a reacțiilor premergătoare arderii, precum și natura eterogenă a combustibililor solizi amestecați. Când se efectuează experimente, începutul aprinderii este considerat a fi:

1.prima apariție a unei flăcări, înregistrată fotografic sau de o fotocelulă;

2.schimbare bruscă a citirilor termocuplului;

3.debutul pierderii masei de combustibil.

Tabelul 1.13

Caracteristicile mecanice ale TRT

Proprietățile de performanță ale combustibililor solizi sunt determinate de caracteristicile lor fizice, mecanice (Tabelul 1.13), termofizice (Tabelul 1.14), chimice, precum și de caracteristicile fizice și chimice ale produselor de ardere. Alături de indicatorii de energie, rezistență și termofizici, combustibilul solid pentru rachete se caracterizează prin siguranță la explozie, sensibilitate la impact și frecare, gradul de toxicitate și afumarea produselor de ardere, fabricabilitatea și echipamentul, stabilitatea caracteristicilor fizice și chimice pe întregul volum al taxa (mai ales la granițe) în toate condițiile de funcționare .

Tabelul 1.14

Caracteristicile termofizice ale TRT

1.3 PRINCIPALELE ELEMENTE DE CONSTRUCȚIE

Masa de lansare a rachetelor m având n etape, este legat de raza maximă de zbor L raportul aproximativ m,

Unde m- masa sarcinii utile; / m;eu- valoarea medie a impulsului specific vidului; AȘi A– coeficienți, ale căror valori într-o primă aproximare sunt A=407,A=1/3 la 300 km 6000 km; A=825, a=1/4 la 6000 km 12000 km.

Mai mult, în gamă L 500 de obicei =1, în intervalul de 500 km 5000 kmn =2, în intervalul de 5000 km 12000 kmn =3.

Rezervă relativă optimă de combustibil)).

Luând în considerare pierderile de viteză datorate depășirii forțelor gravitaționale și trecerii prin straturi dense ale atmosferei într-o primă aproximare duce la relațiile ( n=2; 3):

; =(1,08…1,12) ;

Timpul de funcționare al etapei este legat de raportul inițial, specificat, tracțiune-greutate n t= (cu condiția m const).

Pentru fiecare etapă conform cunoscute şi m se găsesc principalii parametri de proiectare, care pentru rachetele cu mai multe etape sunt considerați a fi diametrul etapei, masa combustibilului, presiunea motorului, gradul de dilatare a duzei, lungimea părții supersonice, lungimea părții încastrate, timpul de funcționare (Tabelul 1.15) .

Tabelul 1.15

Parametrii treptelor de rachetă cu mai multe etape

*D- diametrul motorului.

Motoarele reprezintă 80...90% din masa întregii rachete cu combustibil solid, iar caracteristicile de proiectare ale motorului rachetei cu combustibil solid determină în mare măsură proiectarea rachetei și principalele sale caracteristici tehnice. La rândul lor, caracteristicile de proiectare ale motorului rachetei cu combustibil solid sunt determinate în principal (Tabelul 1.16):

forma și designul de bază al corpului;

forma încărcăturii de combustibil solid, metoda de fixare a acesteia în carcasă;

numărul și dispunerea duzelor;

tipul și dispunerea dispozitivelor pentru crearea forțelor de control;

dispozitiv de tăiere a curentului de aer.

1 .3.1 CAZĂ ȘI DUZA RACHETEI

Corpul și duza sunt o carcasă cilindrică multi-bloc goală (vezi fig. 1.1) sau prefabricată cu o singură secțiune (multi-secțiuni), închisă la capete cu fundul din față și din spate. Carcasele pot avea alte forme, de exemplu, sferice sau eliptice. Fundurile sunt realizate monolitic cu o parte cilindrică și separat. Structura internă a carcasei este determinată de proiectarea încărcăturii de combustibil solid.

Tabelul 1.16

Caracteristicile diferitelor scheme de motoare de rachete cu combustibil solid

Coji de putere Tipul „cocon” sunt realizate dintr-un material compozit prin înfășurare în spirală pe un dorn cu fundul realizat împreună cu partea cilindrică a carcasei.

Grosimea carcasei carenei la joncțiunea fundului și a părții cilindrice este determinată de formula

Unde R- presiunea maximă în motor; D – diametrul interior al părții cilindrice a carcasei; d- diametrul orificiului stâlpului; - rezistența la tracțiune a benzii de sticlă.

