Jak działa i działa silnik na paliwo płynne

W żadnym wypadku nie umniejszamy zasług wielkiego K.E. Tsiołkowski, ale nadal był teoretykiem nauk o rakietach. Dziś chcielibyśmy wspomnieć o człowieku, który jako pierwszy zbudował rakietę na paliwo płynne. I choć ta rakieta wzniosła się tylko 12 metrów, to był to tylko pierwszy mały krok ludzkości na długiej drodze do gwiazd.
16 marca mija 90. rocznica wystrzelenia pierwszej w historii rakiety na paliwo płynne. Podkreślamy, że chodzi o właśnie pierwszą „w historii” premierę. Logiczne jest założenie, że od czasu wynalezienia przez Chińczyków prochu strzelniczego, prób wystrzelenia pewnych obiektów w niebo za pomocą prochu strzelniczego lub czegoś innego, były niezliczone, ale dziś niewiele o nich wiadomo. Na przykład istnieją zapisy, że już w XIII wieku chińscy inżynierowie używali prochu do odpierania ataków wroga. Dlatego zwracamy uwagę na to, co wiemy na pewno.
Dziś wystrzelenie rakiety, czy to na paliwo ciekłe, czy na paliwo stałe, nie zaskakuje nawet pierwszoklasisty, ale 90 lat temu była to innowacja podobna do dzisiejszego odkrycia fal grawitacyjnych. 16 marca 1926 r. amerykański pionier rakietowy Robert Goddard wystrzelił rakietę na paliwo płynne, które było mieszanką benzyny i tlenu.
W Internecie znaleźliśmy animację (poniżej) pracowników NASA Goddard Space Flight Center z okazji 50. rocznicy historycznego lotu testowego małej rakiety w 1976 roku.
Pracownicy ośrodka o nazwie Goddard zebrali się przed szkolnym autobusem NASA, aby obejrzeć replikę pierwszej na świecie rakiety na paliwo płynne. Obecnie rakiety na paliwo ciekłe są wykorzystywane w większości głównych startów kosmicznych, od lotów załogowych po misje międzyplanetarne.
Jednak pierwsza rakieta była bardzo mała i leciała nisko. Ale mimo to był to duży skok w rozwoju technologii rakietowej.

Animacja przedstawiająca wystrzelenie kopii rakiety Roberta Goddarda z okazji 50. rocznicy pierwszego startu (16 marca 1976).
Zdjęcie: NASA/Centrum Lotów Kosmicznych Goddarda

Goddard wierzył, że paliwa płynne to przyszłość. Takie paliwo, na przykład, zapewnia większy ciąg na jednostkę paliwa i umożliwia inżynierom stosowanie pomp o mniejszej mocy do zasilania, ze względu na większą gęstość cieczy w porównaniu z gazami lub tym samym prochem. Jednak Goddardowi zajęło aż 17 lat ciągłej pracy, aby doprowadzić sprawę do pierwszego uruchomienia.
Goddard marzył o byciu świadkiem pierwszej międzyplanetarnej podróży. Tak się nie stało, zmarł w 1945 roku, ale dzieło jego życia trwa nadal, potomkowie jego potomstwa podbijają kosmiczne ścieżki, co prawda ze zmiennym, ale wciąż sukcesem.
Pierwszy satelita został wystrzelony przez Związek Radziecki w 1957 roku przy użyciu rakiety na paliwo ciekłe. Paliwa płynne były również używane w ogromnych rakietach Saturn V, które w latach 60. i 70. przewoziły astronautów na Księżyc. Obecnie w misjach załogowych nadal preferowane są ciekłe paliwa, ponieważ można kontrolować ich spalanie, co jest bezpieczniejsze niż stosowanie paliw stałych.
Rakiety na paliwo płynne to między innymi europejska Ariane 5 (ta, która wystrzeli w kosmos teleskop Jamesa Webba), rosyjski Sojuz, Atlas V i Delta United Launch Alliance oraz Falcon 9 i SpaceX.
Goddard jest właścicielem ponad 200 patentów na różne wynalazki. Jednym z jego głównych dzieł są rakiety wielostopniowe, które są obecnie głównymi „kołami roboczymi” programów kosmicznych wszystkich krajów.
Pomimo wszystkich jego zasług, jak stwierdzono w jednym z raportów NASA: „Stany Zjednoczone nie rozpoznały w pełni jego (Goddarda) potencjału za jego życia, niektóre z jego pomysłów na podbój kosmosu zostały wyśmiane. Ale lot pierwszej rakiety na paliwo płynne jest tak samo ważny dla kosmosu, jak pierwszy lot braci Wright dla lotnictwa, a nawet 90 lat później jego wynalazki nadal stanowią integralną część technologii kosmicznej.

