Застосування перекису водню в двигунах внутрішнього згоряння. Рухові установки на перекису водню для невеликих супутників. Удар з глибини

При розкладанні перекису водню на каталізаторі виділяється велика кількість теплоти, причому утворюється в результаті реакції розкладання перекису водню вода перетворюється в пар, а в суміші з одночасно виділяється під час реакції атомарним киснем утворює так званий «парогаза». Температура парогаза, в залежності від ступеня початкової концентрації перекису водню, може досягати 700 С ° -800 С °.

Концентрована приблизно до 80-85% перекис водню в різних німецьких документах носила назву «оксілін», «паливо Т» (T-stoff), «аурол», «пергідроль». Розчин каталізатора мав назву Z-stoff.

Паливо для двигунів Вальтера, яке складалося з T-stoff і Z-stoff, називалося однокомпонентним, оскільки каталізатор не є компонентом.
...
...
...
Двигуни Вальтера в СРСР

Після війни на СРСР висловив бажання працювати один із заступників Гельмута Вальтера якийсь Франц Статецкі. Статецкі і група «технічної розвідки» з вивезення з Німеччини військових технологій під керівництвом адмірала Л. А. Коршунова, знайшли в Німеччині фірму «Брюнер-Каніс-Рейдер», яка була суміжником у виготовленні турбінних установок Вальтера.

Для копіювання німецького підводного човна з силовою установкою Вальтера спочатку в Німеччині, а потім в СРСР під керівництвом А. А. Антипина було створено «бюро Антипина», організація, з якої стараннями головного конструктора підводних човнів (капітана I рангу) А. А. Антипина утворилися ЛПМБ «Рубін» і СПМБ «Малахіт».

Завданням бюро було копіювання досягнень німців за новими підводним човнам (дизельним, електричним, парогазотурбінних), але основним завданням було повторення швидкостей німецьких підводних човнів з циклом Вальтера.

В результаті проведених робіт вдалося повністю відновити документацію, виготовити (частково з німецьких, частково з нововиготовлених вузлів) і випробувати парогазотурбінних установку німецьких човнів серії XXVI.

Після цього було вирішено будувати радянський підводний човен з двигуном Вальтера. Тема розробки підводних човнів з ПДТУ Вальтера отримала назву проект 617.

Олександр Тиклін, описуючи біографію Антипина, писав: ... Це була перша підводний човен СРСР, переступила 18-вузлову величину підводного швидкості: протягом 6 годин її підводний швидкість становила понад 20 вузлів! Корпус забезпечував збільшення глибини занурення вдвічі, тобто до глибини 200 метрів. Але головною перевагою нового підводного човна була її енергетична установка, що стала дивним на ті часи нововведенням. І не випадково було відвідування цього човна академіками І. В. Курчатовим і А. П. Александровим - готуючись до створення атомних підводних човнів, вони не могли не познайомитися з першою в СРСР підводним човном, що мала турбінну установку. Згодом, багато конструктивні рішення були запозичені при розробці атомних енергетичних установок ...

У 1951 році човен проекту 617, названа С-99, була закладена в Ленінграді на заводі № 196. 21 квітня 1955 року народження, човен вивели на державні випробування, закінчені 20 березня 1956 року. У результатах випробування зазначено: ... На підводному човні досягнута вперше швидкість підводного ходу в 20 вузлів протягом 6 годин ....

У 1956-1958 роках були спроектовані великі човни проект 643 з надводним водотоннажністю в 1865 т і вже з двома ПДТУ Вальтера. Однак у зв'язку зі створенням ескізного проекту перших радянських підводних човнів з атомними силовими установками проект був закритий. Але дослідження ПДТУ човна С-99 не припинилися, а були переведені в русло розгляду можливості застосування двигуна Вальтера в розробляється гігантської торпеді Т-15 з атомним зарядом, запропонованої Сахаровим для знищення військово-морських баз і портів США. Т-15 повинна була мати довжину в 24 м, дальність підводного ходу до 40-50 миль, і нести термоядерну боєголовку, здатну викликати штучне цунамі для знищення прибережних міст США.

Після війни в СРСР були доставлені торпеди з двигунами Вальтера, і НДІ-400 приступило до розробки вітчизняної дальноходной безслідною швидкісний торпеди. У 1957 році були завершені державні випробування торпед ДБТ. Торпеда ДБТ прийнята на озброєння в грудні 1957 року, під шифром 53-57. Торпеда 53-57 калібром 533 мм, мала вага близько 2000 кг, швидкість 45 вузлів при дальності ходу до 18 км. Боєголовка торпеди важила 306 кг.

1 .. 42\u003e .. \u003e\u003e Наступна
Низька температура застигання спирту дозволяє використовувати його в широкому діапазоні температур навколишнього середовища.
Спирт виробляється в дуже великих кількостях і не є дефіцитним пальним. На конструкційні матеріали спирт не робить агресивного впливу. Це дозволяє застосовувати для спиртових баків і магістралей порівняно дешеві матеріали.
Замінником етилового спирту може служити метиловий спирт, що дає з киснем паливо кілька гіршої якості. Метиловий спирт змішується з етиловим в будь-яких пропорціях, що дозволяє використовувати його при нестачі етилового спирту і додавати в якусь дещицю в пальне. Паливо на основі рідкого кисню застосовується майже виключно в ракетах далекої дії, що допускають і навіть, внаслідок великої ваги, які потребують заправки ракети компонентами на місці старту.
Перекис водню
Перекис водню H2O2 в чистому вигляді (т. Е. 100% -ної концентрації) в техніці не застосовується, так як є надзвичайно нестійким продуктом, здатним до мимовільного розкладанню, легко переходить у вибух під впливом будь-яких, здавалося б, незначних зовнішніх впливів: удару , освітлення, найменшого забруднення органічними речовинами і домішками деяких металів.
В ракетній техніці"Застосовуються більш стійкі висококонцен-трпрованние (найчастіше 80"% - ної концентрації) розчини перекц сі водню в воді. Для підвищення стійкості до перекису водню додають невеликі кількості речовин, що перешкоджають її мимовільного розкладання (наприклад, фосфорної кислоти). Застосування 80 "% - ної перекису водню вимагає в даний час прийняття тільки звичайних мір безпеки, необхідних при поводженні з сильними окислювачами. Перекис водню такої концентрації є прозорою, злегка блакитним рідиною з температурою замерзання -25 ° С.
Перекис водню при розкладанні її на кисень і водяну пару виділяє тепло. Це виділення тепла пояснюється тим, що теплота освіти перекису становить - 45,20 ккал / г-моль, в той
126
Гл. IV. палива ракетних двигунів
час як теплота утворення води дорівнює-68,35 ккал / г-моль. Таким чином, при розкладанні перекису за формулою H2O2 \u003d --H2O + V2O0 виділяється хімічна енергія, що дорівнює різниці 68,35-45,20 \u003d 23,15 ккал / г-моль, або 680 ккал / кг.
Перекис водню 80е / о-ної концентрації має здатність до розкладання в присутності каталізаторів з виділенням тепла в кількості 540 ккал / кг і з виділенням вільного кисню, який може бути використаний для окислення пального. Перекис водню володіє значною питомою вагою (1,36 кг / л для 80% -ної концентрації). Використовувати перекис водню як охолоджувач не можна, так як при нагріванні вона не закипає, а відразу розкладається.
Як матеріали для баків і трубопроводів двигунів, що працюють на перекису, можуть служити нержавіюча сталь і дуже чистий (з вмістом домішок до 0,51%) алюміній. Абсолютно неприпустимо застосування міді та інших важких металів. Мідь є сильним каталізатором, що сприяє розкладанню перекіоі водню. Для прокладок і ущільнень можуть застосовуватися деякі види пластмас. Попадання концентрованої перекису водню на шкіру викликає важкі опіки. Органічні речовини при попаданні на них перекису водню загоряються.
Палива на основі перекису водню
На основі перекису водню створено два типи палив.
Палива першого типу є палива роздільної подачі, в яких кисень, що виділяється при розкладанні перекису водню, використовується для спалювання пального. Прикладом може служити паливо, що застосовувалося в описаному вище (стор. 95) двигуні літака-перехоплювача. Воно складалося з перекису водню 80% -ної концентрації і суміші гідразингідрату (N2H4 H2O) з метиловим спиртом. При додаванні в паливо спеціального каталізатора це паливо стає самозаймається. Порівняно низька теплотворна здатність (1020 Ккал / кг), а також малий молекулярна вага продуктів згоряння визначають низьку температуру згоряння, що полегшує роботу двигуна. Однак через малу теплотворної здатності двигун має низьку питому тягу (190 кгсек / кг).
З водою і спиртом перекис водню може утворювати щодо вибухобезпечні потрійні суміші, які є прикладом однокомпонентного палива. Теплотворна здатність таких вибухобезпечних сумішей відносно невелика: 800-900 ккал / кг. Тому в якості основного палива для ЖРД вони навряд чи будуть застосовуватися. Такі суміші можуть використовуватися в парогазогене-торії.
2. сучасні палива ракетних двигунів
127
Реакція розкладання концентрованої перекису, як уже говорилося, широко використовується в ракетній техніці для отримання парогаза, що є робочим тілом турбіни при насосної подачі.
Відомі також двигуни, в яких тепло розкладання перекису служило для створення сили тяги. Питома тяга таких двигунів низька (90-100 кгсек / кг).
Для розкладання перекису використовують два типи каталізаторів: рідкий (розчин перманганату калію KMnO4) або твердий. Застосування останнього є кращим, так як робить зайвої систему подачі рідкого каталізатора в реактор.