O carcasă cilindrică de rezistență egală se obține la = 2…3( d, unde este grosimea straturilor inelare; - grosimea straturilor spiralate.

Grosimea fundului spate

unde este unghiul de înfăşurare.

Fustele de conectare (vezi Fig. 1.1) sunt realizate prin înfășurare solidară cu corpul, iar fitingurile cu flanșă sunt înfășurate în ele. Fustele de andocare fac parte din structura rachetei și trebuie să reziste la sarcini combinate: axiale (compresie și încovoiere), forfecare și torsiune.

Partea cilindrică a carcasei de putere poate fi fabricată prin înfășurare longitudinală-transversală pe un dorn.

Grosimea peretelui carcasei carcasei este determinată de formulă

D/(2), unde [ este rezistența la rupere a fibrei de sticlă (0,1...1,1 GPa); n– factor de siguranță (1,35...1,5). Această formulă este valabilă atunci când un strat de benzi longitudinale este aplicat pe două straturi de benzi circumferențiale.

Carcasele portante sunt realizate fără unități cu îngroșare la ambele capete, urmate de prelucrarea lor mecanică pentru pregătirea îmbinărilor cu fund metalic.

Caroserii metalice

Ele sunt împărțite în funcție de forma lor în cilindrice, conice și sferice, iar în funcție de tehnologia de fabricație - în sudate (cu cusături circulare, spirale și longitudinale) și fără sudură (laminate și fără sudură).

Învelișurile combinate sunt învelișuri metalice întărite cu o împletitură exterioară din fibre de sticlă sau alte materiale de întărire de înaltă rezistență, care sunt realizate cu o anumită tensiune care creează stres în stratul de împletitură înainte de încărcarea cochiliei. Dacă împletitura preia jumătate din sarcina circumferențială care acționează asupra întregii carcase cilindrice, atunci raportul dintre grosimile carcasei metalice și împletitura este optim. În acest caz, grosimea carcasei metalice este determinată din condiția asigurării rezistenței în direcția axială D/4, iar lipsa de rezistență în direcția circumferențială este compensată de o împletitură cu grosimea egală cu D/4. În aceste formule și sunt tensiunile admise în carcasa metalică și, respectiv, împletitura de armare.

Conexiunile elementelor structurale sunt asigurate folosind unități speciale, ale căror cerințe principale sunt asigurarea rezistenței și etanșeității legăturilor cu greutate și dimensiuni minime de gabarit în raport cu fiecare caz specific, ținând cont de materialele elementelor conectate și tipurile de conexiuni. Se încarcă.

Cu același tip de conexiune detașabilă, sunt posibile un număr mare de modificări ale garniturii inelare la îmbinare. Elementul principal al garniturii este inelul de cauciuc. Dimensiunile inelelor și canelurilor de cauciuc pentru acestea, precum și recomandările pentru utilizarea inelelor de etanșare din cauciuc sunt date în standardele naționale și industriale relevante (GOST 9833-73).

ÎN bloc de duze Un motor rachetă cu combustibil solid poate conține un număr diferit de duze: unul (coaxial cu motorul sau rotit față de axa motorului la un unghi de 90), două (rotativ) sau patru, precum și 10...20, înclinat la planul capacului duzei, de exemplu, în carcase de turbojet (vezi Fig. 1.2).

Duza poate fi rotundă sau inelară (acestea din urmă nu și-au găsit încă aplicație în motoarele de rachete cu combustibil solid).

Designul motorului rachetă cu combustibil solid cu o duză centrală este caracterizat de cele mai bune caracteristici de energie și masă. Pentru a reduce lungimea motorului, duza poate fi etanșată în carcasă (vezi Fig. 1.1). La motoarele de rachetă în care motorul de rachetă cu combustibil solid este situat în apropierea centrului rachetei, intrarea în duză se face sub forma unei țevi alungite. Dimensiunile de gabarit ale duzei cu geometrie variabilă în poziţia de lucru le depăşesc pe cele originale, cum ar fi duza glisantă (Fig. 1.3).

Orez. 1.3 Duză glisantă rotativă:

1 – terminarea unității; 2 – conduce; 3 – piese de alunecare.