Paliwo rakietowe

MAŁA TEORIA Ze szkolnego kursu fizyki (prawo zachowania pędu) wiadomo, że jeśli masa m oddzieli się od ciała w spoczynku o masie M z prędkością V, to pozostała część ciała o masie M-m poruszy się z prędkość m / (M-m) x V w przeciwnym kierunku. Oznacza to, że im większa odrzucona masa i jej prędkość, tym większa prędkość nabyta przez resztę masy, tj. tym większa będzie siła, która go wprawi w ruch. Do działania silnika rakietowego (RD), a także dowolnego silnika odrzutowego, potrzebne jest źródło energii (paliwo), płyn roboczy (RT), który zapewnia akumulację energii źródła, jej przenoszenie i przekształcanie) , urządzenie, w którym energia jest przekazywana do RT oraz urządzenie, w którym energia wewnętrzna RT jest zamieniana na energię kinetyczną strumienia gazu i przekazywana do rakiety w postaci ciągu. Paliwa chemiczne i niechemiczne są znane: w tych pierwszych (silniki rakietowe na paliwo ciekłe - LRE i silniki rakietowe na paliwo stałe - silniki rakietowe na paliwo stałe) energia niezbędna do pracy silnika jest uwalniana w wyniku reakcji chemicznych, a produkty gazowe powstające w tym procesie służą jako płyn roboczy, w tym drugi do ogrzewania płynu roboczego, ciała wykorzystują inne źródła energii (na przykład energię jądrową). Sprawność RD, a także sprawność paliwa mierzy się jego impulsem właściwym. Impuls właściwy ciągu (ciąg właściwy), zdefiniowany jako stosunek siły ciągu do drugiego masowego natężenia przepływu płynu roboczego. W przypadku silników rakietowych LRE i na paliwo stałe zużycie płynu roboczego pokrywa się ze zużyciem paliwa, a impuls jednostkowy jest odwrotnością jednostkowego zużycia paliwa. Impuls właściwy charakteryzuje wydajność RD - im jest większy, tym mniej paliwa (w ogólnym przypadku płynu roboczego) zużywa się na wytworzenie jednostki ciągu. W układzie SI impuls właściwy jest mierzony w m/s i praktycznie pokrywa się co do wielkości z prędkością dżetu. W technicznym systemie jednostek (jego inna nazwa to MKGSS, co oznacza: Metr – KiloGram Siła – Drugi), powszechnie używanym w ZSRR, kilogram masy był jednostką pochodną i był definiowany jako masa, której siła wynosi 1 kgf nadaje przyspieszenie 1 m / s na sekundę. Nazywano ją „techniczną jednostką masy” i wynosiła 9,81 kg. Taka jednostka była niewygodna, więc zamiast masy użyto masy, zamiast gęstości i tak dalej. W technologii rakietowej przy obliczaniu impulsu właściwego stosowano również nie masę, ale wagę zużycia paliwa. W rezultacie impuls właściwy (w systemie MKGSS) został zmierzony w sekundach (jest to 9,81 razy mniejszy niż impuls właściwy „masy”). Wartość impulsu właściwego RD jest odwrotnie proporcjonalna do pierwiastka kwadratowego masy cząsteczkowej płynu roboczego i jest wprost proporcjonalna do pierwiastka kwadratowego wartości temperatury płynu roboczego przed dyszą. Temperatura płynu roboczego zależy od wartości opałowej paliwa. Jego maksymalna wartość dla pary beryl+tlen wynosi 7200 kcap/kg. co ogranicza wartość maksymalnego impulsu właściwego LRE do nie więcej niż 500 sek. Wartość impulsu właściwego zależy od sprawności cieplnej RD - stosunku energii kinetycznej przekazanej w silniku do płynu roboczego do całkowitej wartości opałowej paliwa. Zamiana wartości opałowej paliwa na energię kinetyczną wyrzucanego z silnika strumienia następuje ze stratami, ponieważ część ciepła jest odprowadzana z wypływającym płynem roboczym, część nie jest w ogóle uwalniana z powodu niepełnego spalania paliwo. Silniki Electrojet mają najwyższy impuls właściwy. Dla elektrycznego silnika plazmowego osiąga 29000 sekund. Maksymalny impuls seryjnych rosyjskich silników RD-107 wynosi 314 s. Charakterystyka RD w 90% zależy od zastosowanego paliwa. Paliwo rakietowe - substancja (jedna lub więcej), będąca źródłem energii i RT dla RD. Musi spełniać następujące podstawowe wymagania: musi mieć wysoki impuls właściwy, dużą gęstość, wymagany stan skupienia składników w warunkach pracy, musi być stabilny, bezpieczny w obsłudze, nietoksyczny, kompatybilny z materiałami konstrukcyjnymi, posiadać surowy materiały itp. Silnik steru strumieniowego pracuje na paliwie chemicznym. Główną charakterystykę energetyczną (sp. impuls) określa ilość uwolnionego ciepła (wartość opałowa paliwa) oraz skład chemiczny produktów reakcji, który decyduje o kompletności konwersji energii cieplnej na energię kinetyczną przepływu ( im niższa masa cząsteczkowa, tym wyższy impuls sp.). W zależności od liczby osobno składowanych składników chemiczne paliwa rakietowe dzieli się na jedno- (jednostkowe), dwu-, trzy- i wieloskładnikowe, w zależności od stanu skupienia składników - na ciekłe, stałe, hybrydowe, pseudo- płynne, galaretowate. Paliwa jednoskładnikowe - związki takie jak hydrazyna N 2 H 4 , nadtlenek wodoru H 2 O 2 w komorze RD ulegają rozkładowi z wydzieleniem dużej ilości produktów cieplnych i gazowych oraz charakteryzują się niskimi właściwościami energetycznymi. Na przykład 100% nadtlenek wodoru ma puls równy 145 sekund. i jest stosowany jako paliwo pomocnicze do układów sterowania i orientacji, napędów turbopomp RD. Paliwa żelowe to paliwa zwykle zagęszczone solami wielkocząsteczkowych kwasów organicznych lub specjalnymi dodatkami (rzadko utleniaczem). Zwiększenie impulsu właściwego paliw rakietowych uzyskuje się przez dodanie proszków metali (Al, itp.). Na przykład „Saturn-5” podczas lotu spala 36 ton. proszek aluminiowy. Największe zastosowanie znalazły dwuskładnikowe paliwa płynne i stałe. PŁYNNE PALIWO Dwuskładnikowe paliwo płynne składa się z utleniacza i paliwa. Paliwom ciekłym stawiane są następujące szczególne wymagania: jak najszerszy zakres temperatur stanu ciekłego, przydatność przynajmniej jednego ze składników do chłodzenia cieczy RD (stabilność termiczna, wysoka temperatura wrzenia i pojemność cieplna), możliwość uzyskania wysokiej wydajność, minimalna lepkość składników i jej niska zależność od temperatury. Aby poprawić właściwości, do składu paliwa wprowadzane są różne dodatki (metale np. Be i Al zwiększające impuls właściwy, inhibitory korozji, stabilizatory, aktywatory zapłonu, substancje obniżające temperaturę zamarzania). Jako paliwo stosuje się naftę (frakcje nafty-nafty i nafty-oleju napędowego o temperaturze wrzenia 150-315°C), ciekły wodór, ciekły metan (CH4), alkohole (etylowy, furfurylowy); hydrazyna (N 2 H 4) i jej pochodne (dimetylohydrazyna), ciekły amoniak (NH 3), anilina, metylo-, dimetylo- i trimetyloaminy itp. Jako utleniacz stosuje się: ciekły tlen, stężony kwas azotowy (HNO 3), tetratlenek azotu (N 2 O 4), tetranitrometan; ciekły fluor, chlor i ich związki z tlenem itp. Po wprowadzeniu do komory spalania składniki paliwa mogą samorzutnie zapalić się (stężony kwas azotowy z aniliną, czterotlenek azotu z hydrazyną itp.) lub nie. Zastosowanie samozapalnych materiałów miotających upraszcza konstrukcję rewolweru i umożliwia w najprostszy sposób przeprowadzanie startów wielokrotnego użytku. Pary wodór-fluoro (412s), wodór-tlen (391s) mają maksymalny impuls właściwy. Z punktu widzenia chemii idealnym utleniaczem jest ciekły tlen. Był używany w pierwszych pociskach balistycznych FAA, w ich amerykańskich i radzieckich kopiach. Ale jego temperatura wrzenia (-183 0 C) nie odpowiadała wojsku. Wymagany zakres temperatur roboczych wynosi od -55 0 C do +55 0 C. Kwas azotowy, kolejny oczywisty środek utleniający do silników rakietowych, bardziej odpowiadał wojsku. Ma wysoką gęstość, niski koszt, jest produkowany w dużych ilościach, jest dość stabilny, w tym w wysokich temperaturach, i jest ognioodporny i przeciwwybuchowy. Jego główną przewagą nad ciekłym tlenem jest jego wysoka temperatura wrzenia, a co za tym idzie, możliwość przechowywania w nieskończoność bez izolacji termicznej. Ale kwas azotowy jest tak agresywną substancją, że nieustannie reaguje ze sobą - atomy wodoru są oddzielane od jednej cząsteczki kwasu i przyłączane do sąsiednich, tworząc kruche, ale niezwykle aktywne chemicznie agregaty. Nawet najbardziej odporne gatunki stali nierdzewnej są powoli niszczone przez stężony kwas azotowy (w efekcie na dnie zbiornika tworzy się gęsta zielonkawa „galaretka”, mieszanina soli metali). Aby zmniejszyć korozyjność, do kwasu azotowego zaczęto dodawać różne substancje, tylko 0,5% kwas fluorowodorowy (fluorowodorowy) zmniejsza dziesięciokrotnie szybkość korozji stali nierdzewnej. Dwutlenek azotu (NO2) jest dodawany do kwasu w celu zwiększenia impulsu. Jest to brązowy gaz o ostrym zapachu. Po schłodzeniu do temperatury poniżej 21°C upłynnia się i tworzy tetratlenek azotu (N 2 O 4) lub tetratlenek azotu (AT). Pod ciśnieniem atmosferycznym AT wrze w temperaturze +21 0 С i zamarza w temperaturze –11 0 С. Gaz składa się głównie z cząsteczek NO 2 , ciecz składa się z mieszaniny NO 2 i N 2 O 4 , a w ciele stałym pozostają tylko cząsteczki tetratlenku . Między innymi dodatek AT do kwasu wiąże wodę, która dostaje się do utleniacza, co zmniejsza działanie korozyjne kwasu, zwiększa gęstość roztworu, osiągając maksimum przy 14% rozpuszczonej AT. Ta koncentracja była używana przez Amerykanów do swoich rakiet bojowych. Nasz, aby uzyskać maksymalny rytm. zastosowano impuls 27% roztwór AT. Taki utleniacz otrzymał oznaczenie AK-27. Równolegle z poszukiwaniami najlepszego utleniacza prowadzono poszukiwania optymalnego paliwa. Pierwszym szeroko stosowanym paliwem był alkohol (etyl), który był używany w pierwszych sowieckich rakietach R-1, R-2, R-5 („dziedzictwo” FAU-2). Oprócz wskaźników niskiego zużycia energii wojsko najwyraźniej nie było usatysfakcjonowane niską odpornością personelu na „zatrucie” takim paliwem. Wojsko było najbardziej zadowolone z produktu destylacji ropy naftowej, ale problem polegał na tym, że takie paliwo nie zapalało się samoczynnie w kontakcie z kwasem azotowym. Ta wada została ominięta przez zastosowanie paliwa rozruchowego. Jego skład odkryli niemieccy naukowcy zajmujący się rakietami w czasie II wojny światowej i nazwano go „Tonka-250” (w ZSRR nazywano go TG-02). Substancje, które oprócz węgla i wodoru zawierają azot, najlepiej zapalać kwasem azotowym. Taką substancją o wysokich właściwościach energetycznych była hydrazyna (N 2 H 4). Pod względem właściwości fizycznych jest bardzo podobny do wody (gęstość jest o kilka procent wyższa, temperatura zamarzania +1,5 0 C, temperatura wrzenia +113 0 C, lepkość i wszystko inne jak woda). Ale wojsko nie było zadowolone z wysokiej temperatury zamarzania (wyższa niż wody). ZSRR opracował metodę wytwarzania niesymetrycznej dimetylohydrazyny (UDMH), podczas gdy Amerykanie zastosowali prostszy proces wytwarzania monometylohydrazyny. Oba te płyny były wyjątkowo trujące, ale mniej wybuchowe, pochłaniały mniej pary wodnej i były bardziej stabilne termicznie niż hydrazyna. Ale temperatura wrzenia i gęstość są niższe w porównaniu z hydrazyną. Mimo pewnych niedociągnięć nowe paliwo całkiem dobrze odpowiadało zarówno projektantom, jak i wojsku. UDMH ma też inną, „niesklasyfikowaną” nazwę – „heptyl”. „Aerozine-50” stosowana przez Amerykanów w ich rakietach do cieczy to mieszanina hydrazyny i UDMH, która była wynikiem wynalezienia procesu technologicznego, w którym były one otrzymywane jednocześnie. Po tym, jak pociski balistyczne zaczęto umieszczać w kopalniach, w szczelnym pojemniku z systemem kontroli temperatury, zmniejszono wymagania dotyczące zakresu temperatur pracy paliwa rakietowego. W rezultacie zrezygnowano z kwasu azotowego, przechodząc na czysty AT, który również otrzymał niesklasyfikowaną nazwę - „amyl”. Ciśnienie doładowania w zbiornikach podniosło temperaturę wrzenia do akceptowalnej wartości. Korozja czołgów i rurociągów z wykorzystaniem AT zmniejszyła się tak bardzo, że możliwe stało się utrzymywanie paliwa w paliwie przez cały okres służby bojowej. Pierwszymi pociskami przeciwpancernymi wykorzystującymi AT jako utleniacz były UR-100 i ciężki R-36. Mogli tankować nawet 10 lat z rzędu. Główne cechy dwuskładnikowych paliw ciekłych o optymalnym stosunku składników (ciśnienie w komorze spalania 100 kgf/cm2, na wylocie dyszy 1 kgf/cm2) Utleniacz Paliwo , kcal/kg spalania, K s Azot Nafta 1460 1,36 2980 313 k-ta (98%) TG-02 1490 1,32 3000 310 Anilina (80%) + furfuryl 1420 1,39 3050 313 alkohol (20%) Alkohol tlenowy (94%) 2020 0,39 3300 255 (ciecz) Wodór l. 0,32 3250 391 Nafta 2200 1,04 3755 335 UDMH 2200 1,02 3670 344 Hydrazyna 1,07 3446 346 Amoniak l. 0,84 3070 323 AT Nafta 1550 1,27 3516 309 UDMH 1,195 3469 318 Hydrazyna 1,23 3287 322 Fluor Wodór l. 0,62 4707 412 (ciecz) Hydrazyna 2230 1,31 4775 370 * stosunek całkowitej masy utleniacza i paliwa do ich objętości. PALIWO STAŁE Paliwo stałe dzieli się na sprasowane paliwo balistyczne - proszki nitrogliceryny, będące jednorodną mieszaniną składników (niestosowanych w nowoczesnych potężnych silnikach rakietowych) oraz mieszankę, która jest niejednorodną mieszaniną utleniacza, spoiwa paliwowego (ułatwia tworzenie monolityczny blok paliwowy) oraz różne dodatki (plastyfikatory, proszki metali i ich wodorki, utwardzacze itp.). Stałe ładunki miotające powstają w postaci palących się bloków kanałowych na zewnętrznej lub wewnętrznej powierzchni. Głównymi wymaganiami szczegółowymi dla paliw stałych są: równomierność rozkładu składników, a w konsekwencji niezmienność właściwości fizykochemicznych i energetycznych w bloku, stabilność i regularność spalania w komorze RD, a także zestaw właściwości fizycznych oraz właściwości mechaniczne, które zapewniają pracę silnika w warunkach przeciążeń, zmiennej temperatury, drgań. Zgodnie z impulsem właściwym (około 200 s.) paliwo stałe jest gorsze od paliwa płynnego, ponieważ ze względu na niekompatybilność chemiczną nie zawsze jest możliwe stosowanie energooszczędnych komponentów w paliwach stałych. Wadą paliw stałych jest ich podatność na „starzenie” (nieodwracalna zmiana właściwości w wyniku procesów chemicznych i fizycznych zachodzących w polimerach). Amerykańscy naukowcy rakietowi szybko porzucili paliwo płynne i preferowali stałe paliwo mieszane do pocisków bojowych, których prace nad stworzeniem w Stanach Zjednoczonych prowadzono od połowy lat 40., co umożliwiło to już w 1962 roku. przyjęcie pierwszego ICBM na paliwo stałe „Minuteman-1”. W naszym kraju badania na dużą skalę rozpoczęły się ze znacznym opóźnieniem. Dekret z 20 listopada 1959 r. Przewidziano stworzenie trzystopniowej rakiety RT-1 z silnikami rakietowymi na paliwo stałe (RDTT) i zasięgiem 2500 km. Ponieważ do tego czasu praktycznie nie istniały bazy naukowe, technologiczne i produkcyjne dla ładunków mieszanych, nie było alternatywy dla użycia stałych paliw balistycznych. Maksymalna dopuszczalna średnica nabojów proszkowych wytwarzanych metodą ciągłego prasowania nie przekraczała 800 mm. Dlatego silniki każdego etapu miały układ pakietu składający się z 4 i 2 bloków odpowiednio na pierwszym i drugim etapie. Ładunek prochowy sypki spalał się wzdłuż wewnętrznego kanału cylindrycznego, końców i powierzchni 4 podłużnych szczelin znajdujących się w przedniej części ładunku. Taki kształt powierzchni spalania zapewniał wymagany wykres ciśnienia w silniku. Rakieta miała niezadowalające właściwości, na przykład przy masie startowej 29,5 tony. Minuteman-1 miał maksymalny zasięg 9300 km, podczas gdy dla RT-1 te cechy wynosiły odpowiednio 34 tony. i 2400 km. Głównym powodem opóźnienia rakiety RT-1 było użycie prochu balistycznego. Aby stworzyć ICBM na paliwo stałe o charakterystyce zbliżonej do Minuteman-1, konieczne było użycie mieszanych paliw, które zapewniają wyższą energię i lepsze właściwości masowe silników i rakiety jako całości. W kwietniu 1961 wydano dekret rządowy w sprawie rozwoju ICBM na paliwo stałe - RT-2, zorganizowano spotkanie inauguracyjne i przygotowano program Nylon-S dla rozwoju paliw mieszanych o impulsie impulsowym wynoszącym 235 s. Te paliwa miały umożliwić produkcję ładunków o masie do 40 ton. metoda odlewania do obudowy silnika. Pod koniec 1968 r. rakieta została oddana do użytku, ale wymagała dalszych ulepszeń. Tak więc zmieszane paliwo formowano w osobnych formach, następnie wsad umieszczano w korpusie, a szczelinę między wsadem a korpusem wypełniano spoiwem. Stworzyło to pewne trudności w produkcji silnika. Rakieta RT-2P posiadała paliwo stałe PAL-17/7 na bazie kauczuku butylowego, które charakteryzuje się dużą ciągliwością, nie wykazuje zauważalnego starzenia i pękania podczas przechowywania, natomiast paliwo wlewano bezpośrednio do obudowy silnika, następnie było spolimeryzowane i uformowane wymagane powierzchnie spalania wsadu. Pod względem osiągów w locie RT-2P zbliżył się do pocisku Minuteman-3. Paliwa mieszane na bazie nadchloranu potasu i polisiarczku były pierwszymi szeroko stosowanymi w silnikach rakietowych na paliwo stałe. Znaczny wzrost bitów. Impuls silnika rakietowego na paliwo stałe nastąpił po zastosowaniu nadchloranu amonu zamiast nadchloranu potasu, a zamiast polisiarczku - poliuretanu, a następnie polibutadienu i innych kauczuków oraz wprowadzeniu do paliwa dodatkowego paliwa - sproszkowanego aluminium. Prawie wszystkie nowoczesne silniki rakietowe na paliwo stałe zawierają ładunki wykonane z polimerów nadchloranu amonu, glinu i butadienu (CH2 =CH-CH=CH2). Gotowy ładunek wygląda jak twarda guma lub plastik. Poddawany jest starannej kontroli pod kątem ciągłości i jednorodności masy, silnej przyczepności paliwa do kadłuba itp. Pęknięcia i pory w ładunku, a także rozwarstwienia ciała są niedopuszczalne, ponieważ mogą prowadzić do nieprzewidzianego wzrostu ciągu silników rakietowych na paliwo stałe (ze względu na zwiększenie powierzchni spalania), przepaleń ciała, a nawet eksplozji . Charakterystyczny skład mieszanki paliwowej stosowanej w nowoczesnych silnikach rakietowych na paliwo stałe o dużej mocy: utleniacz (najczęściej nadchloran amonu NH 4 C1O 4) 60-70%, spoiwo paliwowe (kauczuk butylowy, kauczuki nitrylowe, polibutadieny) 10-15%, plastyfikator 5 -10%, metal (proszki Al, Be, Mg i ich wodorki) 10-20%, utwardzacz 0,5-2,0% i katalizator spalania 0,1-1,0% oraz modyfikowane dwuzasadowe lub mieszane dwuzasadowe paliwo. W składzie jest pośrednim między zwykłymi balistycznymi proszkami dwuzasadowymi (proszki dwuzasadowe - proszki bezdymne, w których dwa główne składniki: nitroceluloza - najczęściej w postaci piroksyliny i nielotny rozpuszczalnik - najczęściej nitrogliceryna) paliwo i mieszane. Mieszane paliwo dwuzasadowe zwykle zawiera krystaliczny nadchloran amonu (utleniacz) i sproszkowane aluminium (paliwo) związane mieszaniną nitrocelulozy i nitrogliceryny. Oto typowy skład zmodyfikowanego paliwa dwuzasadowego: nadchloran amonu - 20,4%, glin - 21,1%, nitroceluloza - 21,9%, nitrogliceryna - 29,0%, triacetyna (rozpuszczalnik) - 5,1%, stabilizatory - 2,5%. Przy tej samej gęstości, co mieszane paliwo polibutadienowe, modyfikowane paliwo dwubazowe charakteryzuje się nieco wyższym impulsem właściwym. Jego wady to wyższa temperatura spalania, wysoki koszt, zwiększona wybuchowość (skłonność do detonacji). W celu zwiększenia impulsu właściwego, wysoce wybuchowe utleniacze krystaliczne, takie jak heksogen, można wprowadzić zarówno do mieszanych, jak i modyfikowanych paliw dwuzasadowych. PALIWO HYBRYDOWE W paliwie hybrydowym składniki znajdują się w różnych stanach skupienia. Paliwami mogą być: zestalone produkty naftowe, N 2 H 4, polimery i ich mieszaniny z proszkami - Al, Be, BeH 2, LiH 2, utleniacze - HNO 3, N 2 O 4, H 2 O 2, FC1O 3, C1F 3, O 2 , F 2 , OF 2 . Pod względem impulsu właściwego paliwa te zajmują pozycję pośrednią między paliwami ciekłymi i stałymi. Paliwa mają maksymalny impuls właściwy: BeH 2 -F 2 (395s), VeH 2 -H 2 O 2 (375s), VeH 2 -O 2 (371s). Paliwo hybrydowe opracowane przez Uniwersytet Stanforda i NASA oparte jest na parafinie. Jest nietoksyczny i przyjazny dla środowiska (podczas spalania tworzy tylko dwutlenek węgla i wodę), jego ciąg jest regulowany w szerokim zakresie, możliwy jest również restart. Silnik ma dość proste urządzenie, utleniacz (tlen gazowy) jest pompowany przez rurkę parafinową umieszczoną w komorze spalania, podczas zapłonu i dalszego nagrzewania warstwa wierzchnia paliwa odparowuje, wspomagając spalanie. Twórcom udało się osiągnąć wysoką szybkość spalania, a tym samym rozwiązać główny problem, który wcześniej utrudniał stosowanie takich silników w rakietach kosmicznych. Dobre perspektywy może mieć zastosowanie paliwa metalicznego. Jednym z najbardziej odpowiednich metali do tego celu jest lit. Podczas spalania 1 kg. Ten metal uwalnia 4,5 razy więcej energii niż w przypadku utleniania nafty ciekłym tlenem. Jedynie beryl może pochwalić się większą kalorycznością. Amerykańskie patenty zostały opublikowane dla stałego paliwa rakietowego zawierającego 51-68% litu metalicznego.