Безсумнівно, двигун - найважливіша частина ракети і одна з найскладніших. Завдання двигуна - змішувати компоненти палива, забезпечувати їх згоряння і з великою швидкістю викидати виходять в процесі горіння гази в заданому напрямку, створюючи реактивну тягу. У цій статті ми розглянемо тільки використовувані зараз в ракетній техніці хімічні двигуни. Існує кілька їх видів: твердопаливні, рідинні, гібридні і рідинні однокомпонентні.

Будь-ракетний двигун складається з двох основних частин: камера згоряння і сопло. З камерою згоряння, думаю, все зрозуміло - це якесь замкнуте обсяг, в якому відбувається горіння палива. А сопло призначене для розгону виходять в процесі горіння палива газів до надзвукової швидкості в одному заданому напрямку. Сопло складається з конфузора, каналу критики і дифузора.

Конфузор - це воронка, яка збирає гази з камери згоряння і направляє їх в канал критики.

Критика - найвужча частина сопла. У ній газ розганяється до швидкості звуку за рахунок високого тиску з боку конфузора.

Дифузор - розширюється частина сопла після критики. У ній відбувається падіння тиску і температури газу, за рахунок чого газ отримує додатковий розгін до надзвукової швидкості.

А тепер пройдемося по всіх основних типів двигунів.

Почнемо з простого. Найпростішим за своєю конструкцією є РДТТ - ракетний двигун на твердому паливі. Фактично це бочка, завантажена твердої паливно-окисної сумішшю, що має сопло.

Камерою згоряння в такому двигуні є канал в паливному заряді, а горіння відбувається по всій площі поверхні цього каналу. Нерідко для спрощення заправки двигуна заряд роблять складовим з паливних шашок. Тоді горіння відбувається також і на поверхні торців шашок.

Для отримання різної залежності тяги від часу застосовують різні поперечним перерізом каналу:

РДТТ - найдавніший вид ракетного двигуна. Його придумали ще в стародавньому Китаї, але до цього дня він знаходить застосування як в бойових ракетах, так і в космічній техніці. Також цей двигун через свою простоту активно використовується в аматорському ракетобудуванні.

Перший американський космічний корабель Меркурій був обладнаний шістьма РДТТ:

Три маленьких відводять корабель від ракети-носія після відділення від неї, а три великих - гальмують його для сходу з орбіти.

Найпотужніший РДТТ (і взагалі найпотужніший ракетний двигун в історії) - це бічний прискорювач системи Спейс шаттл, що розвивав максимальну тягу 1400 тонн. Саме ці дві прискорювача давали настільки ефектний стовп вогню при старті човників. Це добре видно, наприклад, на відеозаписі старту човника Атлантіс 11 травня 2009 року (місія STS-125):

Ці ж прискорювачі будуть використані в новій ракеті SLS, яка буде виводити на орбіту новий американський корабель Оріон. Зараз можна побачити записи з наземних випробувань прискорювача:

Також РДТТ встановлені в системах аварійного порятунку, призначених для відведення космічного корабля від ракети в разі аварії. Ось, наприклад, випробування САС корабля Меркурій 9 травня 1960 року:

На космічних кораблях Союз крім САС встановлені двигуни м'якої посадки. Це теж РДТТ, які працюють частки секунди, видаючи потужний імпульс, що гасить швидкість зниження корабля майже до нуля перед самим торканням поверхні Землі. Спрацьовування цих двигунів видно на записі посадки корабля Союз ТМА-11М 14 травня 2014 року:

Головним недоліком РДТТ є неможливість управління тягою і неможливість повторного запуску двигуна після його зупинки. Та й останов двигуна у випадку з РДТТ за фактом зупинкою не є: двигун або припиняє роботу через закінчення палива або, в разі необхідності зупинити його раніше, проводиться відсічення тяги: спеціальним піропатроном відстрілюється верхня кришка двигуна і гази починають виходити з обох його торців, обнулити тягу.

Наступним ми розглянемо гібридний двигун . Його особливість в тому, що використовувані компоненти палива знаходяться в різних агрегатних станах. Найчастіше використовується тверде пальне і рідкий або газоподібний окислювач.

Ось, як виглядає стендове випробування такого двигуна:

Саме такий тип двигуна застосований на першому приватному космічному човнику SpaceShipOne.
На відміну від РДТТ ГРД можна повторно запускати і регулювати його тягу. Однак, не обійшлося і без недоліків. Через великий камери згоряння ГРД невигідно ставити на великі ракети. Також ГРД схильний до «жорсткого старту», \u200b\u200bколи в камері згоряння накопичилося багато окислювача, і при запалюванні двигун дає за короткий час великий імпульс тяги.

Ну а тепер розглянемо самий широко застосовуваний в космонавтиці тип ракетних двигунів. це ЖРД - рідинні ракетні двигуни.

У камері згоряння ЖРД змішуються і згоряють дві рідини: пальне і окислювач. В космічних ракетах застосовуються три паливно-окисні пари: рідкий кисень + гас (ракети Союз), рідкий водень + рідкий кисень (друга і третя ступені ракети Сатурн-5, другий ступінь Чанчжен-2, Спейс шаттл) і несиметричний диметилгидразин + тетраоксид азоту ( ракети Протон і перший ступінь Чанчжен-2). Зараз також проводяться випробування нового виду палива - рідкого метану.

Перевагами ЖРД є мала вага, можливість регулювання тяги в широких межах (дроселювання), можливість багаторазових запусків і більший питомий імпульс в порівнянні з двигунами інших типів.

Головним недоліком таких двигунів є дивовижна складність конструкції. Це у мене на схемі все просто виглядає, а насправді при конструюванні ЖРД доводиться стикатися з цілою низкою проблем: необхідність гарного перемішування компонентів палива, складність підтримки високого тиску в камері згоряння, нерівномірність горіння палива, сильне нагрівання стінок камери згоряння і сопла, складності з запалюванням, корозійний вплив окислювача на стінки камери згоряння.

Для вирішення всіх цих проблем застосовується безліч складних і не дуже інженерних рішень, чому ЖРД часто виглядає як кошмарний сон п'яного сантехніка, наприклад, цей РД-108:

Камери згоряння і сопла добре видно, але зверніть увагу, скільки там всяких трубок, агрегатів і проводів! І все це потрібно для стабільної та надійної роботи двигуна. Там є турбонасосний агрегат для подачі палива і окислювача в камери згоряння, газогенератор для приводу турбонасосного агрегату, сорочки охолодження камер згоряння і сопел, кільцеві трубки на соплах для створення охолоджуючої завіси з палива, патрубок для скидання відпрацьованого генераторного газу і дренажні трубки.

Більш докладно роботу ЖРД ми розглянемо в одній з наступних статей, а поки переходимо до останнього типу двигунів: однокомпонентному.