Designul cu mai multe duze face posibilă organizarea controlului rachetei în două planuri și în rolă. Cu toate acestea, în acest caz, condițiile de intrare a produselor de ardere în duză se înrăutățesc, iar transportul de acoperiri de protecție împotriva căldurii la intrarea în duză și în priză crește.

De asemenea, sunt luate în considerare diagramele de proiectare ale unui motor de rachetă cu combustibil solid, cu o duză inelară, al cărei corp central mobil vă permite să reglați tracțiunea și, cu o duză cu disc (combustibil fără metal), secțiunea exterioară a părții în expansiune a care este format din partea inferioară din spate a motorului (aceeași duză cu o secțiune transversală minimă înfundată servește și ca partea inferioară din față a treptei inferioare) .

Pentru caracteristicile duzelor de decuplare a forței motorului rachetei cu combustibil solid, a se vedea paragraful 1.3.5.

Materiale protectie termala Motoarele rachete cu propulsie solidă sunt compoziții izotrope și anizotrope artificiale care asigură izolarea termică a structurii de susținere și transportul previzibil al stratului de suprafață.

Cu un anumit grad de convenție, materialele de protecție termică pot fi împărțite în căptușeli, straturi de izolare termică și duze (Fig. 1.4). Căptușelile asigură rezistența specificată a primului strat de protecție termică a căii de distrugere atunci când interacționează cu un fluid de lucru în două faze; În acest caz, materialul poate fi transportat într-un ritm previzibil.

Straturile termoizolante au conductivitate termică scăzută, dar sunt supuse antrenării semnificative chiar și la un nivel scăzut de convecție a fluidului de lucru.

Orez. 1.4 Protecție termică:

CCCM – materiale compozite carbon-carbon; USP – carbon și fibră de sticlă; TZM – materiale termoprotectoare; NU – materiale neorientate; O – materiale orientate.

Atașamentele de la părțile de capăt ale duzelor îndeplinesc simultan funcțiile atât de protecție termică, cât și de structură de susținere. În funcție de nivelul de influență a fluxului în jurul aceluiași material, poate servi atât ca placare, cât și ca izolator. De exemplu, geometria de încărcare a unui motor modern de rachetă cu combustibil solid, cu o duză centrală încasată, elimină apariția unor viteze mari de curgere în jurul elementelor corpului; materialele de protecție termică sunt în principal supuse încălzirii prin radiație. Apoi, protecția termică a carcasei este realizată din materiale ușoare, elastice, cu conductivitate termică scăzută, pe bază de cauciuc și cauciuc fără întărire cu umpluturi. Și pentru proiectarea cu patru duze a motorului rachetă cu combustibil solid, protecția termică a capacului duzei, expusă influenței unui jet multifazic de mare viteză din canalul de încărcare, este un material realizat din materiale armate cu azbest sau țesătură de silice. pe lianți fenol-formaldehidă, care au o rezistență suficientă la eroziune și o valoare mare a densității (până la 1800 kg/m ).

În structurile multistrat, între stratul rezistent la eroziune și elementul protejat se așează straturi termoizolante pentru a minimiza masa totală a acestei unități (Fig. 1.5). În funcție de nivelul de efort-deformare și de temperatura elementelor, izolatorul poate fi un material termoprotector pe bază de cauciuc, precum și carbon și fibră de sticlă cu conductivitate termică scăzută. Materialele straturilor de etanșare și difuzie ale carcasei motorului sunt în același timp izolatoare atunci când structura se încălzește.

Orez. 1.5 Elemente ale traseului duzei:

1 – fibra de carbon folosita ca placare; 2 – fibra de sticla folosita ca izolator; 3 – izolator termic din TMZ.

Materialele de placare nemetalice sunt compoziții izotrope și anizotrope constând dintr-un liant (matrice) și umplutură. Materialele plastice din carbon și fibră de sticlă au un liant organic și materiale de umplutură din țesut de carbon sau silice. Detaliile privind protecția termică a căii duzei sunt obținute prin presare și înfășurare. Prin presare se pot obține compozite stratificate (anizotrope).

Elementele de dimensiuni mari ale conductei (clopotele duzei) se obțin prin marcarea benzilor de umplutură impregnate cu un liant pe dornuri, urmată de călirea sub presiune și prelucrarea mecanică.