Potężna rakieta kosmiczna napędzana jest tą samą siłą, co świąteczne fajerwerki w parku kultury i rekreacji - siłą reakcji gazów wypływających z dyszy. Wyrywając się jak kolumna ognia z silnika rakietowego, popychają w przeciwnym kierunku sam silnik i wszystko, co jest z nim konstrukcyjnie połączone.

Podstawowa zasadnicza różnica każdego silnika odrzutowego (silniki rakietowe to potężna gałąź obszernej rodziny silników odrzutowych, silników o reakcji bezpośredniej) polega na tym, że bezpośrednio generuje ruch, wprawia w ruch związany z nim pojazd bez udziału jednostek pośrednich zwanych pędnikami . W samolocie napędzanym silnikiem tłokowym lub turbośmigłowym silnik napędza śmigło, które zderzając się z powietrzem, wyrzuca masę powietrza do tyłu i sprawia, że ​​samolot leci do przodu. W tym przypadku śmigło jest śmigłem. W podobny sposób działa śruba okrętowa: wyrzuca dużo wody. Samochód lub pociąg napędzany jest kołem. I tylko silnik odrzutowy nie potrzebuje wsparcia w środowisku, w masie, od której aparat byłby odpychany. Masa, którą silnik odrzutowy odrzuca, a tym samym otrzymuje ruch do przodu, znajduje się w sobie. Nazywa się to płynem roboczym lub substancją roboczą silnika.

Zwykle gorące gazy pracujące w silniku powstają podczas spalania paliwa, tj. podczas reakcji chemicznej szybkiego utleniania substancji palnej. Energia chemiczna spalanych substancji jest zamieniana na energię cieplną produktów spalania. A energia cieplna gorących gazów uzyskanych w komorze spalania jest przekształcana, gdy rozszerzają się w dyszy, w energię mechaniczną ruchu rakiety lub samolotu odrzutowego do przodu.

Energia wykorzystywana w tych silnikach jest wynikiem reakcji chemicznej. Dlatego takie silniki nazywane są chemicznymi silnikami rakietowymi.

To nie jedyny możliwy przypadek. W jądrowych silnikach rakietowych substancja robocza musi otrzymywać energię z ciepła uwalnianego podczas reakcji rozszczepienia jądrowego lub syntezy jądrowej. W niektórych typach elektrycznych silników rakietowych substancja robocza jest przyspieszana nawet bez udziału ciepła w wyniku oddziaływania sił elektrycznych i magnetycznych. Obecnie jednak podstawą technologii rakietowej są silniki chemiczne, czyli termochemiczne silniki rakietowe.

Nie wszystkie silniki odrzutowe nadają się do lotów kosmicznych. Duża klasa tych maszyn, tak zwane silniki odrzutowe, do utleniania paliwa wykorzystuje powietrze z otoczenia. Oczywiście mogą działać tylko w granicach ziemskiej atmosfery.

Do pracy w kosmosie wykorzystywane są dwa rodzaje rakietowych silników termochemicznych: silniki rakietowe na paliwo stałe (SRM) i silniki rakietowe na paliwo ciekłe (LRE). W tych silnikach paliwo zawiera wszystko, co jest potrzebne do spalania, czyli zarówno paliwo, jak i utleniacz. Inny jest jedynie stan zagregowany tego paliwa. Propelent stały jest stałą mieszaniną niezbędnych substancji. W LRE paliwo i utleniacz są przechowywane w postaci ciekłej, zwykle w oddzielnych zbiornikach, a zapłon odbywa się w komorze spalania, gdzie paliwo miesza się z utleniaczem.

Ruch rakiety występuje, gdy substancja robocza jest odrzucana. Nie jest obojętna prędkość, z jaką płyn roboczy wypływa z dyszy silnika odrzutowego. Fizyczne prawo zachowania pędu mówi, że pęd rakiety (iloczyn jej masy i prędkości, z jaką leci) będzie równy pędowi ciała roboczego. Oznacza to, że im większa masa gazów wyrzucanych z dyszy i prędkość ich wypływu, tym większy ciąg silnika, im większą prędkość można nadać rakiecie, tym większa może być jej masa i ładowność.

W dużym silniku rakietowym w ciągu kilku minut pracy ogromna ilość paliwa, płynu roboczego jest przetwarzana i wyrzucana z dyszy z dużą prędkością. Aby zwiększyć prędkość i masę rakiety, oprócz podzielenia jej na etapy, jest tylko jeden sposób - zwiększenie ciągu silników. A zwiększenie ciągu bez zwiększania zużycia paliwa jest możliwe tylko poprzez zwiększenie szybkości wypływu gazów z dyszy.

W technologii rakietowej istnieje koncepcja określonego ciągu silnika rakietowego. Ciąg właściwy to ciąg uzyskany w silniku kosztem jednego kilograma paliwa w ciągu jednej sekundy.

Ciąg właściwy jest identyczny z impulsem właściwym – impulsem wytwarzanym przez silnik rakietowy na każdy kilogram zużytego paliwa (płynu roboczego). Impuls właściwy jest określany przez stosunek ciągu silnika do masy zużytego paliwa w ciągu jednej sekundy. Impuls właściwy jest najważniejszą cechą silnika rakietowego.

Impuls właściwy silnika jest proporcjonalny do prędkości wypływu gazów z dyszy. Zwiększenie szybkości wydechu pozwala na zmniejszenie zużycia paliwa na kilogram ciągu rozwijanego przez silnik. Im większy ciąg właściwy, tym większa prędkość wydechu płynu roboczego, im bardziej ekonomiczny silnik, tym mniej paliwa potrzebuje rakieta do wykonania tego samego lotu.

A prędkość wypływu bezpośrednio zależy od energii kinetycznej ruchu cząsteczek gazu, od jego temperatury, a co za tym idzie od wartości opałowej (wartości opałowej) paliwa. Oczywiście im wyższa kaloryczność, efektywność energetyczna paliwa, tym mniej potrzeba do wykonania tej samej pracy.

Ale natężenie przepływu zależy nie tylko od temperatury, wzrasta wraz ze spadkiem masy cząsteczkowej substancji roboczej. Energia kinetyczna cząsteczek w tej samej temperaturze jest odwrotnie proporcjonalna do ich masy cząsteczkowej. Im niższa masa cząsteczkowa paliwa, tym większa ilość gazów wytwarzanych podczas jego spalania. Im większa objętość gazów powstających podczas spalania paliwa, tym większa szybkość ich wydechu. Dlatego wodór jako składnik propelentu jest podwójnie korzystny ze względu na swoją wysoką kaloryczność i niską masę cząsteczkową.