Робота такого двигуна заснована на каталітичному розкладанні пероксиду водню. Напевно, багато хто з вас пам'ятають шкільний досвід:

У школі використовується аптечна тривідсоткова перекис, а от реакція з використанням 37% перекису:

Видно, як з горла колби з силою виривається струмінь пара (в суміші з киснем, зрозуміло). чим не реактивний двигун?

Двигуни на перекису водню використовують в системах орієнтації космічних апаратів, коли велике значення тяги не потрібно, а простота конструкції двигуна і його мала маса дуже важливі. Зрозуміло, що використовується концентрація перекису водню далеко не 3% і навіть не 30%. Стовідсоткова концентрована перекис дає в ході реакції суміш кисню з водяною парою, нагріту до півтори тисячі градусів, що створює високий тиск в камері згоряння і високу швидкість витікання газу з сопла.

Простота конструкції однокомпонентного двигуна не могла не привернути до себе увагу ракетників-любителів. Ось приклад аматорського однокомпонентного двигуна.

В 1818 м французький хімік Л. Ж. Тенар відкрив "окислену воду". Пізніше ця речовина отримало назву перекис водню. Щільність його становить 1464,9 кг / кубометр. Отже, отримане речовина має формулу Н 2 O 2, Ендотермічну, отщепляет кисень в активній формі з великим виділенням тепла: Н 2 O 2\u003e Н 2 O + 0,5 O 2 + 23,45 ккал.

Хіміки і раніше знали про властивості перекису водню як окислювачі: розчини Н 2 O 2 (далі по тексту " перекис") Воспламеняли горючі речовини, та так, що погасити їх не завжди вдавалося. Тому застосувати перекис в реальному житті як енергетичну субстанцію, та ще яка потребує додаткового окислювача, спало на думку інженеру Гельмуту Вальтеру з міста Кіль. А конкретно на підводних човнах, де потрібно враховувати кожен грам кисню, тим більше, що йшов 1933 рік, А фашистська верхівка приймала всіх заходів для підготовки до війни. Тут же роботи з перекисом були засекречені. Н 2 O 2 - продукт нестійкий. Вальтер знайшов продукти (каталізатори), які сприяли ще більш швидкому розкладанню перекису. Реакція відщеплення кисню ( Н 2 O 2 = Н 2 O + O 2) Йшла миттєво і до кінця. Однак виникла необхідність "позбутися" від кисню. Чому? Справа в тому що перекис найбагатше з'єднання з O 2 його майже 95% від всієї ваги речовини. А оскільки спочатку виділяється атомарний кисень, то не використовувати його як активний окислювач було просто незручно.

Тоді в турбіну, де і була застосована перекис, Стали подавати органічне паливо, а також воду, так як тепла виділялося дуже мало. Це сприяло зростанню потужності двигуна.

В 1937 році пройшли успішні стендові випробування парогазотурбінних установок, а в 1942 р була побудована перша підводний човен Ф-80, Яка розвивала під водою швидкість 28,1 вузла (52,04 км \\ год). Німецьке командування прийняло рішення про будівництво 24 субмарин, які повинні були мати по дві силові установки потужністю кожна 5000 к.с.. вони споживали 80% -ий розчин перекису. У Німеччині готувалися потужності з випуску 90000 тонн перекису на рік. Однак для "тисячолітнього рейху" настав безславний кінець ...

Слід зазначити, що в Німеччині перекис стали застосовувати в різних модифікаціях літаків, а також на ракетах Фау-1 і Фау-2. Ми знаємо, що всі ці роботи так і не змогли змінити хід подій ...

У Радянському Союзі роботи з перекисом велися також в інтересах підводного флоту. В 1947 році дійсний член Академії наук СРСР Б. С. Стечкин, Який консультував фахівців з рідинно-реактивним двигунам, яких назвали тоді ЖРДістамі, в інституті Академії артилерійських наук, дав завдання майбутньому академіку (а тоді ще інженеру) Варшавському І. Л. зробити двигун на перекису, Запропонований академіком Е. А. Чудакова. Для цього були використані серійні дизельні двигуни підводних човнів типу " щука". А практично" благословення "на роботи дав сам Сталін. Це дозволило форсувати розробки і отримати на борту човна додатковий обсяг, де можна було розмістити торпеди та інше озброєння.

роботи з перекисом були виконані академіками Стечкиним, Чудакова і Варшавським в дуже короткі терміни. до 1953 року, за наявною інформацією, було обладнано 11 підводних човнів. На відміну від робіт з перекисом, Що велися США і Англією, наші підводні човни не залишали за собою ніякого сліду, в той час як газотурбінні (США і АНГЛІЯ) мали демаскирующий бульбашковий шлейф. Але крапку в вітчизняному впровадженні перекису і застосування її для підводних човнів поставив Хрущов: Країна перейшла на роботу з атомними субмаринами. І потужний заділ Н 2-зброї порізали на металобрухт.

Однак, що ж ми маємо в "сухому залишку" з перекисом? Виявляється, що її потрібно десь готувати, а потім вже заправляти баки (танки) машин. Це не завжди зручно. Тому краще б отримувати її безпосередньо на борту машини, а ще краще перед уприскуванням в циліндр або перед подачею на турбіну. В цьому випадку гарантувалася б повна безпека всіх робіт. Але які вихідні рідини для отримання її потрібні? Якщо брати якусь кислоту і перекис, Скажімо, барію ( Ва O 2), То цей процес стає досить незручним для використання безпосередньо на борту того ж "Мерседеса"! Тому звернемо увагу на просту воду - Н 2 O! Виявляється, її для отримання перекису можна спокійно і ефективно використовувати! А потрібно всього лише заправити баки звичайної колодязної водою і можна вирушати в путь-дорогу.

Єдине застереження: при такому процесі знову утворюється атомарний кисень (згадайте реакцію, з якою зіткнувся Вальтер), Але і тут з ним, як виявилося, можна вчинити розумно. Для його правильного використання потрібна водопаливної емульсія, в складі якої досить мати хоча б 5-10% нікого вуглеводневого палива. Той же мазут цілком може підійти, зате навіть при його застосуванні вуглеводневі фракції забезпечать флегматизацію кисню, тобто вступлять з ним в реакцію і дадуть додатковий імпульс, що виключає можливість неконтрольованого вибуху.

За всіма розрахунками тут вступає в свої права кавітація, утворення активних бульбашок, які здатні зруйнувати структуру молекули води, виділити гідроксильну групу ВІН і змусити її з'єднатися з такою ж групою, щоб отримати потрібну молекулу перекису Н 2 O 2.

Такий підхід дуже вигідний з будь-яких точок зору, бо дозволяє виключити процес виготовлення перекису поза об'єктом використання (тобто дає можливість створювати її прямо в двигуні внутрішнього згоряння). Це дуже вигідно, оскільки виключає етапи окремої заправки і зберігання Н 2 O 2. Виходить, що тільки в момент вприскування відбувається утворення потрібного нам з'єднання і, минаючи процес зберігання, перекис вступає в роботу. А в баках того ж авто може знаходиться водопаливної емульсія з мізерним відсотком вуглеводневого палива! Ось краса була б! І зовсім не страшно було б, якщо один літр пального мав ціну навіть у 5 доларів США. У перспективі можна перейти на тверде пальне типу кам'яного вугілля, і спокійно синтезувати з нього бензини. Вугілля ще вистачить на кілька сотень років! Тільки Якутія на невеликій глибині зберігає мільярди тонн цього викопного. Це величезний регіон, обмежений знизу ниткою БАМу, північний кордон якого сягає далеко вище річок Алдан й Мая ...

Однак перекису за описаною схемою можна готувати з будь-яких вуглеводнів. Думаю, що головне слово в цьому питанні залишилося за нашими вченими і інженерами.

Короткий зміст. У міру зменшення розмірів розробляються супутників все важче стає підбирати для них рухові установки (ДУ), що забезпечують необхідні параметри керованості і маневреності. На самих маленьких супутниках зараз традиційно використовують стиснений газ. Для підвищення ефективності, і при цьому зниження вартості в порівнянні з гідразіновимі ДУ пропонується використовувати перекис водню. Мінімальна токсичність і невеликі необхідні розміри установки дозволяють проводити багаторазові випробування в зручних лабораторних умовах. Описано досягнення в напрямку створення недорогих двигунів і баків для палива з самонаддувом.