Grafitele sunt produse prin presarea unui amestec de smoală de gudron de cărbune (liant) cu nisip uleios (umplutură), urmată de grafitizare la T>2400K.

Pirografitele sunt produse prin depunerea carbonului în timpul descompunerii metanului pe suprafața grafitului în intervalul de temperatură 2373...2673 K, iar pirografitul în proprietățile sale se apropie de proprietățile unui singur cristal; se caracterizează prin anizotropie ascuțită și valori extreme ale conductivității termice și alte caracteristici.

Materialele compozite carbon-carbon (CCCM) au materiale de umplutură din țesături și fibre de carbon și grafit (inclusiv țesuturi tridimensionale) și o matrice de carbon pirolitic. Un număr de piese se obțin prin impregnarea unui material de umplutură carbon-grafit cu un liant de rășini organice în timpul carbonizării piesei de prelucrat și într-un mediu inert la o temperatură de 1273...1373 K și compactarea piesei carbonizate cu carbon pirolitic - depunere a peliculelor de substanțe organice la o temperatură de 1373...1473 K.

Alte piese sunt produse prin ungerea sau așezarea benzilor sau fibrelor de carbon-grafit neimpregnate cu un liant pe un dorn, urmată de compactarea cu carbon pirolitic într-un cuptor.

Duzele - părțile de capăt ale duzelor cu răcire prin radiație - sunt realizate din aliaje pe bază de molibden sau niobiu, care au un punct de topire ridicat și proprietăți suficient de puternice la temperatura de echilibru a duzei și pot fi realizate și din CCCM.

Condiția de operabilitate poate fi considerată condiția de nedistrugere a elementelor structurale, iar această problemă extrem de complexă este împărțită în două mai simple și, în unele cazuri, independente una de cealaltă:

determinarea câmpurilor de temperatură în elementele de putere;

determinarea tensiunilor și deformațiilor în elementele sub încărcare de forță și compararea cu valorile admise la câmpuri de temperatură cunoscute.

Pentru căptușeala și elementele dispozitivelor de control al vectorului de tracțiune al motorului rachetei cu combustibil solid expuse influenței fluidului de lucru, restricțiile sunt condițiile valorii de deriva admisibilă. În unele cazuri, se impune o limitare a împrăștierii admisibile în grosimea stratului antrenat de materiale.

1.3.2 ÎNCĂRCAREA RACHETEI DE COMBUSTIBIL SOLID

În rachetă se folosesc diferite forme de încărcături cu combustibil solid (Fig. 1.6, Tabel 1.17): arderea în principal pe suprafețe interioare (suprafețele a căror combustie trebuie împiedicată sunt acoperite cu un material de blindaj sau un strat de protecție-fixare pentru a asigura încărcătura de corp); arderea pe aproape toate suprafețele laterale, de exemplu, bombe tubulare neblindate (Fig. 1.7); arzând de la capăt.

Încărcăturile de propulsie solidă sunt fabricate folosind tehnologia de turnare prin injecție, turnare liberă în vid și metoda prin presare.

O sarcină realizată prin turnare se formează fie direct în corpul motorului rachetei cu combustibil solid, fie într-un cadru special, fie separat într-o matriță specială. Geometria suprafeței interioare a încărcăturii este formată dintr-un ac tehnologic plasat în interiorul carcasei.

Procesul tehnologic de producere a unei încărcături include prepararea unui amestec de componente sub formă de pulbere, prepararea unui liant (aspirarea, amestecarea elementelor lichide, prepararea unui amestec de liant cu aluminiu), prepararea unei mase de combustibil și formarea unei încărcături și polimerizarea încărcăturii.

Când se produc încărcături prin turnare prin injecție, se folosesc mixere continue. Masa de combustibil pregătită în mixer este transportată cu șuruburi în matriță sau în carcasa motorului. Presiunea masei de combustibil la începutul umplerii, egală cu 0,5...1,0 MPa, crește la scurgerea la sfârșitul umplerii la 2...4 MPa.

Orez. 1.6 Forme de încărcări de combustibil solid

A– multi-verificator; b– telescopic; V– cu canal în formă de stea; G– cu canal în formă de roată; d– sfârşitul arderii; e– cilindric; și– crestat.