Bardzo ważną cechą silnika rakietowego jest jego ciężar właściwy, czyli masa silnika na jednostkę jego ciągu. Silnik rakietowy musi mieć duży ciąg, a jednocześnie być bardzo lekki. Przecież podnoszenie każdego kilograma ładunku w kosmos to wysoka cena, a jeśli silnik jest ciężki, to podniesie się głównie sam. Większość silników odrzutowych ma na ogół stosunkowo mały ciężar właściwy, ale ten wskaźnik jest szczególnie dobry dla silników rakietowych LRE i na paliwo stałe. Wynika to z prostoty ich urządzenia.

silnik rakietowy na paliwo stałe i silnik rakietowy;

Silniki rakietowe na paliwo stałe są niezwykle proste w konstrukcji. Zasadniczo składają się z dwóch głównych części: komory spalania i dyszy strumieniowej. Sama komora spalania służy jako zbiornik paliwa. To prawda, że ​​jest to nie tylko zaleta, ale także bardzo istotna wada. Silnik jest trudny do wyłączenia, dopóki całe paliwo się nie wypali. Jego praca jest niezwykle trudna do uregulowania. Paliwo musi spalać się powoli, w mniej więcej stałym tempie, niezależnie od zmian ciśnienia i temperatury. Wartość ciągu paliwa stałego można regulować tylko w określonych, z góry określonych granicach, dobierając ładunki paliwa stałego o odpowiedniej geometrii i strukturze. W silniku rakietowym na paliwo stałe trudno jest regulować nie tylko siłę ciągu, ale także jego kierunek. Aby to zrobić, musisz zmienić położenie komory trakcyjnej, a jest ona bardzo duża, ponieważ mieści w sobie cały zapas paliwa. Pojawiły się rakiety na paliwo stałe z dyszami obrotowymi, są one strukturalnie dość złożone, ale to pozwala nam rozwiązać problem sterowania kierunkiem ciągu.

Jednak silniki rakietowe na paliwo stałe mają również szereg poważnych zalet: stałą gotowość do działania, niezawodność i łatwość obsługi. Silniki rakietowe na paliwo stałe znalazły szerokie zastosowanie w sprawach wojskowych.

Najważniejszym elementem w silnikach rakietowych na paliwo stałe jest ładunek paliwa stałego. Charakterystyki silnika zależą od składników paliwa, konstrukcji i urządzenia wsadu. Istnieją dwa główne typy stałych paliw rakietowych: dwuzasadowe lub koloidalne oraz mieszane. Paliwa koloidalne to stały jednorodny roztwór substancji organicznych, których cząsteczki zawierają pierwiastki utleniające i palne. Najszerzej stosowany stały roztwór nitrocelulozy i nitrogliceryny.

Paliwa mieszane to mechaniczne mieszanki paliwa i utleniacza. Jako utleniacz w tych paliwach stosuje się zwykle nieorganiczne substancje krystaliczne, takie jak nadchloran amonu, nadchloran potasu itp. Zazwyczaj takie paliwo składa się z trzech składników: oprócz utleniacza zawiera paliwo polimerowe, które służy jako spoiwo , oraz drugie paliwo w postaci sproszkowanych dodatków metalicznych, które znacząco poprawiają charakterystykę energetyczną paliwa. Paliwem wiążącym mogą być żywice poliestrowe i epoksydowe, kauczuki poliuretanowe i polibutadienowe itp. Drugim paliwem jest najczęściej sproszkowane aluminium, czasem beryl lub magnez. Paliwa mieszane mają zwykle wyższy impuls właściwy niż paliwa koloidalne, wyższą gęstość, wyższą stabilność, lepsze przechowywanie i są łatwiejsze w produkcji.

Ładunki na paliwo stałe mocowane są do korpusu komory silnika (wykonuje się je poprzez wlanie paliwa bezpośrednio do korpusu) i luzem, które wykonuje się osobno i wkłada do korpusu w postaci jednego lub więcej pionków.

Bardzo ważny jest geometryczny kształt ładunku. Zmieniając go i stosując powłoki pancerne na powierzchniach ładunkowych, które nie powinny się palić, osiągają pożądaną zmianę w obszarze spalania i odpowiednio ciśnienia gazu w komorze i ciągu silnika.

Są ładunki, które zapewniają neutralne spalanie. Ich obszar spalania pozostaje niezmieniony. Dzieje się tak, gdy na przykład blok paliwa stałego pali się od końca lub jednocześnie z powierzchni zewnętrznej i wewnętrznej (w tym celu wewnątrz ładunku powstaje wnęka). W spalaniu regresywnym powierzchnia spalania maleje. Przepływ uzyskuje się, gdy cylindryczny kontroler pali się z zewnętrznej powierzchni. I wreszcie, dla progresywnego spalania, które zapewnia wzrost ciśnienia w komorze spalania, konieczne jest zwiększenie powierzchni spalania. Najprostszym przykładem takiego ładunku jest palący się kij na wewnętrznej powierzchni cylindrycznej.

Największe zalety mają ładunki wiązane z wewnętrznym spalaniem. W nich gorące produkty spalania nie stykają się ze ściankami obudowy, co pozwala zrezygnować ze specjalnego chłodzenia zewnętrznego. W kosmonautyce silniki rakietowe na paliwo stałe są obecnie wykorzystywane w ograniczonym zakresie. Potężne silniki rakietowe na paliwo stałe są używane w niektórych amerykańskich pojazdach nośnych, takich jak rakieta Titan.

Duże, nowoczesne silniki rakietowe na paliwo stałe wytwarzają setki ton ciągu, opracowywane są jeszcze mocniejsze silniki o ciągu tysięcy ton, udoskonalane są paliwa stałe i projektowane są systemy kontroli ciągu. A jednak w astronautyce z pewnością dominują silniki rakietowe. Główną tego przyczyną jest niższa wydajność paliw stałych. Najlepsze silniki rakietowe na paliwo stałe mają prędkość wypływu gazów z dyszy 2500 metrów na sekundę. LRE mają wyższy ciąg właściwy i prędkość spalin (dla najlepszych nowoczesnych silników) 3500 metrów na sekundę, a stosując paliwo o bardzo wysokiej kaloryczności (np. ciekły wodór jako paliwo i ciekły tlen jako utleniacz), można uzyskać prędkość spalin cztery s pół kilometra na sekundę.

Dla konstrukcji i działania LRE ogromne znaczenie ma paliwo, na którym pracuje silnik.

Znane paliwa, które uwalniają energię podczas reakcji rozkładu, np. nadtlenek wodoru, hydrazyna. Naturalnie składają się z jednego składnika, jednej cieczy. Jednak najszerzej stosowane w technologii rakietowej są chemiczne propelenty, które uwalniają energię podczas reakcji spalania. Składają się z utleniacza i paliwa. Takie paliwa mogą być również jednoskładnikowe, to znaczy mogą być jedną cieczą. Może to być substancja, której cząsteczka zawiera zarówno pierwiastki utleniające, jak i palne, na przykład nitrometan, lub mieszaninę utleniacza i paliwa, lub roztwór paliwa w utleniaczu. Jednak takie paliwa są zwykle podatne na eksplozje i są mało przydatne. Zdecydowana większość silników rakietowych na paliwo ciekłe działa na paliwo dwupaliwowe. Utleniacz i paliwo są przechowywane w oddzielnych zbiornikach i mieszane w komorze silnika. Utleniacz zwykle stanowi dużą część masy paliwa – jest zużywany od dwóch do czterech razy więcej niż paliwo. Najczęściej stosowanymi utleniaczami są ciekły tlen, czterotlenek azotu, kwas azotowy i nadtlenek wodoru. Jako paliwo stosuje się naftę, alkohol, hydrazynę, amoniak, ciekły wodór itp.

Radziecka rakieta nośna Wostok działała na paliwie składającym się z ciekłego tlenu i nafty, co zapewniło start wielu naszym statkom kosmicznym z kosmonautami na pokładzie. Silniki amerykańskich rakiet Atlas i Titan, pierwszego stopnia rakiety Saturn-5, za pomocą którego statek kosmiczny Apollo został wystrzelony na Księżyc, działały na tym samym paliwie. Paliwo składające się z ciekłego tlenu i nafty jest dobrze opanowane w produkcji i eksploatacji, niezawodne i tanie. Jest szeroko stosowany w LRE.

Jako paliwo stosowano niesymetryczną dimetylohydrazynę. Paliwo to w połączeniu z utleniaczem - ciekłym tlenem - jest wykorzystywane w silniku RD-119, który jest szeroko stosowany w wystrzeliwaniu satelitów Kosmos. Silnik ten osiągnął najwyższy impuls właściwy dla silników rakietowych na paliwo ciekłe, pracujących na tlenie i paliwach wysokowrzących.

Najskuteczniejszym z obecnie powszechnie stosowanych paliw rakietowych jest ciekły tlen plus ciekły wodór. Stosowany jest m.in. w silnikach drugiego i trzeciego stopnia rakiety Saturn-5.

Trwają poszukiwania nowych, coraz wydajniejszych paliw rakietowych. Naukowcy i projektanci ciężko pracują nad wykorzystaniem fluoru w LRE, który ma silniejsze działanie utleniające niż tlen. Paliwa wytworzone z użyciem fluoru umożliwiają uzyskanie najwyższego impulsu właściwego dla silnika rakietowego na paliwo ciekłe i charakteryzują się dużą gęstością. Jednak jego zastosowanie w LRE jest utrudnione przez wysoką agresywność chemiczną i toksyczność ciekłego fluoru, wysoką temperaturę spalania (ponad 4500 °C) oraz wysoki koszt.

Niemniej jednak wiele krajów opracowuje i przeprowadza testy laboratoryjne LRE na fluorze. Po raz pierwszy F. A. Tsander zaproponował zastosowanie ciekłego fluoru do LRE w 1932 r., A w 1933 r. V. P. Glushzho zaproponował mieszaninę ciekłego fluoru i ciekłego tlenu jako utleniacza.

Wiele paliw na bazie fluoru samorzutnie zapala się, gdy utleniacz i paliwo są zmieszane. Niektóre opary paliwa niezawierające fluoru również ulegają samozapłonowi. Wielką zaletą paliwa jest samozapłon. Pozwala to uprościć konstrukcję LRE i zwiększyć jego niezawodność. Niektóre paliwa ulegają samozapłonowi po dodaniu katalizatora. Tak więc, jeśli do środka utleniającego, ciekłego tlenu, doda się jedną setną procenta fluorku ozonu, to połączenie tego środka utleniającego z naftą ulega samozapłonowi.

W komorze silnika następuje samozapłon paliwa (jeśli nie jest samozapalny, wówczas stosuje się zapłon pirotechniczny, elektryczny lub wtrysk porcji samozapłonowego paliwa rozruchowego). Komora jest główną jednostką silnika rakietowego.To w niej mieszają się składniki paliwa, spala się, w wyniku czego powstaje gaz o bardzo wysokiej temperaturze (2000-4500 °C) i pod wysokim ciśnienie (dziesiątki i setki atmosfer). Wypływający z komory gaz wytwarza siłę reakcji, ciąg silnika. Komora LRE składa się z komory spalania z głowicą mieszającą i dyszą. Mieszanie składników paliwa następuje w głowicy mieszającej, spalanie odbywa się w komorze spalania, a przez dyszę wypływają gazy. Zazwyczaj wszystkie jednostki komorowe wykonywane są jako jeden zespół, najczęściej komory spalania mają kształt cylindryczny, ale mogą też być stożkowe lub kuliste (gruszkowate).

Głowica mieszająca jest bardzo ważną częścią komory spalania i całego silnika rakietowego. Jest to tzw. formowanie mieszanki – wtryskiwanie, natryskiwanie i mieszanie składników paliwa. Składniki paliwa – utleniacz i paliwo – wchodzą do głowicy mieszającej komory oddzielnie. Poprzez dysze głowicy wprowadzane są do komory ze względu na różnicę ciśnień w układzie zasilania paliwem i głowicy komory. Aby reakcja w komorze spalania przebiegała jak najszybciej i była jak najpełniejsza - a jest to bardzo ważny warunek sprawności i ekonomiczności silnika - konieczne jest zapewnienie jak najszybszego i całkowitego powstania spalanie mieszanki paliwowej w komorze, aby zapewnić, że każda cząsteczka utleniacza spotka się z paliwem cząsteczkowym.