Вступ

В останні роки відродився інтерес до використання концентрованої перекису водню в якості ракетного палива для двигунів самих різних масштабів. Перекис найбільш приваблива при використанні в нових розробках, де попередні технології не можуть конкурувати безпосередньо. Такими розробками якраз є супутники масою в 5-50 кг. Як однокомпонентне паливо, перекис володіє високою щільністю (\u003e 1300 кг / куб. М) і питомим імпульсом (УІ) в вакуумі близько 150 з [приблизно 1500 м / с]. Хоча це значно менше, ніж УІ гідразину, приблизно 230 з [близько 2300 м / с], спирт або вуглеводень в поєднанні з перекисом здатні підняти УІ до діапазону 250-300 з [приблизно від 2500 до 3000 м / с].

Ціна є тут важливим фактором, оскільки застосовувати перекис має сенс тільки якщо це дешевше, ніж побудувати зменшену версію класичної технології дистанційного керування. Здешевлення досить імовірно, якщо врахувати, що робота з отруйними компонентами здорожує розробку, перевірку і запуск системи. Наприклад, для випробування ракетних двигунів на отруйних компонентах існує всього кілька стендів, і їх число поступово зменшується. На відміну від цього, розробники мікросупутників можуть самі розробити свою власну перекисную технологію. Аргумент про безпеку палива особливо важливий при роботі з маловивченими варіантами систем. Робити такі системи набагато простіше, якщо є можливість проводити часті недорогі випробування. При цьому аварії і розливи компонентів ракетного палива повинні розглядатися як належне, точно так же, як, наприклад, аварійний останов комп'ютерної програми при її налагодженні. Тому при роботі з отруйними паливами стандартними є методи роботи, які віддають перевагу еволюційні, поступові зміни. Цілком можливо, що застосування менш токсичних палив в мікросупутників дозволить виграти від серйозних змін в конструкції.

Робота, описана нижче, є частиною більшої дослідницької програми, спрямованої на вивчення нових космічних технологій для невеликих масштабів застосування. Випробування проходять закінчені прототипи мікросупутників (1). Подібні теми, що заслуговують інтересу, включають невеликі ЖРД з насосною подачею палива для польотів на Марс, Місяць і назад при невеликих фінансових витратах. Такі можливості можуть бути дуже корисні для відправки невеликих дослідницьких апаратів на отлётние траєкторії. Метою даної статті є створення технології ДУ, яка використовує перекис водню і не вимагає дорогих матеріалів або методів розробки. Критерій ефективності в даному випадку - істотну перевагу над можливостями, наданими ДУ на стислому азоті. Акуратний аналіз потреб мікросупутників допомагає уникнути непотрібних вимог до системи, які підвищують її ціну.

Вимоги до рухової технології

якщо для електронних систем зазвичай характеристики вважаються заданими, то для ДУ це зовсім не так. Це стосується можливості зберігання на орбіті, різких включень і виключень, здатності витримувати довільно довгі періоди бездіяльності. З точки зору інженера-двигателистов визначення завдання включає розклад, що показує, коли і наскільки довго кожен двигун повинен працювати. Ця інформація може бути мінімальною, але вона в будь-якому випадку знижує інженерні складності і вартість. Наприклад, ДУ може бути випробувана за допомогою відносно недорогого обладнання, якщо для польоту не має значення дотримання часу роботи ДУ з точністю до мілісекунд.

Іншими умовами, зазвичай здорожує систему, можуть бути, наприклад необхідність точного передбачення тяги і питомої імпульсу. Традиційно, така інформація дозволяла застосовувати точно розраховані корекції швидкості з наперед заданим часом роботи ДУ. З огляду на сучасний рівень датчиків і обчислювальні можливості, доступні на борту супутника, має сенс проводити інтегрування прискорення до тих пір, поки не буде досягнуто заданий зміна швидкості. Спрощені вимоги дозволяють здешевити індивідуальні розробки. Вдається уникнути точної підгонки тисків і потоків, а також дорогих випробувань у вакуумній камері. Теплові умови вакууму, однак, все ж доводиться враховувати.

Найпростіший руховий маневр - включити двигун всього один раз, на ранній стадії роботи супутника. У цьому випадку початкові умови і час розігріву ДУ впливають найменше. Обнаружіми витоку палива до і після маневру не позначаться на результаті. Такий простий сценарій може бути важким з іншої причини, наприклад, через велику необхідного збільшення швидкості. Якщо необхідне прискорення є високим, то розміри двигуна і його маса стають ще більш важливими.

Найбільш складними завданнями роботи ДУ є десятки тисяч або більше коротких імпульсів, розділених годинами або хвилинами бездіяльності, протягом багатьох років. Перехідні процеси на початку і кінці імпульсу, теплові втрати в апараті, витоку палива - все це повинно бути мінімізовано або усунуто. Даний вид тяги є типовим для завдання 3-осной стабілізації.

Завданням проміжної складності можна вважати періодичні включення ДУ. Прикладами є зміни орбіт, компенсація атмосферних втрат, або періодичні зміни орієнтації супутника, стабілізованого обертанням. Такий режим роботи також зустрічається у супутників, які мають інерційні маховики або які стабілізовані гравітаційним полем. Такі польоти зазвичай включають короткі періоди високої активності ДУ. Це важливо, тому що гарячі компоненти палива будуть втрачати менше енергії під час таких періодів активності. При цьому можна використовувати більш прості пристрої, Ніж для тривалого підтримання орієнтації, тому такі польоти є хорошими кандидатами на використання недорогих рідинних ДУ.

Вимоги, що пред'являються до розробляється двигуну

Вимоги щодо терміну служби також обмежують допустимі масу і розміри рухової установки. Наприклад, в разі однокомпонентного палива додавання каталізатора може збільшити термін служби. Двигун системи орієнтації може працювати в сумі кілька годин за час всього терміну служби. Однак баки супутника можуть спорожніти за хвилини, якщо потрібно досить велика зміна орбіти. Для запобігання витоку і забезпечення щільного закриття вентиля навіть після багатьох пусків в лініях ставлять поспіль кілька вентилів. Додаткові вентилі можуть бути невиправдані для малих супутників.

Мал. 1 показує, що рідинні двигуни не завжди можна зменшити пропорційно, для використання для малих систем тяги. великі двигуни зазвичай піднімають в 10 - 30 разів більше своєї ваги, і це число збільшується до 100 для двигунів ракет-носіїв з насосною подачею палива. Однак найменші рідинні двигуни не можуть навіть підняти свою вагу.

Двигуни для супутників важко зробити маленькими.

Навіть якщо невеликий існуючий двигун досить легкий, щоб служити як основний двигун маневрування для мікросупутника, вибрати набір з 6-12 рідинних двигунів для 10-кілограмового апарату практично неможливо. Тому мікросупутники використовують для орієнтації стиснений газ. Як показано на рис. 1, існують газові двигуни з співвідношенням тяги до маси такої ж, як у великих ракетних двигунів. газові двигуни являють собою просто соленоїдний вентиль з соплом.

До того ж до вирішення проблеми маси рухової установки, системи на стиснутому газі дозволяють отримувати більш короткі імпульси, ніж рідинні двигуни. Це властивість важливо для безперервного підтримки орієнтації протягом довгих польотів, як показано в Додатку. У міру зменшення розмірів космічних апаратів все більш короткі імпульси можуть бути цілком достатні для підтримки орієнтації із заданою точністю для даного терміну служби.

Хоча системи на стиснутому газі виглядають в цілому найкращим чином для застосування на невеликих космічних апаратах, ємності для зберігання газу займають досить великий обсяг і важать досить багато. Сучасні композитні баки для зберігання азоту, розроблені для невеликих супутників, важать приблизно стільки ж, скільки сам азот, укладений в них. Для порівняння, баки для рідких палив в космічних кораблях можуть зберігати паливо масою до 30 мас баків. З огляду на вагу як баків, так і двигунів, було б дуже корисним зберігати паливо в рідкій формі, і перетворювати його в газ для розподілу між різними двигунами системи орієнтації. Такі системи були розроблені для використання гідразину в коротких суборбітальних експериментальних польотах.