Cu turnarea liberă, pregătirea componentelor lichide și deplasarea masei de combustibil sunt efectuate în mixere separate, apoi masa este turnată într-o matriță sau carcasă cu crearea preliminară a unui vid în ea.

Procesul de polimerizare se desfășoară la o presiune de 3...8 MPa, în funcție de proiectarea încărcăturii și a motorului la o temperatură de 40...80 C timp de 15...25 de zile. După polimerizare, acul tehnologic, care determină configurația internă a încărcăturii, este îndepărtat. Tehnologia de turnare vă permite să creați un design de încărcare din mai mulți combustibili (rate diferite de ardere, temperaturi de ardere etc.).

Încărcăturile sunt realizate prin compresie prin intermediul unui șurub care forțează masa de combustibil prin matriță, care formează formele secțiunii transversale exterioare și interioare ale încărcăturii, după care sarcina se întărește.

O sarcină formată prin turnarea direct în carcasă și legată de suprafața interioară a carcasei se numește sarcină de propulsie solidă legată (vezi Fig. 1.1).

Sarcina lipită este prefabricată și apoi lipită în carcasa motorului. Fabricarea încărcăturii lipite se realizează într-o matriță cu pereți groși, cu un diametru interior puțin mai mic decât cel al corpului.

Orez. 1.7 Forme în secțiune transversală ale încărcăturilor de ardere

A– dame cu un singur canal; b– multicanal; V– fără conducte.

Tabelul 1.17

Caracteristicile sarcinilor de diferite forme

Tabelul 1.18

Parametrii de încărcare cu un canal în formă de stea

O sarcină realizată separat și introdusă lejer în corpul motorului se numește încărcătură inserată (Fig. 1.8). Înainte de apariția combustibililor mixți, singura modalitate de a le încărca era să împachetați lejer încărcăturile în carcasa motorului. O parte a suprafeței de încărcare este blindată.

Cerințele de bază pentru acoperirea armurii sunt următoarele:

compatibilitate chimică și fizică cu TPT și stabilitate în condiții de funcționare;

aderență bună la suprafața de încărcare;

rezistență ridicată la eroziune;

conductivitate termică scăzută;

nivel scăzut de formare a fumului (în cazul combustibilului balistic).

Într-o încărcare multi-checker (vezi Fig. 1.6, a) numărul de checkers care oferă cea mai mare densitate de încărcare este egal cu n= 1 + 3(i+i), Unde eu 0,714

Proiectarea încărcării ultimelor trepte ale rachetelor balistice trebuie să asigure posibilitatea opririi motorului în orice moment în timpul zborului într-un interval dat. Este necesar ca până la atingerea turației corespunzătoare intervalului minim, deschiderile sistemului de întrerupere a tracțiunii să comunice cu volumul liber al camerei de ardere a motorului rachetă cu combustibil solid. În acest scop, în taxă pot fi furnizate canale speciale.

În funcție de cerințele operaționale pentru motorul rachetei cu combustibil solid, forma încărcăturii și proprietățile mecanice ale combustibilului solid, este selectată metoda de asigurare a încărcăturii în motorul rachetei cu combustibil solid.

Avantajul unei încărcături lipite este că nu există un strat de protecție termică pe cea mai mare parte a suprafeței interioare, iar acest lucru ajută la creșterea densității de umplere. Pereții carcasei sunt parțial încărcați de presiunea internă cu o sarcină în stadiul inițial de funcționare a motorului rachetă cu combustibil solid.Motorul nu are motoare speciale de montare a încărcăturii.

Când încărcătura este plasată liber în carcasă, se introduce un dispozitiv pentru asigurarea încărcăturii sub formă de diafragme (Fig. 1.9), suporturi radiale și garnituri inelare situate în golul dintre peretele izolat termic al carcasei motorului și armurat. suprafața sarcinii (vezi Fig. 1.8). Sistemul de fixare a încărcăturii trebuie să asigure o fixare puternică și fiabilă atunci când încărcarea este expusă la suprasarcini și vibrații longitudinale și transversale. Designul de fixare nu ar trebui să provoace solicitări locale mari în încărcătură, care pot încălca integritatea acesteia, pot provoca distrugerea locală a încărcăturii, ducând la o distorsiune a diagramei de presiune și o scădere a completității arderii combustibilului.

Orez. 1.8 Încărcare gratuită și punctele sale de atașare în carcasă:

A– unitate frontală; B- nodul din spate.