Tworzenie mieszanki paliwowej przygotowanej do spalania składa się z trzech procesów, które przechodzą jeden w drugi - atomizacji składników ciekłych, ich odparowania i mieszania. Podczas natrysku - rozdrabniając ciecz na krople - jej powierzchnia znacznie się zwiększa, a proces parowania przyspiesza. Bardzo ważna jest rozdrobnienie i równomierność oprysku. Rozdrobnienie tego procesu charakteryzuje się średnicą powstałych kropel: im mniejsza jest każda kropelka, tym lepiej. Kolejnym etapem przygotowania paliwa do spalania po rozpyleniu jest jego odparowanie. Konieczne jest zapewnienie jak najpełniejszego odparowania utleniacza i paliwa w możliwie najkrótszym czasie. Proces parowania kropel powstałych podczas natrysku w komorze LRE trwa zaledwie od dwóch do ośmiu tysięcznych sekundy.

W wyniku rozpylenia i odparowania składników paliwa powstają utleniacz i opary paliwa, z których otrzymuje się mieszankę spalającą się w komorze silnika. Mieszanie składników rozpoczyna się w zasadzie natychmiast po wejściu składników do komory i kończy się dopiero po spaleniu paliwa. W przypadku paliw samozapalnych proces spalania rozpoczyna się już w fazie ciekłej, podczas atomizacji paliwa. W przypadku paliw nie samozapalnych spalanie rozpoczyna się w fazie gazowej, gdy ciepło dostarczane jest z zewnętrznego źródła.

Składniki paliwa płynnego podawane są do komory przez dysze umieszczone w głowicy. Najczęściej stosowane są dwa rodzaje dysz: strumieniowe lub odśrodkowe. Ale teraz paliwo jest rozpylane, mieszane, zapalane. Podczas spalania w komorze spalania uwalniana jest duża ilość energii cieplnej. W dyszy następuje dalsza przemiana energii. Udana konstrukcja głowicy mieszającej warunkuje przede wszystkim doskonałość silnika - zapewnia kompletność spalania paliwa, stabilność spalania itp.

Dysza - część komory spalania, w której energia cieplna sprężonego płynu roboczego (mieszaniny gazów) zamieniana jest na energię kinetyczną przepływu gazu, czyli przyspiesza do prędkości wypływu z silnika. Dysza składa się zwykle z części zwężających się i rozszerzających, które są połączone w sekcji krytycznej (minimum).

Bardzo trudnym zadaniem jest zapewnienie chłodzenia komory LRE. Zazwyczaj komora składa się z dwóch pocisków - wewnętrznej ściany przeciwpożarowej i płaszcza zewnętrznego. Ciecz przepływa przez przestrzeń między skorupami, chłodząc wewnętrzną ściankę komory LRE. Zwykle używa się do tego jednego ze składników paliwa. Podgrzane paliwo lub utleniacz jest usuwane i wchodzi do głowicy komory w celu użycia, że ​​tak powiem, zgodnie z przeznaczeniem. W tym przypadku energia cieplna pobrana ze ścian komory nie jest tracona, lecz zwracana do komory. Takie chłodzenie (regeneracyjne) zostało po raz pierwszy zaproponowane przez KE Tsiolkovsky'ego i jest szeroko stosowane w technologii rakietowej.

W większości nowoczesnych LRE do dostarczania paliwa stosuje się specjalne turbopompy. Aby zasilić tak wydajną pompę, paliwo spalane jest w specjalnym generatorze gazu – zwykle to samo paliwo i ten sam utleniacz, co w komorze spalania silnika. Czasami turbina pompy napędzana jest parą, która powstaje podczas chłodzenia komory spalania silnika. Istnieją inne systemy napędowe pomp.

Stworzenie nowoczesnych silników rakietowych na paliwo ciekłe wymaga wysokiego poziomu rozwoju nauki i technologii, doskonałości pomysłów projektowych i zaawansowanej technologii. Faktem jest, że w silniku rakietowym na paliwo ciekłe osiąga się bardzo wysokie temperatury, powstaje ogromne ciśnienie, produkty spalania, a czasem samo paliwo jest bardzo agresywne, zużycie paliwa jest niezwykle wysokie (do kilku ton na sekundę!). Przy tym wszystkim silnik rakietowy na paliwo ciekłe musi mieć, zwłaszcza podczas startu statku kosmicznego z astronautami na pokładzie, bardzo wysoki stopień niezawodności. To właśnie wysoka niezawodność i wiele innych zalet wyróżnia silniki rakietowe na paliwo ciekłe słynnej radzieckiej rakiety kosmicznej Wostok-RD-107 (silnik pierwszego stopnia) i RD-108 (silnik drugiego stopnia), opracowane w latach 1954-1957 pod kierunkiem głównego konstruktora silników rakietowych V P. Głuszko. Są to pierwsze na świecie seryjnie produkowane silniki zasilane wysokokalorycznym paliwem; ciekły tlen i nafta. Charakteryzują się wysokim ciągiem właściwym, co pozwoliło na uzyskanie ogromnej mocy przy stosunkowo umiarkowanym zużyciu paliwa. W pustce ciąg jednego silnika RD-107 wynosi 102 tony. (Pierwszy stopień rakiety Vostok ma cztery takie silniki.) Ciśnienie w komorze spalania wynosi 60 atmosfer.

Silnik RD-107 ma jednostkę turbopompy z dwiema głównymi pompami odśrodkowymi; jeden dostarcza paliwo, drugi utleniacz. Zarówno paliwo, jak i utleniacz są podawane przez dużą liczbę dysz do czterech głównych i dwóch sterujących komór spalania. Przed wejściem do komór spalania paliwo opływa je z zewnątrz, czyli służy do chłodzenia. Niezawodne chłodzenie utrzymuje wysoką temperaturę w komorach spalania. W tym silniku po raz pierwszy zastosowano oscylacyjne komory spalania układu kierowniczego, podobne w konstrukcji do głównych, do sterowania kierunkiem ciągu.

Silnik drugiego etapu rakiety „Wostok” RD-108 ma podobną konstrukcję. To prawda, że ​​ma cztery kamery sterujące i kilka innych różnic. Jego pchnięcie w pustkę wynosi 96 ton. Co ciekawe, zostaje wystrzelony na Ziemię w tym samym czasie, co silniki pierwszego stopnia. Silniki RD-107 i RD-108 różnych modyfikacji są od wielu lat wykorzystywane do wystrzeliwania statków kosmicznych, sztucznych satelitów Ziemi, statków kosmicznych na Księżyc, Wenus i Marsa.

Drugi etap dwustopniowej rakiety nośnej „Kosmos” jest wyposażony w opracowany w latach 1958-1962 (również w GDL-OKB) silnik rakietowy na paliwo ciekłe RD-119 o ciągu 11 ton; Paliwem tego silnika jest asymetryczna dimetylohydrazyna, utleniaczem jest ciekły tlen. W jego konstrukcji szeroko stosowane są tytan i inne nowoczesne materiały budowlane. Oprócz wysokiej niezawodności, charakterystyczną cechą tego silnika jest bardzo wysoka sprawność.W 1965 roku w naszym kraju powstały potężne małe silniki o bardzo wysokiej charakterystyce energetycznej dla systemu rakietowego i kosmicznego Proton. Całkowita moc użyteczna systemów napędowych rakiet Proton jest trzykrotnie większa niż moc silników rakietowych Wostok i wynosi 60 milionów koni mechanicznych. Silniki te zapewniają wysoką sprawność spalania, znaczne ciśnienie w układzie, równomierny i zrównoważony wypływ produktów spalania z dysz.

Obecnie LRE osiągnęły wysoki stopień doskonałości, a ich rozwój trwa. Powstały LRE różnych klas - od silników mikrorakietowych do systemów kontroli położenia i stabilizacji w samolotach o bardzo małym ciągu (kilka kilogramów lub mniej) do potężnych silników rakietowych z setkami ton ciągu (na przykład amerykański silnik rakietowy G-1 dla pierwszego etapu rakiety Saturn-5 ma ciąg 690 ton. Pięć takich silników jest zainstalowanych na rakiecie).

Silniki rakietowe na paliwo ciekłe są opracowywane na wysoce wydajnych paliwach - mieszaninach ciekłego wodoru (paliwa) i ciekłego tlenu lub ciekłego fluoru jako utleniaczy. Stworzono silniki miotające o długim okresie przechowywania, które mogą działać podczas długotrwałych lotów kosmicznych.

Istnieją projekty kombinowanych silników rakietowych – turboodrzutowych i rakietowo-odrzutowych, które powinny być organiczną kombinacją silników rakietowych na paliwo ciekłe z silnikami odrzutowymi. Stworzenie takich silników umożliwia wykorzystanie tlenu atmosferycznego jako środka utleniającego w początkowej i końcowej fazie lotu kosmicznego, a tym samym zmniejszenie zapasu paliwa na pokładzie rakiety. Trwają również prace nad stworzeniem pierwszych etapów ponownego wykorzystania. Takie etapy, wyposażone w silniki odrzutowe i zdolne do startu, a po rozdzieleniu kolejnych etapów lądowania jak samoloty, obniżą koszt wystrzelenia statku kosmicznego.

JĄDROWE SILNIKI RAKIETOWE

Naukowcy i projektanci stworzyli silniki termochemiczne o wysokim stopniu doskonałości i bez wątpienia powstaną jeszcze bardziej zaawansowane modele. Jednak możliwości rakiet termochemicznych są ograniczone przez samą naturę paliwa, utleniacza i produktów reakcji. Przy ograniczonej sprawności energetycznej paliw rakietowych, która nie pozwala na uzyskanie bardzo dużej prędkości wypływu płynu roboczego z dyszy, potrzebny jest ogromny zapas paliwa, aby rozpędzić rakietę do wymaganej prędkości. Rakiety chemiczne są niezwykle żarłoczne. To nie tylko kwestia oszczędności, ale czasem jak najbardziej! i lot kosmiczny.

Nawet aby rozwiązać stosunkowo prostsze zadanie z zakresu lotów kosmicznych – wystrzelenie sztucznych satelitów Ziemi, masa startowa rakiety chemicznej, ze względu na ogromną ilość paliwa, musi być kilkadziesiąt razy większa niż masa załadowanego do niej ładunku. orbita. Aby osiągnąć drugą kosmiczną prędkość, stosunek ten jest jeszcze większy. Ale ludzkość zaczyna osiedlać się w kosmosie, ludzie będą budować stacje naukowe na Księżycu, dążą do Marsa i Wenus, myślą o locie na odległe obrzeża Układu Słonecznego. Rakiety jutra będą musiały przenosić w kosmos wiele ton sprzętu naukowego i ładunku.

W przypadku lotów międzyplanetarnych potrzeba więcej paliwa, aby skorygować orbitę lotu, spowolnić statek kosmiczny przed lądowaniem na docelowej planecie, wystartować w celu powrotu na Ziemię itp. Masa początkowa rakiet termochemicznych dla takich lotów staje się niewiarygodnie duża - kilka milionów ton !

Naukowcy i inżynierowie od dawna zastanawiają się, jakie powinny być silniki rakietowe przyszłości? Oczy naukowców naturalnie zwróciły się w stronę energii jądrowej. Niewielka ilość paliwa jądrowego zawiera bardzo dużą ilość energii. Reakcja rozszczepienia jądrowego uwalnia miliony razy więcej energii na jednostkę masy niż spalanie najlepszych paliw chemicznych. Na przykład 1 kilogram uranu w reakcji rozszczepienia może po spaleniu uwolnić tyle energii, co 1700 ton benzyny. Reakcja syntezy jądrowej daje kilkakrotnie więcej energii.

Wykorzystanie energii jądrowej umożliwia drastyczne zmniejszenie zapasu paliwa na pokładzie rakiety, ale pozostaje zapotrzebowanie na substancję roboczą, która będzie podgrzewana w reaktorze i wyrzucana z dyszy silnika. Po bliższym zbadaniu okazuje się, że oddzielenie paliwa i substancji roboczej w rakiecie jądrowej ma pewne zalety.