Перекис водню як ракетне паливо

Концентрування і очищення

Для використання в даному проекті 35% перекис купується в поліетиленових контейнерах об'ємом в 1 галон. Спочатку вона концентрується до 85%, потім очищається на установці, показаній на рис. 2. Цей варіант раніше використаного методу спрощує схему установки і зменшує необхідність очищення скляних частин. Процес автоматизований, так що для отримання 2 літрів перекису в тиждень потрібно тільки щоденне наповнення і спорожнення судин. Звичайно, ціна за літр виходить високою, але повна сума все ще виправдана для невеликих проектів.

Спочатку в двох літрових склянках на електроплитках в витяжній шафі випарюють більшу частину води протягом контрольованого таймером періоду в 18 годин. Обсяг рідини в кожній склянці зменшується вчетверо, до 250 мл, або приблизно 30% початкової маси. При випаровуванні втрачається чверть вихідних молекул перекису. Швидкість втрат зростає з концентрацією, так що для даного методу практичним межею концентрації є 85%.

Установка зліва - це комерційно доступний роторний вакуумний випарник. 85% розчин, який має приблизно 80 ppm сторонніх домішок, нагрівається кількостями по 750 мл на водяній бані при 50C. В установці підтримується вакуум не вище 10 мм рт. ст., що забезпечує швидку перегонку протягом 3-4 годин. Конденсат стікає в ємність зліва внизу з втратами менше 5%.

Ванна з водоструминним насосом видно за випарником. У ній встановлено два електронасоса, один з яких подає воду на водоструминний насос, а другий циркулює воду через морозильник, водяний холодильник роторного випарника і саму ванну, підтримуючи температуру води тільки трохи вище нуля, що покращує як конденсацію парів в холодильнику, так і вакуум в системі. Пари перекису, які не сконденсувати на холодильнику, потрапляють в ванну і розлучаються до безпечної концентрації.

Чистий перекис водню (100%) значно щільніше води (в 1,45 рази при 20C), так що плаваючий скляний ареометр (в діапазоні 1,2-1,4) зазвичай визначає концентрацію з точністю до 1%. Як куплена початково перекис, так і дистильований розчин були проаналізовані на вміст домішок, як показано в табл. 1. Аналіз включав плазменно-емісійну спектроскопію, іонну хроматографію і вимір повного змісту органічного вуглецю (total organic carbon - TOC). Зауважимо, що фосфат і олово є стабілізаторами, вони додані у вигляді солей калію і натрію.

Таблиця 1. Аналіз розчину перекису водню

Заходи безпеки при поводженні з перекисом водню

Дія на очі і легені більш небезпечно. На щастя, тиск парів перекису досить низьке (2 мм рт. Ст. При 20C). Витяжна вентиляція легко підтримує концентрацію нижче межі для дихання в 1 ppm, встановленого OSHA. Перекис можна переливати між відкритими контейнерами над піддонами на випадок розливу. Для порівняння, N2O4 і N2H4 повинні постійно перебувати в запечатаних судинах, при роботі з ними часто використовується спеціальний дихальний апарат. Це відбувається через їх значно більше високого тиску парів і граничної концентрації в повітрі в 0,1 ppm для N2H4.

Змивання розлитої перекису водою робить її безпечною. Що стосується вимог до захисного одягу, то незручні костюми можуть збільшити ймовірність протоки. При роботі з невеликими кількостями, можливо, важливіше дотримуватися питань зручності. Наприклад, робота вологими руками виявляється розумною альтернативою роботі в рукавичках, які можуть навіть пропускати бризки, якщо вони протікають.

Хоча рідка перекис не розкладається в масі при дії джерела вогню, пари концентрованої перекису можуть здетонувати при незначному впливі. Ця потенційна небезпека ставить межу обсягами виробництва установки, описаної вище. Розрахунки і вимірювання показують дуже високу ступінь безпеки тільки для даних невеликих обсягів виробництва. На рис. 2 повітря втягується в горизонтальні вентиляційні щілини, що знаходяться за апаратом, при 100 cfm (кубічних футів в хвилину, приблизно 0,3 куб. М в хвилину) уздовж 6 футів (180 см) лабораторного столу. Концентрація парів нижче 10 ppm була виміряна безпосередньо над концентрує склянками.

Утилізація невеликих кількостей перекису після розведення їх водою не призводить до наслідків для навколишнього середовища, хоча це і суперечить найбільш суворої трактуванні правил утилізації небезпечних відходів. Перекис - окислювач, і, отже, потенційно вогненебезпечна. При цьому, однак, необхідна наявність горючих матеріалів, і занепокоєння не є виправданим при роботі з невеликими кількостями матеріалів через розсіювання тепла. Наприклад, мокрі плями на тканинах або пухкому папері зупинять небошое полум'я, оскільки перекис володіє високою питомою теплоємністю. Контейнери для зберігання перекису повинні мати вентилюючі отвори або запобіжні клапани, оскільки поступове розкладання перекису на кисень і воду підвищує тиск.

Сумісність матеріалів і розпад при зберіганні

Історичні роботи включають експерименти на сумісність із зразками матеріалів, що проводяться в скляних судинах з концентрованою перекисом. В підтримку традиції, із зразків для тестування були зроблені невеликі запечатані судини. Спостереження за зміною тиску і масою судин показують швидкість розкладання і витоку перекису. На додаток до цього можливе збільшення обсягу або ослаблення матеріалу стає помітним, так як стінки судини зазнають утисків.

Фторополімери, такі як політетрафторетилен (PTFE - polytetrafluroethylene), поліхлоротріфторетілен (PCTFE - polychlorotrifluroethylene) і фторид полівінілідена (PVDF - polyvinylidene fluoride) не розкладаються під дією перекису. Вони також призводять до уповільнення розкладання перекису, так що ці матеріали можна використовувати для покриття баків, або проміжних ємностей, якщо в них потрібно зберігати паливо протягом декількох місяців або років. Аналогічним чином ущільнювачі з фтороеластомера (зі стандартного "Витона") і фтор мастила цілком підходять для тривалого контакту з перекисом. Полікарбонатний пластик на диво не піддається впливу концентрованої перекису. Цей матеріал, що не утворює осколків, використовується всюди, де необхідна прозорість. Ці випадки включають створення прототипів зі складною внутрішньою структурою і баків, в яких необхідно бачити рівень рідини (див. Рис. 4).

Розкладання при контакті з матеріалом Al-6061-T6 всього в кілька разів швидше, ніж з найбільш сумісними алюмінієвими сплавами. Цей сплав міцний і легкодоступний, в той час як найбільш сумісні сплави володіють недостатньою міцністю. Відкриті чисто алюмінієві поверхні (тобто Al-6061-T6) зберігаються протягом багатьох місяців при контакті з перекисом. Це при тому, що вода, наприклад, окисляє алюміній.

Всупереч історично сформованим рекомендацій, складні операції з очищення, використовують шкідливі для здоров'я чистячі засоби, не є необхідними для більшості застосувань. Більшість частин апаратів, які використовуються в даній роботі з концентрованою перекисом, просто змивалися водою з пральним порошком при температурі 110F. Попередні результати показують, що подібний підхід дайте майже такі ж гарні результати, Як і рекомендовані процедури з очищення. Зокрема, промивка судини з PVDF протягом доби 35% -ної азотної кислотою зменшує швидкість розкладання всього на 20% протягом 6-місячного періоду.

Легко обчислити, що розкладання одного відсотка перекису, що міститься в закритій посудині з 10% вільного об'єму, піднімає тиск до майже 600psi (фунтів на квадратний дюйм, тобто приблизно 40 атмосфер). Це число показує, що зменшення ефективності перекису при зниженні її концентрації значно менш важливо, ніж міркування безпеки при зберіганні.

Планування космічних польотів з використанням концентрованої перекису вимагає всебічного розгляду можливої \u200b\u200bнеобхідності скидання тиску шляхом вентиляції баків. Якщо робота рухової системи починається протягом днів або тижнів з моменту старту, необхідний порожній обсяг баків може відразу вирости в кілька разів. Для таких супутників має сенс робити суцільнометалеві баки. Період зберігання, зрозуміло, включає в себе час, що відводиться на передпольотної операції.