Diafragmele sunt proiectate pentru a fixa în mod fiabil încărcătura de combustibil solid în carcasă și, în același timp, servesc drept grătar, asigurând o ardere mai bună a încărcăturii și arderea completă a particulelor sale în camera de ardere fără a le ejecta din motor.

Un suport radial pentru o încărcătură de combustibil solid poate consta dintr-un număr de elemente sau benzi suport cu pereți subțiri care sunt situate circumferențial între sarcină și peretele carcasei; elementele de susținere se sprijină elastic pe peretele carcasei și al încărcăturii, sprijinindu-l pe acesta din urmă pe toată lungimea sa. Suportul radial poate fi realizat și sub formă de benzi elastice plate, care se introduc în gol cu ​​precomprimare.

Orez. 1.9 Diafragme:

A– pentru atașarea încărcăturilor cu mai multe lovituri; b– pentru atașarea unei taxe cu un singur verificator.

În motoarele de rachetă cu combustibil lichid, combustibilul și oxidantul sunt stocate în rezervoare separate. Acestea sunt alimentate printr-un sistem de conducte, supape și turbopompe în camera de ardere, unde se combină și ard pentru a produce forță. Motoarele cu rachete lichide sunt mai complexe decât omologii lor cu combustibil solid. Cu toate acestea, au mai multe avantaje. Prin reglarea fluxului de reactanți în camera de ardere, motorul poate fi reglat, oprit sau repornit.

Combustibilii lichizi utilizați în industria rachetelor pot fi împărțiți în trei tipuri: hidrocarburi (pe bază de petrol), criogenici și autoaprinderi.

Combustibilul pe bază de petrol este petrol rafinat și constă dintr-un amestec de hidrocarburi complexe. Un exemplu de astfel de combustibil pentru rachete este un tip de kerosen foarte purificat. Este de obicei utilizat în combinație cu oxigenul lichid ca agent de oxidare.

Combustibilul criogenic pentru rachete este în mare parte hidrogen lichid amestecat cu oxigen lichid. Temperaturile scăzute fac combustibilul dificil de depozitat pentru perioade lungi de timp. În ciuda acestui dezavantaj, combustibilul lichid pentru rachete are avantajul că eliberează o cantitate imensă de energie atunci când este ars.

Combustibilul pentru rachete cu autoaprindere este un amestec din două componente care se aprinde la contactul cu aerul. Pornirea rapidă a motoarelor construite pe acest tip de combustibil îl face o alegere ideală pentru sistemele de manevrare a navelor spațiale. Cu toate acestea, un astfel de combustibil este foarte inflamabil, așa că sunt necesare măsuri speciale de siguranță atunci când lucrați cu acesta.

Combustibil solid pentru rachete

Proiectarea motoarelor cu combustibil solid pentru rachete este destul de simplă. Este alcătuit dintr-un corp de oțel umplut cu un amestec de compuși solizi (combustibil și oxidant). Aceste componente ard la viteză mare, părăsind duza și creând forță. Aprinderea combustibilului solid al rachetei are loc în centrul rezervorului, iar apoi procesul se deplasează în părțile laterale ale corpului. Forma canalului central determină viteza și natura arderii, oferind astfel o metodă de control al forței. Spre deosebire de motoarele cu reacție lichidă, un motor cu stare solidă nu poate fi oprit după pornire. Odată ce procesul începe, componentele vor arde până când combustibilul se epuizează.

Există două tipuri de combustibil solid: omogen și compozit. Ambele tipuri sunt foarte stabile la temperaturi normale și sunt, de asemenea, ușor de depozitat.

Diferența dintre combustibilul omogen și cel compozit este că primul tip este un singur tip de substanță - adesea nitroceluloză. Combustibilii compoziți constau din pulberi eterogene pe bază de săruri minerale.

Combustibil hibrid pentru rachete

Motoarele rachete care funcționează cu acest tip de combustibil constituie un grup intermediar între unitățile de putere în stare solidă și lichidă. În acest tip de motor, o substanță este solidă, în timp ce cealaltă este lichidă. Agentul de oxidare este de obicei un lichid. Principalul avantaj al unor astfel de motoare este că au o eficiență ridicată. În acest caz, arderea combustibilului poate fi oprită sau chiar motorul poate fi repornit.