Wybór substancji roboczej do rakiety chemicznej jest bardzo ograniczony. W końcu służy również jako paliwo. Tutaj pojawia się zaleta separacji paliwa i substancji roboczej. Możliwe staje się zastosowanie substancji roboczej o najniższej masie cząsteczkowej - wodoru.

Rakieta chemiczna wykorzystuje również połączenie stosunkowo wysokiej wydajności energetycznej wodoru z niską masą cząsteczkową. Ale tam substancja robocza jest produktem spalania wodoru o masie cząsteczkowej 18. A masa cząsteczkowa czystego wodoru, który może służyć jako korpus roboczy silnika rakietowego, wynosi 2. Zmniejszenie masy cząsteczkowej działającego substancji 9-krotnie w stałej temperaturze pozwala na 3-krotne zwiększenie szybkości wypływu. Oto namacalna zaleta silnika rakiety atomowej!

Mówimy o atomowych silnikach rakietowych, które wykorzystują energię rozszczepienia jądrowego ciężkich pierwiastków. Reakcja fuzji jądrowej była dotychczas sztucznie przeprowadzana jedynie w bombie wodorowej, a kontrolowana reakcja fuzji termojądrowej to wciąż marzenie, mimo wytężonej pracy wielu naukowców na świecie.

Tak więc w atomowym silniku rakietowym możliwe jest uzyskanie znacznego wzrostu szybkości wypływu gazów dzięki zastosowaniu substancji roboczej o minimalnej masie cząsteczkowej. Teoretycznie możliwe jest uzyskanie bardzo wysokiej temperatury substancji roboczej. Jednak w praktyce jest to ograniczone przez temperaturę topnienia elementów paliwowych reaktora.

W większości proponowanych schematów atomowych silników rakietowych płyn roboczy jest podgrzewany, myjąc elementy paliwowe reaktora, następnie rozszerza się w dyszy i jest wyrzucany z silnika. Temperatura jest mniej więcej taka sama jak w chemicznych silnikach rakietowych. To prawda, że ​​sam silnik jest znacznie bardziej złożony i ciężki. Zwłaszcza, gdy weźmie się pod uwagę potrzebę ekranu chroniącego astronautów przed promieniowaniem na załogowym statku kosmicznym. A jednak rakieta nuklearna obiecuje spore korzyści.

W Stanach Zjednoczonych w ramach tzw. programu Rover trwają intensywne prace nad stworzeniem silnika rakiety atomowej. Powstały również projekty silników rakietowych, w których strefa aktywna znajduje się w fazie pyłowej, ciekłej, a nawet gazowej. Umożliwia to uzyskanie wyższej temperatury substancji roboczej. Zastosowanie takich reaktorów (nazywa się je reaktorami wnękowymi) prawdopodobnie umożliwiłoby znaczne zwiększenie szybkości wydechu płynu roboczego. Ale tworzenie takich reaktorów to niezwykle skomplikowana sprawa: paliwo jądrowe jest tutaj mieszane z substancją roboczą i konieczne jest jakoś oddzielenie go przed wyrzuceniem substancji roboczej z dyszy silnika. W przeciwnym razie nastąpią ciągłe straty paliwa jądrowego, za rakietą rozpościera się śmiertelna smuga wysokiego promieniowania. Tak, a masa krytyczna paliwa jądrowego niezbędna do utrzymania reakcji w stanie gazowym zajmie bardzo dużą objętość, która jest nie do przyjęcia dla rakiety.
(LA Gilberg: Podbój nieba)

Buran, podobnie jak jego zamorski odpowiednik - system rakietowy wielokrotnego użytku Shuttle, pozostawia wiele do życzenia pod względem swoich właściwości.

Okazało się, że nie nadają się do wielokrotnego użytku, startowe boostery wytrzymują cały lot 3-4, a sam skrzydlaty pojazd pali się i wymaga bardzo kosztownych napraw. Ale najważniejsze jest to, że ich wydajność nie jest świetna.

A oto taka pokusa - stworzyć załogowy, skrzydlaty pojazd zdolny do samodzielnego startu z Ziemi, wyjścia w kosmos i powrotu. To prawda, że ​​główny problem pozostaje nierozwiązany - silnik. Silniki odrzutowe (WJ) znanych typów mogą działać tylko do prędkości 4-5 M (M to prędkość dźwięku), a pierwsza prędkość kosmiczna, jak wiadomo, wynosi 24 M. Ale nawet tutaj Wydaje się, że pierwsze kroki do sukcesu zostały już nakreślone.

Na wystawie Aviadvigatele-Build-92, która odbyła się w Moskwie, wśród różnego rodzaju eksponatów - od starożytnych silników parowych do sterowców po gigantyczne turbiny ultranowoczesnych samolotów transportowych - na stoisku stała skromnie mała beczka - pierwsza i jedyna na świecie hipersoniczna model (Hypersonic - od 6M i wyżej) silnik odrzutowy (scramjet). Powstał w Centralnym Instytucie Silników Lotniczych (CIAM). Oczywiście to efekt pracy dużego zespołu. Przede wszystkim główny projektant D. A. Ogorodnikov, jego współpracownicy A. S. Rudakov, V. A. Vinogradov ... Rzeczywiście, nie powinniśmy zapominać o tych, którzy już nie żyją - to doktor nauk technicznych R. I. Kurziner i profesor E. S. Shchetinkov. Ten ostatni kilkadziesiąt lat temu zaproponował podstawową zasadę, na której opierają się wszystkie współczesne silniki scramjet.Opracowany przez niego silnik był już wtedy zdolny do pracy z prędkościami naddźwiękowymi (powyżej 5-6 Macha). Ci ludzie stworzyli cud techniki, który być może w niedalekiej przyszłości zrewolucjonizuje napęd kosmiczny.

Ale nie spieszmy się z „dopasowaniem” nowego silnika do samolotu kosmicznego, czy to Buran, czy Spiral, przejdźmy do teorii. Faktem jest, że każdy silnik może działać tylko w pewnym zakresie, który jest zbyt wąski dla zadań kosmicznych i nie jest łatwo opanować hiperdźwięk. Zobaczmy dlaczego.

Aby każda RDW działała pomyślnie, muszą zostać spełnione trzy krytyczne warunki. Przede wszystkim trzeba maksymalnie skompresować powietrze. Następnie spalaj paliwo bez strat w komorze spalania. I wreszcie, za pomocą dyszy, produkty spalania muszą rozszerzać się do ciśnienia atmosferycznego. Tylko wtedy wydajność będzie wystarczająco wysoka.

Zobacz zdjęcie. Oto schemat pierwszego na świecie naddźwiękowego silnika strumieniowego (scramjet). Swoje pierwsze zadanie – sprężanie powietrza – rozwiązuje w bardzo oryginalny sposób – na zasadzie… tasaka. Wyobraź sobie: tasak uderza w miękką, gęstą kłodę, warstwy drewna przed nim pozostają niezmienione i zagęszczone po bokach. Granica między normalnymi i gęstszymi warstwami jest tym, co naukowcy nazywają „szok kompresyjny”. Tak dzieje się w silniku. Na jego osi znajduje się spiczasty korpus centralny. Rozbijając się w powietrzu, tworzy taki „skok” – strefę wysokiego ciśnienia. Następuje „odbicie” powietrza od centralnej części ciała do ścian ciała. Jednocześnie jest wielokrotnie dodatkowo kompresowany. Prędkość powietrza spada, a temperatura wzrasta, energia kinetyczna zamieniana jest na wewnętrzną, termiczną.

Teraz, aby paliwo wtryskiwane do strumienia całkowicie się wypaliło, pożądane jest, aby prędkość była jak najniższa. Ale wtedy temperatura powietrza może osiągnąć 3-5 tysięcy stopni. Wydawałoby się to dobre - paliwo wybuchnie jak proch strzelniczy. Ale nawet jeśli jest tu prawdziwy proch, lampa błyskowa nie zadziała. Rzecz w tym, że w tak wysokich temperaturach wraz z procesem utleniania cząsteczki rozkładają się również na pojedyncze atomy. Jeśli w pierwszej energia zostanie uwolniona, to w drugiej zostanie pochłonięta. Paradoks polega na tym, że wraz ze wzrostem temperatury może nadejść moment, w którym więcej zostanie wchłonięte niż uwolnione. Innymi słowy piec zamieni się w… lodówkę.

Pierwotne wyjście z sytuacji w 1956 r. zasugerował profesor Szczetinkow. Zasugerował kompresowanie powietrza tylko do momentu, gdy jego prędkość naddźwiękowa będzie mniej więcej taka sama jak… pocisku. Jak to jest obecnie uznawane na całym świecie, tylko w takich warunkach możliwe jest działanie scramjeta.

Ale nawet tutaj pojawiają się trudności: nawet mieszanina wodoru i powietrza, znana nam w chemii pod nazwą „gaz wybuchowy”, w takich warunkach prawie nie zdąży się zapalić. I chociaż jako paliwo do silnika wybrano ciekły wodór, musieliśmy uciekać się do sztuczek. Wodór najpierw chłodzi ściany. Ogrzewając się od -256 ° C do + 700 ° C, chroni metal przed stopieniem. Część paliwa wtryskiwana jest przez wtryskiwacze bezpośrednio do strumienia powietrza. A druga część spada na dysze znajdujące się w specjalnych prostokątnych niszach. Płoną tu potężne pochodnie wodorowe, zdolne do natychmiastowego przepalenia blachy stalowej. Zapalają mieszaninę wodorowo-powietrzną. Ten, który w normalnych warunkach wybucha od iskry wyrzuconej z nylonowej koszuli.

I tu chyba jest główne zadanie, nad którym my i Amerykanie spędziliśmy około 30 lat. Jak uzyskać pełne spalanie, mając komorę o dopuszczalnej długości - 3-5 m? Wiadomo, że teoria bez eksperymentu testowego jest niewiele warta. Aby przetestować działanie takiego silnika, należy go umieścić w przepływie naddźwiękowym. Nie ma takich samolotów, są jednak tunele aerodynamiczne, ale są bardzo, bardzo drogie. Do ostatecznego testu scramjet projektanci zainstalowali swoje urządzenie w nosie rakiety i przyspieszyli je do pożądanej prędkości.

Wyjaśnijmy, że nie chodziło o stworzenie nowego typu rakiety, a jedynie o sprawdzenie jakości spalania wodoru w silniku. Odniosła całkowity sukces. Teraz, jak przyznają Amerykanie, nasi naukowcy mają sekret tworzenia niezawodnych komór spalania.

Cóż, teraz zastanówmy się, co się stanie, jeśli zechcemy powiększyć ten niewielki model wystawowy, aby nadawał się do podnoszenia samolotu w powietrze. Podobno nabierze cech ciężkiej trzydziestometrowej rury z ogromnym dyfuzorem i dyszą oraz bardzo skromną komorą spalania. A kto potrzebuje takiego silnika? Ślepy zaułek? Nie, jest wyjście i od dawna jest znane. Wiele funkcji w jego pracy można przypisać… kadłubowi i skrzydłu samolotu!

Prototyp takiego samolotu lotniczego (VKS) pokazano na rysunku. „Wbijając” nos w powietrze, tworzy serię fal uderzeniowych, a wszystkie z nich padają bezpośrednio na wlot komory spalania. Wydobywające się z niego gorące gazy, rozprężając się do ciśnienia atmosferycznego, ślizgają się po powierzchni części rufowej samolotu, tworząc ciąg, jak w dobrej dyszy. Przy prędkościach naddźwiękowych jest to możliwe! Co zaskakujące, teoretycznie można nawet obejść się bez kamery i „po prostu” wstrzyknąć paliwo w pobliżu występu na brzuchu VKS! Dostajesz silnik, który wydaje się nie istnieć. Nazywa się to scramjetem „zewnętrznego spalania”. To prawda, że ​​jego „prostota” w pracy badawczej jest tak kosztowna, że ​​do tej pory nikt nie traktował jej poważnie.