На жаль, формальні правила роботи з паливом, які були розроблені з урахуванням застосування високотоксичних компонентів, зазвичай забороняють системи автоматичної вентиляції на польотний обладнанні. Зазвичай використовуються дорогі системи стеження за тиском. Ідея підвищення безпеки забороною вентиляційних клапанів суперечить нормальній "земної" практиці при роботі з рідинними системами, що знаходяться під тиском. Це питання може бути доведеться переглянути в залежності від того, яка ракета-носій використовується при старті.

При необхідності розкладання перекису може підтримуватися на рівні 1% в рік або нижче. На додаток до сумісності з матеріалами баків, коефіцієнт розкладання сильно залежить від температури. Може виявитися можливим зберігати перекис необмежено довго в космічних польотах, якщо вдасться її заморожувати. Перекис не має права продовжувати при замерзанні і не створює загрози для клапанів і труб, як це відбувається з водою.

Оскільки перекис розкладається на поверхнях, збільшення відносини обсягу до поверхні може підвищити термін зберігання. Порівняльний аналіз із зразками в 5 куб. см і 300 куб. см підтверджують цей висновок. Один експеримент з 85% перекисом в ємності в 300 куб. см., зробленої з PVDF, показав коефіцієнт розкладання при 70F (21C) в 0,05% в тиждень, або 2,5% в рік. Екстраполяція до 10-літрових баків дає результат приблизно в 1% в рік при 20C.

В інших порівняльних експериментах з використанням PVDF або покриті PVDF на алюмінії, перекис, що має 80 ppm стабілізуючих добавок, розкладалася всього на 30% повільніше, ніж очищена перекис. Це насправді добре, що стабілізатори не сильно підвищують термін зберігання перекису в баках при довгих польотах. Як показано в наступному розділі, ці добавки досить сильно заважають використанню перекису в двигунах.

Розробка двигунів

Каталізатор на основі срібла

Склад поверхні і механізм роботи каталізатора повністю неясні, як випливає з безлічі необ'ясняемих і суперечливих тверджень в літературі. Каталітична активність поверхні чистого срібла може бути посилена нанесенням нітрату самарію з подальшим прожарюванням. Ця речовина розкладається на оксид самарію, але може також окисляти срібло. Інші джерела на додаток до цього посилаються на обробку чистого срібла азотною кислотою, яка розчиняє срібло, але також і є окислювачем. Ще більш простий спосіб заснований на тому, що чисто срібний каталізатор може підвищувати свою активність при використанні. Це спостереження було перевірено і підтверджено, що призвело до використання каталізатора без нітрату самарію.

Оксид срібла (Ag2O) має коричнево-чорний колір, а перекис срібла (Ag2O2) має сіро-чорний колір. Ці кольори з'являлися один за іншим, показуючи, що срібло поступово окислюється все більше. Самий темний колір відповідав найкращому дії каталізатора. Крім того, поверхня виявлялася все більш нерівній в порівнянні зі "свіжим" сріблом при аналізі під мікроскопом.

Був знайдений простий метод перевірки активності каталізатора. Окремі гуртки срібною сітки (діаметр 9/16 дюйма [приблизно 14 мм] накладалися на краплі перекису на сталевий поверхні. Тільки що куплена срібна сітка викликала повільне "шипіння". Найбільш активний каталізатор багаторазово (10 разів) викликав потік пари протягом 1 секунди.

Це дослідження не доводить, що окислене срібло є каталізатором, або що спостережуване потемніння викликане головним чином окисленням. Достойно також згадки те, що обидва оксиду срібла, як відомо, розкладаються при відносно невисоких температурах. Надлишок кисню під час роботи двигуна, однак, може змістити рівновагу реакції. Спроби експериментально з'ясувати важливість окислення і нерівностей поверхні однозначного результату не дали. Спроби включали аналіз поверхні за допомогою рентгенівського фотоелектронного спектроскопа (X-ray Photoelectron Spectroscopy, XPS), також відомого як електронний спектроскопічний хімічний аналізатор (Electron Spectroscopy Chemical Analysis, ESCA). Були також зроблені спроби виключити ймовірність забруднення поверхні у свіжокуплені срібних сіток, що погіршувало каталітичну активність.

Незалежні перевірки показали, що ні нітрат самарію, ні його твердий продукт розкладання (що є, ймовірно, оксидом) НЕ каталізують розкладання перекису. Це може означати, що обробка нітратом самарію може працювати за допомогою окислення срібла. Однак, також є версія (без наукового обґрунтування), що обробка нітратом самарію запобігає прилипання бульбашок газоподібних продуктів розкладання до поверхні каталізатора. У даній роботі в кінцевому підсумку розробка легких двигунів була визнана більш важливою, ніж рішення головоломок каталізу.

схема двигуна

Замість цього в даній роботі були отримані непогані результати при використанні камер двигуна, зроблених з бронзи (мідний сплав C36000) на токарному верстаті. Бронза легко обробляється, і до того ж її коефіцієнт теплового розширення близький до коефіцієнта срібла. При температурі розкладання 85% перекису, близько 1200F [приблизно 650C], бронза має відмінну міцність. Ця відносно невисока температура дозволяє також використовувати алюмінієвий інжектор.

Такий вибір легко оброблюваних матеріалів і концентрації перекису, легко досяжною в лабораторних умовах представляється досить вдалим поєднанням для проведення експериментів. Зауважимо, що використання 100% перекису призвело б до розплавлення як каталізатора, так і стінок камери. Наведений вибір вдає із себе компроміс між ціною і ефективністю. Варто відзначити, що бронзові камери використовуються на двигунах РД-107 і РД-108, що застосовуються на такому успішному носії як Союз.

На рис. 3 показаний легкий варіант двигуна, який прівінчівается безпосередньо до основи рідинного клапана невеликого маневрує апарату. Зліва - 4-грамовий алюмінієвий інжектор з фтореластомерним ущільнювачем. 25-грамовий срібний каталізатор розділений, щоб можна було його показати з різних сторін. Праворуч - 2-грамова пластина, що підтримує катализаторную сітку. Повна маса частин, показаних на малюнку - приблизно 80 грам. Один з таких двигунів був використаний для наземних випробувань управління 25-кілограмовим дослідницьким апаратом. Система працювала відповідно до дизайну, включаючи використання 3,5 кілограмів перекису без видимої втрати якості.

150-грамовий комерційно доступний соленоїдний вентиль прямої дії, який має отвір в 1,2 мм і 25-омную котушку, керовану джерелом в 12 вольт, показав задовільні результати. Поверхні вентиля, що вступають в контакт з рідиною, складаються з нержавіючої сталі, алюмінію і Витона. Повна маса вигідно відрізняється від маси понад 600 грам для 3-фунтового [приблизно 13Н] двигуна, використаного для підтримки орієнтації ступені Центавр до 1984 року.

тестування двигуна

Мал. 4 показує установку, готову для проведення експерименту. Безпосередні експерименти в лабораторних умовах виявляються можливими через використання досить нешкідливого палива, низьких значень тяги, роботи при нормальних кімнатних умовах і атмосферному тиску, і застосування простих приладів. Захисні стінки установки зроблені з полікарбонатних листів товщиною в півдюйма [приблизно 12 мм], які встановлені на алюмінієвій рамі, в умовах хорошої вентиляції. Панелі були випробувані на розламується зусилля в 365.000 Н * с / м ^ 2. Наприклад, осколок в 100 грам, рухаючись з надзвуковою швидкістю в 365 м / с, зупиниться, якщо площа удару 1 кв. см.

На фотографії камера двигуна орієнтована вертикально, трохи нижче витяжної труби. Датчики тиску на вході в інжектор і тиску всередині камери знаходяться на платформі ваг, які вимірюють тягу. Цифрові індикатори часу роботи і температури знаходяться зовні стінок установки. Відкриття головного клапана включає невеликий масив індикаторів. Запис даних ведеться шляхом установки всіх індикаторів в полі видимості відеокамери. Остаточні вимірювання були проведені за допомогою термочутливого крейди, яким провели лінію уздовж довжини камери каталізу. Зміна кольору відповідало температурі понад 800 F [приблизно 430C].

Ємність з концентрованою перекисом знаходиться зліва від ваг на окремій опорі, так що зміна маси палива не впливає на вимірювання тяги. За допомогою еталонних гир було перевірено, що трубки, що підводять перекис до камери, досить гнучкі для досягнення точності вимірювання в межах 0,01 фунта сили [приблизно 0,04Н]. Ємність для перекису була виготовлена \u200b\u200bз великою полікарбонатною труби і калібрувати так, що зміна рівня рідини може використовуватися для обчислення УІ.

параметри двигуна

Початковий короткочасний пуск проводився для уникнення "вологого" старту, при якому з'являвся видимий вихлоп. Зазвичай початковий пуск проводився протягом 5 с при витраті<50%, но вполне хватало бы и 2 с. Затем шёл основной прогон в течение 5-10 с, достаточных для полного прогрева двигателя. Результаты показывали температуру газа в 1150F , что находится в пределах 50F от теоретического значения. 10-секундные прогоны при постоянных условиях использовались для вычисления УИ. Удельный импульс оказывался равным 100 с , что, вероятно, может быть улучшено при использовании более оптимальной формы сопла, и, особенно, при работе в вакууме.

Довжина срібного каталізатора була успішно зменшена з консервативних 2,5 дюймів [приблизно 64 мм] до 1,7 дюймів [приблизно 43 мм]. Остаточна схема двигуна мала 9 отворів діаметром 1/64 дюйма [приблизно 0,4 мм] в плоскій поверхні інжектора. Критичне перетин розміром 1/8 дюйма дозволило отримати тягу в 3,3 фунта сили при тиску в камері 220 psig і різницею тисків 255 psig між вентилем і критичним перетином.

Дистильоване паливо (табл. 1) давало стабільні результати і стійкі виміри тиску. Після прогону 3 кг палива і 10 стартів, точка з температурою в 800F перебувала на камері на відстані в 1/4 дюйма від поверхні інжектора. При цьому, для порівняння, час працездатності двигуна при 80 ppm домішок була неприйнятною. Коливання тиску в камері на частоті 2 Гц досягли значення 10% після витрачання всього 0,5 кг палива. Точка температури 800F відійшла на відстань понад 1 дюйма від інжектора.

Кілька хвилин в 10% азотній кислоті відновили каталізатор до хорошого стану. Незважаючи на те, що при цьому, разом із забрудненнями, було розчинено деяку кількість срібла, активність каталізатора була краще, ніж після обробки азотною кислотою нового, ще не використовувався каталізатора.

Слід зазначити, що, хоча час розігріву двигуна обчислюється секундами, значно коротші импулься можливі, якщо двигун уже розігрітий. Динамічний відгук рідинної підсистеми тяги масою в 5 кг на лінійній ділянці показав час імпульсу коротше, ніж в 100 мс, з переданим імпульсом близько 1 Н * с. Зокрема, зсув був приблизно +/- 6 мм при частоті в 3 Гц, з обмеженням, що задається системі швидкістю управління.

Варіанти побудови ДУ

традиційні схеми

Варіант B є найбільш простий рідинної схемою, і був багато разів випробуваний в польотах з гідразином в якості палива. Газ, що підтримує тиск в баку, зазвичай займає чверть бака під час старту. Газ поступово розширюється під час польоту, так що говорять, що тиск "видувається". Однак падіння тиску знижує як тягу, так і УІ. Максимальний тиск рідини в баку має місце під час запуску, що збільшує масу баків з міркувань безпеки. Недавній приклад - апарат Лунар Проспектор, який мав приблизно 130 кг гідразину і 25 кг маси ДУ.

Варіант C широко використовується з традиційними отруйними однокомпонентними і двокомпонентними паливами. Для самих маленьких супутників потрібно додавати ДУ на стиснутому газі для підтримки орієнтації, як описувалося вище. Наприклад, додавання ДУ на стиснутому газі до варіанту C призводить до варіанту D. Рухові системи даного типу, що працюють на азоті і концентрованої перекису, були побудовані в Лоуренсовской Лабораторії (LLNL), щоб можна було безпечно відчувати системи орієнтації прототипів мікросупутників, що працюють на неотруйних паливах .

Підтримка орієнтації за допомогою гарячих газів

Для подальшого зменшення маси апаратури і спрощення системи зберігання бажано взагалі уникнути ємностей зберігання газу. Варіант F потенційно є цікавим для мініатурних систем на перекису. Якщо до початку роботи потрібно тривале зберігання палива на орбіті, то система може стартувати без початкового тиску. Залежно від вільного місця в баках, розміру баків і їх матеріалу система може бути розрахована на накачування тиском в зумовлений момент в польоті.

У варіанті D є два незалежних джерела палива, для маневрування і підтримки орієнтації, що змушує окремо заздалегідь враховувати витрату для кожної з цих функцій. Системи E і F, які виробляють гарячий газ для підтримки орієнтації з палива, використовуваного для маневрування, мають велику гнучкість. Наприклад, невикористане при маневруванні паливо може бути вжито на продовження терміну служби супутника, з яким потрібно підтримувати свою орієнтацію.

Ідеї \u200b\u200bсамонаддува

Варіанти G і H можна назвати рідинними системами "гарячого газу під тиском", або "видування-наддуву", а також "газу з рідини" або "самонаддува". Для керованого наддуву бака відпрацьованим паливом потрібно можливість підвищувати тиск.

Варіант G використовує бак з мембраною, що відхиляється тиском, так що спочатку тиск рідини вище тиску газу. Цього можна домогтися за допомогою диференціального клапана або еластичною діафрагми, яка розділяє газ і рідина. Може використовуватися і прискорення, тобто гравітація в наземних цілях або відцентрова сила в обертовому космічному апараті. Варіант H працює з будь-яким баком. Спеціальний насос для підтримки тиску забезпечує циркуляцію через газогенератор і назад до вільного об'єму в баку.

В обох випадках рідинний регулятор запобігає появі зворотного зв'язку і виникнення довільно високого тиску. Для нормальної роботи системи потрібен додатковий клапан, включений послідовно з регулятором. Надалі він може використовуватися для управління тиском в системі в межах до тиску встановлюється регулятором. Наприклад, маневри зі зміни орбіти будуть проводитися при повному тиску. Зменшений тиск дозволить домогтися більш акуратного підтримки орієнтації по 3 осях, при цьому зберігаючи паливо для продовження терміну служби апарату (див. Додаток).

Протягом багатьох років проводилися експерименти з насосами разностной площі як в насосах, так і в баках, і існує безліч документів, що описують такі конструкції. У 1932 р Роберт Х. Годдард і ін. Побудував насос, що приводиться в дію машиною, для керування рідким і газоподібним азотом. Кілька спроб було зроблено між 1950 і 1970 рр., В яких розглядалися варіанти G і H для атмосферних польотів. Ці спроби зменшення обсягу проводилися з метою зменшити лобовий опір. Роботи ці були згодом припинені з повсюдним розвитком твердопаливних ракет. Порівняно недавно проводилися роботи над системами з самонаддувом, що використовують гідразин і диференціальні клапани, з деякими нововведеннями для специфічних застосувань.

Рідинні системи зберігання палива з самонаддувом не розглядалися всерйоз для довготривалих польотів. Є кілька технічних причин, за якими для того, щоб розробити вдалу систему, має бути забезпечено добре передбачувані властивості тяги протягом всього терміну служби ДУ. Наприклад, каталізатор, підвішений в газі, що забезпечує наддув, може розкласти паливо всередині бака. Буде потрібно поділ баків, як у варіанті G, щоб домогтися працездатності в польотах, які потребують тривалого періоду спокою після початкового маневрування.

Робочий цикл тяги теж є важливим з теплових міркувань. На рис. 5G і 5H тепло, що виділяється при реакції в газогенераторе, втрачено в оточуючих частинах в процесі тривалого польоту при рідкісних включених ДУ. Це відповідає використанню м'яких ущільнювачів для систем гарячого газу. Високотемпературні металеві ущільнювачі імеею великий витік, але вони будуть потрібні тільки якщо робочий цикл ДУ є напруженим. Питання про товщину теплоізоляції і теплоємності компонентів потрібно розглядати, добре уявляючи собі передбачуваний характер роботи ДУ під час польоту.