Wróćmy zatem do samolotów kosmicznych z klasycznym scramjetem. Jego start i przyspieszenie do bM powinno odbywać się przy użyciu konwencjonalnych silników turboodrzutowych. Na rysunku widać jednostkę składającą się z tradycyjnego silnika turboodrzutowego i znajdującego się w pobliżu scramjeta. Przy „małych” prędkościach scramjet jest oddzielony opływową przegrodą i nie przeszkadza w locie.

A w dużych przegroda blokuje dopływ powietrza do silnika turboodrzutowego, a silnik scramjet jest włączony.

Na początku wszystko pójdzie dobrze, ale potem, wraz ze wzrostem prędkości, ciąg silnika zacznie spadać, a apetyty - zużycie paliwa - wzrosną. W tym momencie jego nienasycone łono musi być karmione ciekłym tlenem. Czy ci się to podoba, czy nie, nadal musisz go zabrać ze sobą. To prawda, w ilościach znacznie mniejszych niż w konwencjonalnej rakiecie. Gdzieś około 60 kilometrów od Ziemi scramjet zatrzyma się z powodu braku powietrza. W tym miejscu do gry wkracza mały silnik rakietowy na paliwo płynne. Prędkość jest już wysoka, a paliwo z utleniaczem „zje” całkiem sporo przed wejściem na orbitę. Przy masie startowej równej masie rakiety samolot lotniczy został wystrzelony na orbitę z ładunkiem 5-10 razy większym. A koszt wystrzelenia każdego kilograma będzie dziesięciokrotnie niższy niż pocisków. Właśnie do tego dążą dziś naukowcy i projektanci.

Federalna Państwowa Budżetowa Instytucja Edukacyjna Wyższego Szkolnictwa Zawodowego

(FGBOU VPO)

Astrachański Państwowy Uniwersytet Techniczny (ASTU)

„Instytut Techniki Morskiej, Energii i Transportu” (IMTEiT)

Zakład "Energetyki Cieplnej" (TEN)

Kurs pracy

w dyscyplinie „Paliwo”

na temat „Paliwo rakietowe”

Spełniony

uczeń grupy TET-21

Prikazchikov A.A.

Recenzenci:

uczniowie grupy TET-21

Putyatin SS, Żidkow S.M.

Nauczyciel:

Doktor chemii, profesor Ryabukhin Yu.I.

Astrachań - 2012

1. Tło historyczne

Główne rodzaje paliwa rakietowego

1 Propelenty płynne

1.1 Utleniacze

1.2 Paliwo

1.3 Porównanie najpopularniejszych paliw płynnych

2 paliwo stałe

2.1 Paliwa rakietowe

2.2 Mieszane paliwo

Bibliografia

. Odniesienie do historii

Rakiety na paliwo stałe pojawiły się znacznie wcześniej niż rakiety z silnikami rakietowymi na ciecz (LRE). Te ostatnie stały się nam tak znajome, że zapominamy o tym, kiedy zaczęto ich używać do podboju kosmosu i działań bojowych walczących. A stało się to zaledwie 50 lat temu. Wcześniej rakiety na paliwo stałe lub rakiety z silnikami prochowymi były z powodzeniem eksploatowane i używane przez wojska przez kilka stuleci. Możliwość wykorzystania cieczy, w tym ciekłego wodoru H2 i tlenu O2, jako paliwa do rakiet, wskazał K.E. Tsiołkowski<#"justify">2. GŁÓWNE RODZAJE PALIWA RAKIET

Wybór paliwa zależy od wielu czynników. Nie ma idealnego paliwa, każde ma swoje plusy i minusy. Czynniki takie jak cena, impuls właściwy, szybkość spalania, szybkość spalania w funkcji ciśnienia, bezpieczeństwo i możliwości produkcyjne oraz inne mogą wpływać na wybór paliwa.

2.1 PŁYNNE PALIWA

Środek utleniającyoraz paliwoPaliwa dwuskładnikowe znajdują się w oddzielnych pojemnikach - zbiornikach i za pomocą różnych urządzeń są oddzielnie podawane do komory silnika w celu spalania. Obecnie najszerzej stosowane są paliwa płynne dwupaliwowe, ponieważ zapewniają one najwyższy ciąg właściwy silnika, pozwalają w łatwy sposób regulować wielkość i kierunek ciągu w locie, a także wyłączać silnik i uruchamiać go ponownie. Wadą tych paliw jest złożone urządzenie silnikowe z dużą liczbą części i zespołów ze złożonym systemem sterowania i regulacji.

W celu samozapłonobejmują takie paliwa dwuskładnikowe, których spalanie rozpoczyna się samoczynnie, gdy utleniacz i paliwo mieszają się w komorze silnika.

Bez samozapłonupaliwo do rozpoczęcia spalania, gdy rozruch silników wymaga zastosowania dodatkowych środków zapłonowych. Paliwa samozapalne zapewniają bardziej niezawodny rozruch silnika i stabilną pracę.

Ciekły jednoskładnikowypaliwa są wstępnie przygotowane niesamozapalna mieszanka utleniacza i paliwaw stosunku niezbędnym do spalania, lub taka płynna substancja, która w pewnych warunkach rozkłada się z uwolnieniem ciepła i tworzeniem się gazów. Jednoskładnikowe paliwa miotające są umieszczane na rakiecie w jednym zbiorniku i są podawane do komory spalania przez dysze przez jeden przewód.

korzyśćtakich paliw przed dwuskładnikowymi uproszczenie konstrukcji silnika,ponieważ potrzebna jest tylko jedna linia zasilająca. Paliwa te nie były jednak szeroko stosowane w silnikach rakietowych na paliwo ciekłe, ponieważ nie zapewniają wymaganego ciągu. Te jednoskładnikowe paliwa miotające, które pozwalają na uzyskanie wystarczającego ciągu właściwego, nie nadają się do użytku ze względu na ich dużą skłonność do samorzutnego wybuchu. Paliwa jednoskładnikowe są również niebezpieczne dla ich stosowania w celu schłodzenia komory spalania. Paliwa te są wykorzystywane w większości wyłącznie do celów pomocniczych: do silników o małym ciągu, które służą do sterowania i stabilizacji samolotów, a także do obracania turbin turbopomp LRE.

Tabela 1. Główne cechy dwuskładnikowych paliw ciekłych przy optymalnym stosunku składników (ciśnienie w komorze spalania 100 kgf/cm 2, na wylocie dyszy 1 kgf/cm2 ).

UtleniaczPaliwoWartość cieplna paliwa*, kcal/kgGęstość*, g/cm2Temperatura w komorze spalania, impuls właściwy KV w próżni, sKwas azotowy (98%) 20%)14201,393050313Жидкий кислородСпирт (94 %)20200,39330025520едо375 22001,023670344Гидразин22301,073446346Аммиак22000,843070323АТКеросин15501,273516309НДМГ22001,203469318Гидразин22301,233287322ЖидзинфторВодород23000,6247074125

W paliwach dwuskładnikowych, do całkowitego spalenia obu składników, na każdą jednostkę masy jednego z nich wymagana jest ściśle określona ilość drugiego. Tak więc do spalenia 1 kg nafty potrzeba 15 kg powietrza lub 5,5 kg kwasu azotowego lub 3,4 kg ciekłego tlenu. W praktycznie ukończone LRE utleniacz jest podawany do komory w nieco mniejszej ilościniż jest to wymagane do całkowitego spalania.

Okazuje się, że w tym przypadku uzyskuje się najwyższą wartość ciągu właściwego. Powodem jest to, że wraz ze spadkiem zużycia utleniacza zmienia się nieco skład produktów spalania. W efekcie zostaje skrócony proces termicznego rozkładu cząsteczek gazu - produktów spalania - na atomy i jony, który zachodzi przy dużym pochłonięciu ciepła i jego bezużytecznym porywaniu poza dyszę, a warunki przemiany energii w dyszy ulegają skróceniu. również się poprawiła.

Dla działania rakiet na ciecz bardzo ważna jest temperatura wrzenia paliwa. Wszystkie składniki paliwa są podzielone na wysokowrzącyoraz niskowrzący.

W celu wysokowrzącyzawierają utleniacze i materiały palne, które mogą być zawarte w stanie ciekłym w normalnych temperaturach roboczych pocisków (do +150 0C) pod ciśnieniem atmosferycznym lub podwyższonym, reszta odnosi się do niskowrzący.

2.1.1 Utleniacze

w płynnych rakietach ilość środka utleniającego w masie przekracza ilość paliwaśrednio 3-6 razy, a masa paliwa jest 9 razy większa od masy konstrukcji silnika.

Właściwości paliwa w dużej mierze zależą od rodzaju utleniacza. Przykładowo, według najważniejszej cechy – ciągu właściwego – paliwo „ciekły tlen i nafta” różni się od paliwa „kwas azotowy i nafta” o około 15%.

Spośród niskowrzących utleniaczy najczęściej stosowanym w popularnych silnikach jest ciekły tlen. Możliwość korzystania płynny fluor, jego powiązania z tlen oraz ozon.

Spośród wysokowrzących są szeroko stosowane Kwas azotowyi jego mieszaniny z tetratlenek azotu. Może być stosowany tetratlenek azotu, nadtlenek wodoru. Badane związki fluorz chlororaz tetranitrometan.

Rozważ niektóre rodzaje utleniaczy.

1. CIEKŁY TLEN (O 2 ). Jest to mobilna ciecz o niebieskawym zabarwieniu, nieco cięższa od wody.

Osobliwości : tlen jest jednym z najbardziej silne utleniacze, ponieważ jego cząsteczka nie zawiera atomów, które nie biorą udziału w procesie utleniania, jak ma to miejsce np. w kwasie azotowym. Paliwa są bardziej wydajne niż w przypadku tlenmożna uzyskać tylko od ozon, fluorlub fluorek tlen.

Główna własność, który określa cechy pracy z cieczą tlenleży w swoim niska temperatura wrzenia. Z tego powodu bardzo szybko odparowuje, co powoduje jej duże straty podczas przechowywania i tankowania rakiety. Zbiornik rakietowy jest wypełniony płynem tlentuż przed startem rakiety. Straty w wyniku parowania podczas tankowania wynoszą do 50%, a w rakiecie do 3% na godzinę. Ciekły tlenprzechowywane i transportowane w specjalnych kontenerach - metalowych zbiornikach o dobrej izolacji termicznej.

Ciekły tlen nie trujący. Krótkotrwały kontakt w niewielkich ilościach z otwartymi obszarami ludzkiego ciała nie jest niebezpieczny: powstała warstwa gazowa nie pozwala na zamarznięcie skóry.

Ciekły tlen- jeden z najbardziej tanie utleniacze, co tłumaczy się łatwością produkcji i obfitością surowców. Jest to 89% masowych w wodzie i 23% w powietrzu. Zwykle otrzymuj tlenz powietrza, przez upłynnienie i oddzielenie w postaci płynnej od azoti inne gazy atmosfery ziemskiej.

2. KWAS AZOTOWY (HNO 3 ) . Chemicznie czysty 100% kwas azotowy jest bezbarwną, łatwo mobilną, ciężką cieczą, która silnie dymi w powietrzu.

Osobliwości : 100% kwas azotowy niestabilny i łatwo rozkładający sięna wodzie tlenoraz Tlenki azotu.

HNO 3 - Potężny utleniaczponieważ jego cząsteczka zawiera

% tlen. Podczas utleniania różnych materiałów palnych rozkłada się na wodę, tlenoraz azot. Korzystnie wypada w porównaniu ze wszystkimi powszechnie stosowanymi utleniaczami duży ciężar właściwy. Spowodowany wysoka pojemność cieplnamoże być stosowany jako element chłodzący komory LRE.