Двигуни з насосною подачею

Хоча рис. 5J кілька спрощений, він включений тут для того, щоб показати, що це зовсім інший варіант, ніж варіант H. В останньому випадку насос використовується як допоміжний механізм, і вимоги до насоса відрізняються від насоса двигуна.

Триває робота, спрямована в тому числі на випробування ракетних двигунів, що працюють на концентрованої перекису і використовують насосні агрегати. Можливо, що легко неповторним недорогі випробування двигунів, що використовують нетоксичний паливо, дозволять досягти ще більш простих і надійних схем, ніж було досягнуто раніше при використанні насосних гідразінових розробок.

Прототип системи самонаддува бака

Мал. 6 зображує недороге випробувальне обладнання, яке використовує Діференціальний клапанний насос, зроблений з відрізка алюмінієвої труби діаметром 3 дюйми [приблизно 75 мм] з товщиною стінки 0,065 дюйма [приблизно 1.7 мм], затиснутий на кінцях між кільцями ущільнювачів. Сварка тут відсутня, що спрощує перевірку системи після випробувань, зміна конфігурації системи, а також знижує вартість.

Ця система з самонаддувом концентрованої перекису випробовувалася з використанням соленоїдних вентилів, доступних у продажу, і недорогих інструментів, як і при розробці двигуна. Орієнтовна діаграма системи зображена на рис. 7. На додаток до термопарі, занурюваної в газ, температура також мірялася на баку і газогенераторе.

Бак влаштований так, що тиск рідини в ньому трохи вище, ніж тиск газу (???). Численні пуски були проведені з використанням початкового тиску повітря в 30 psig [приблизно 200 кПа]. Коли керуючий вентиль відкривається, потік через газогенератор подає пар і кисень в канал підтримки тиску в баку. Перший порядок позитивного зворотного зв'язку системи призводить до експоненціального зростання тиску до тих пір, поки рідинний регулятор не закривається при досягненні 300 psi [приблизно 2 МПа].

Чутливість до вхідного тиску неприпустима для регуляторів тиску газу, які використовуються в даний час на супутниках (рис. 5A і C). У рідинної системі з самонаддувом вхідний тиск регулятора залишається у вузькому діапазоні. Таким чином вдається уникнути багатьох складнощів, властивих звичайним схемам регуляторів, що використовуються в аерокосмічній промисловості. Регулятор масою 60 грам має всього 4 рухомих частини, не рахуючи пружин, ущільнювачів і гвинтів. Регулятор має гнучкий ущільнювач для закриття при перевищенні тиску. Ця проста осесиметрична схема виявляється достатньої через те, що не потрібно підтримувати тиск в певних межах на вході в регулятор.

Газогенератор також спрощується завдяки невисоким вимогам до системи в цілому. При різниці тисків в 10 psi потік палива досить малий, що дозволяє використовувати найпростіші схеми інжекторів. Крім того, відсутність запобіжного вентиля на вході в газогенератор призводить тільки до невеликих вібрацій порядку 1 Гц в реакції розкладання. Відповідно, порівняно невеликий зворотний потік під час початку роботи системи нагріває регулятор не вище 100F.

Початкові випробування не використовували регулятор; при цьому було показано, що тиск в системі можна підтримувати будь-яким в межах від допустимого тертям ущільнювача до обмежувача безпечного тиску в системі. Така гнучкість системи може використовуватися для зменшення потрібної тяги системи орієнтації протягом більшої частини терміну служби супутника, з причин, вказаних вище.

Одним з спостережень, які здаються очевидними згодом, було те, що бак нагрівається сильніше, якщо в системі відбуваються низькочастотні коливання тиску при управлінні без встановленого коефіцієнту. Запобіжний вентиль на вході в бак, де подається стиснений газ, міг би усунути додатковий потік тепла, що відбувається через коливання тиску. Цей вентиль також не дав би баку накопичувати тиск, але це не обов'язково важливо.

Хоча алюмінієві частини плавляться при температурі розкладання 85% перекису, температура трохи знижується через втрати тепла і уривчастості потоку газу. Бак, показаний на фотографії, мав температуру помітно нижче 200F під час випробувань з підтриманням тиску. Одночасно з цим температура газу на виході перевищувала 400F під час досить енергійних перемикань клапана теплого газу.

Температура газу на виході важлива тому, що вона показує, що вода залишається в стані перегрітої пари всередині системи. Діапазон від 400F до 600F виглядає ідеальним, так як це досить холодно для дешевого легкого обладнання (алюміній і м'які ущільнювачі), і досить тепло, щоб отримати значну частину енергії палива, використовуваного для підтримання орієнтації апарату за допомогою газових струменів. Під час періодів роботи при зниженому тиску додатковою перевагою є те, що мінімальна температура. необхідна для уникнення конденсації вологи, також знижується.

Для роботи якомога довше в допустимих межах температури такі параметри, як товщина теплоізоляції і загальна теплоємність конструкції потрібно підганяти під конкретний профіль тяги. Як і очікувалося, після випробувань в баку було виявлено сконденсованих вода, але ця невикористана маса становить невелику частину повної маси палива. Навіть якщо вся вода з потоку газу, що використовується для орієнтації апарата, сконденсіруется, все одно 40% маси палива буде газоподібним (для 85% перекису). Навіть цей варіант виявляється краще, ніж використовувати стиснутий азот, так як вода легше, ніж дорогий сучасний бак для азоту.

Випробувально обладнання, показане на рис. 6, очевидно, далеко від того, щоб називатися закінченою системою тяги. Рідинні двигуни приблизно того ж типу, що описаний в даній статті, можуть бути, наприклад, підключені до вихідного роз'єму бака, як показано на рис. 5G.

Плани на наддув насосом

Планується використовувати пару насосних камер, що працюють по черзі, замість мінімально необхідної однієї камери. Це дозволить забезпечити постійну роботу підсистеми орієнтації на теплому газі при постійному тиску. Завдання полягає в тому, щоб можна було підбирати бак, щоб зменшити масу системи. Насос буде працювати на частини газу з газогенератора.

дискусія

Ця стаття розглянула можливості використання перекису водню з використанням недорогих матеріалів і прийомів, які можна застосувати в малих масштабах. Отримані результати можуть бути застосовані також і до ДУ на однокомпонентному гідразин, а також і у випадках, коли перекис може служити окислювачем в неотруйних двокомпонентних комбінаціях. Останній варіант включає самозаймисті спиртові палива, описані в (6), а також рідкі і тверді вуглеводні, які спалахують при контакті з гарячим киснем, що виходять при розкладанні концентрованої перекису.

Щодо проста технологія роботи з перекисом, описана в цій статті, може безпосередньо використовуватися в експериментальних космічних апаратах та інших супутниках невеликих розмірів. Всього одне покоління назад низькі навколоземні орбіти і навіть глибокий космос досліджувалися за допомогою фактично нових і експериментальних технологій. Наприклад, система посадки місячного Сёрвейора включала численні м'які ущільнювачі, які можуть вважатися неприйнятними сьогодні, але були цілком адекватні поставленим завданням. В даний час багато наукових інструменти та електроніка сильно миниатюризировать, але технологія ДУ не відповідає запитам маленьких супутників або маленьких місячних посадкових зондів.

Ідея полягає в тому, що замовне обладнання може бути розроблено для конкретних застосувань. Це, звичайно, суперечить ідеї "успадкування" технологій, яка зазвичай превалює при виборі супутникових підсистем. Базою для такої думки служить припущення, що деталі процесів недостатньо добре вивчені, щоб розробляти і запускати абсолютно нові системи. Дана стаття була викликана думкою, що можливість частих недорогих експериментів дозволить дати необхідні знання конструкторам невеликих супутників. Разом з розумінням як потреб супутників, так і можливостей технологією приходить потенційне зниження непотрібних вимог до системи.

Подяки

Дослідження було частиною програми Клементина-2 і Програми Технологій мікросупутників в Лабораторії Лоуренса, за підтримки Дослідницької Лабораторії ВВС США. Дана робота використовувала кошти уряду США і була проведена в Національній Лабораторії Лоуренса в Ліверморі, університет Каліфорнії в рамках контракту W-7405-Eng-48 з Департаментом Енергетики США.