W normalnych warunkach pracy Kwas azotowy- płyn, który jest jedną z jego zalet. rakiety,w którym jest używany jako środek utleniający, może być przechowywany ponownie napełniony przez długi czas, w ciągłej gotowości do startu. Wady operacyjne obejmują znaczny wzrost ciśnieniaw hermetycznie zamkniętych pojemnikach kwas azotowy,ze względu na proces jego rozkładu. Główna wada kwas azotowy - wysoka korozyjnośćdla większości materiałów. Agresywność kwas azotowyznacznie utrudnia obsługę. Jego przechowywanie i transport odbywa się za pomocą specjalnych pojemników.

niedogodności : Kwas azotowyma trującynieruchomości. Kontakt z nim na ludzkiej skórze powoduje pojawienie się bolesnych, długotrwałych nie gojących się owrzodzeń. Opary są również szkodliwe dla zdrowia kwas azotowy. Są bardziej jadowite tlenek węgla 10 razy.

Cena £ kwas azotowymały. Główna metoda odbioru kwas azotowyzaangażowany w utlenianie amoniak tlenpowietrze w obecności platynai rozpuszczenie powstałego Tlenki azotu w wodzie.

N 2+ 2O2 => 2 NIE 2

. CZTEROTLENEK DINAZOTU (N 2 O 4 ) . Jest to żółta ciecz w normalnej temperaturze.

Osobliwości : wraz ze wzrostem temperatury rozkłada się na dwutlenek azotu, pomalowany na kolor czerwono-brązowy, tzw. „brązowy gaz”.

jest trochę wydajniejszy utleniacz, Jak Kwas azotowy. Paliwa na jego bazie mają specyficzny ciąg o około 5% większy niż kwas azotowy.

niedogodności : w stosunku do materiałów tetratlenek diazotuh znacznie mniej agresywny, Jak Kwas azotowyale nie mniej trujący.

Główną wadą jest niska temperatura wrzeniaoraz wysoka temperatura krzepnięcia, co znacznie ogranicza możliwość jego wykorzystania w paliwach rakietowych w czystej postaci. W mieszankach z innymi poprawiają się warunki jego stosowania Tlenki azotu.

4. NADTLENEK WODORU (H 2 O 2 ). Bezbarwna, przezroczysta, ciężka ciecz.

Osobliwości: nadtlenek wodoru jest niestabilnym związkiem chemicznym, który łatwo rozkłada się na wodę i tlen. Tendencja do rozkładu wzrasta wraz ze wzrostem koncentracji. Podczas rozkładu uwalniana jest znaczna ilość ciepła.

Najbardziej rozpowszechnione są roztwory wodne o stężeniu 80% i 90% nadtlenku wodoru. Stabilność chemiczną roztworów i bezpieczeństwo pracy z nimi można osiągnąć poprzez wprowadzenie substancje stabilizujące. Obejmują one fosforowy, octowyoraz kwas szczawiowy. Obowiązkowy stan stabilizacjinadtlenek wodoru - czystość. Drobny zanieczyszczeniai zanieczyszczenia ostro przyspieszyć jego rozkłada nawet może doprowadzić do eksplozji.

W porównaniu z kwas azotowy nadtlenek wodoruma niska korozyjność, ale utlenia niektóre metale.

niedogodności : Nadtlenek wodoru jest palny i wybuchowy. Substancje organiczne w kontakcie z nim łatwo się zapalają. W temperaturze +175 0C wybucha. Kontakt ze skórą powoduje Poważne oparzenia.

Obecnie nadtlenek wodoru jest mało wykorzystywany, ponieważ oparte na nim paliwa dają stosunkowo niski ciąg.

5. CIEKŁY FLUOR (F 2 ). Jest to ciężka ciecz o jasnożółtym kolorze.

Osobliwości: fluor ma najlepsze właściwości utleniające, Jak tlen. Ze wszystkich pierwiastków chemicznych jest najbardziej aktywny, wchodząc w związki z prawie wszystkimi substancjami utleniającymi w zwykłej temperaturze pokojowej. W takim przypadku często dochodzi do zapłonu. Parzysty tlenutleniony fluorpłonie w jego atmosferze.

Ze względu na wyjątkowo wysoką aktywność chemiczną fluorze wszystkimi palnymi tworzy paliwa samozapalne. Jednak paliwa fluorowe dają wyższy ciąg właściwy niż tlen, tylko gdy paliwo jest bogate wodór. Palne zawierające wiele węgiel, formularz z fluorznacznie mniej wydajne paliwa.

niedogodności : fluorbardzo trujący. Działa silnie żrąco na skórę, oczy i drogi oddechowe. W technologii rakietowej jest nadal używany tylko w silnikach eksperymentalnych.

2.1.2 Paliwo

Jako paliwo w paliwach ciekłych stosuje się głównie substancje, w których utlenione atomy pierwiastków chemicznych są atomami węgieloraz wodór. W przyrodzie występuje niezwykle duża ilość związków chemicznych tych pierwiastków. Większość z nich jest ekologiczna.

Obecnie technologia rakietowa wykorzystuje szeroką gamę paliw. Pomimo tego, że paliwo stanowi zaledwie 15-25% masy paliwa, to jednak właściwy wybór ma duże znaczenie. Tylko udane połączenie utleniacza i paliwa może być spełnione, jeśli nie wszystkie, to przynajmniej najważniejsze wymagania dotyczące paliwa. Większość rodzajów paliwa rakietowego jest wysokowrząca. Ich wspólne wada - niski ciężar właściwy, półtora do dwóch razy mniej niż utleniaczy.

W praktyce jako paliwo rakietowe najczęściej używany węglowodór, który jest produktem rafinacji ropy naftowej (nafty), aminy, amoniak, hydrazynai jego pochodne.

Rozważ niektóre rodzaje paliwa.

1. WĘGLOWODORY (produkty naftowe) to mieszaniny związków chemicznych węgielz wodór. Ich wydajność energetyczna jest niższa niż wodór, ale wyższy niż węgiel. Najczęściej stosowana jest nafta.

Cechy nafty: jest to lekka ciecz o wysokiej temperaturze wrzenia, która jest bardzo odporna na rozkład po podgrzaniu. Nafta nie jest substancją o ściśle określonym składzieo jednoznacznym wzorze chemicznym, co uniemożliwia dokładne określenie jego właściwości. W zależności od pola naftowego skład i właściwości nafty mogą się różnić. Nafta rakietowa zawiera zwiększona zawartośćtaki węglowodory, który dawać mniej depozytówpodczas chłodzenia silnika.

Wady nafty: dlatego nie zapala się w kontakcie z powszechnie stosowanymi utleniaczami wymaga specjalnego źródła zapłonu.

Nafta jest szeroko stosowana w paliwach rakietowych z cieczą tlen, kwas azotowyutleniacze i nadtlenek wodoru.

2. AMINY - związki, które są otrzymywane w cząsteczce amoniakjeden, dwa lub trzy atomy wodórzastąpić grupy węglowodorowe. W technologii rakietowej znalazły zastosowanie trietyloamina, anilina, ksylidyna itp.

Osobliwość : aminy aktywnie wchodzić w interakcje zkwas azotowyoraz tetratlenek diazotuprowadzące do samozapłonu. Pod względem wydajności paliwowej aminyblisko nafty. Umiejętność aminy powoduje, że korozja metali jest niewielka. Są przechowywane i transportowane w pojemnikach wykonanych ze zwykłych metali żelaznych.

Niedogodności: aminy znacznie wyższy kosztw porównaniu do nafty , a także toksyczność, co objawia się zarówno wdychaniem oparów, jak i kontaktem ze skórą.

Aby poprawić właściwości fizykochemiczne, aminystosowany jako paliwo w mieszaninie z innymi substancjami, w tym innymi aminy.

na bazie paliwa aminyznalazł zastosowanie w paliwach samozapalnych z kwas azotowy, tetratlenek azotu i ich mieszaniny.

3. HYDRAZYNĘ . Podczas spalania hydrazyny w reakcji utleniania biorą udział tylko atomy wodór, a azotuwalniany w wolnej formie, zwiększając ilość gazu.

Hydrazyna jest bezbarwną, przezroczystą cieczą (mniej więcej w tym samym zakresie temperatur co woda) i ma zapach amoniaku. Zazwyczaj stosowany w mieszaninach z innymi substancjami.

Osobliwości: hydrazyna to wydajne paliwo. Sprzyja temu fakt, że jego cząsteczka powstaje wraz z pochłanianiem ciepła, które oprócz ciepła utleniania uwalnia się podczas spalania. Kolejną pozytywną cechą jest duży ciężar właściwy.

Niedogodności: hydrazyna ma wysoka temperatura krzepnięciaco jest bardzo niewygodne w użyciu. Jego opary wybuchają po podgrzaniu i uderzeniu. Po odsłonięciu tlenpowietrze utlenia się. Hydrazyna żrący. Odporni na to są aluminiumi jego stopy, stale nierdzewne, polietylen, polifluoroetylen, fluoroplast. Hydrazyna trujący, podrażnia błonę śluzową oczu i może powodować przejściową ślepotę.

4. ASYMETRYCZNA DIMETYLHYDRAZYNA Jest to bezbarwna, przezroczysta ciecz o ostrym zapachu.

Osobliwości : w porównaniu do hydrazyny jest znacznie wygodniejszy w użyciu, ponieważ pozostaje cieczą w większym zakresie temperatur. Ma dobrą odporność na ciepło. W przeciwieństwie do hydrazyny, jej opary nie eksplodują pod wpływem czynników zewnętrznych. Główną cechą jest wysoka aktywność chemiczna. Jest łatwo utleniany przez tlen atmosferyczny, a wraz z kwasem węglowym tworzy wytrącające się sole.

niedogodności : dimetylohydrazyna (w porównaniu do hydrazyny) ma gorszą wydajność jako paliwo, ponieważ jej cząsteczka zawiera mniej efektywne atomy węgla oprócz atomów wodoru. Samozapłon w powietrzu przy 250 0C, mieszaniny par dimetylohydrazyny z powietrzem łatwo eksplodują i trujący.

2.1.3 Porównanie najpopularniejszych paliw płynnych

. Paliwa na bazie ciekłego tlenu dostarczać najwyższy właściwy ciągwszystkich obecnie stosowanych paliw rakietowych. Ich główną wadą jest: niska temperatura wrzeniautleniacz. Utrudnia to wykorzystanie ich w pociskach bojowych, które muszą być gotowe do wystrzelenia przez długi czas.

Z ciekłym tlenem, łatwopalne, takie jak nafta, asymetryczne dimetylohydrazyna, amoniak. Specjalne miejscebierze paliwo tlen+ wodór, który zapewnia określony ciąg o 30-40% większy niż w przypadku innych powszechnych paliw. Paliwo to najlepiej nadaje się do stosowania w dużych rakietach.

2. Paliwa na bazie kwasu azotowego w mieszance 20-30% Tlenki azotudużo gorszy tlenpaliwa przez określony ciąg, Ale mieć przewaga wagi. Ponadto paliwa te są wysokowrzący długoterminowysubstancji, co pozwala na utrzymanie pocisków bojowych w pełnym wyposażeniu i zatankowaniu przez długi czas.

Utleniacze kwasu azotowego mają dobre właściwości chłodzące. Jednak ze względu na stosunkowo niskie temperatury w komorze spalania, chłodzenie silników o średnich i dużych ciągach może być zasilane paliwem, chociaż skład paliwa zawiera mniej paliwa niż utleniacz.

Palny jako mieszanina aminy, niesymetryczna dimetylohydrazynai kilka innych substancji Formularzz utleniaczami kwasu azotowego paliwa samozapalne. Nafta i inne węglowodory wymagają wymuszonego zapłonu.

3. Paliwa na bazie tetratlenku azotu dawać nieco wyższy ciąg właściwyniż kwas azotowy, ale mają zmniejszony ciężar właściwy. Pomimo takich wad operacyjnych, jak wysoka temperatura krzepnięcia utleniaczaznajdują zastosowanie w rakietach dalekiego zasięgu. Te paliwa zostały wymienione tlenpaliwo, ponieważ umożliwiają przechowywanie rakiety w stanie zatankowanym, gotowej do startu.

Zaletą paliwa na bazie czterotlenku azotu jest również samozapłon.

2.2 Paliwa stałe

Według wygląduwszystkie ładunki paliwa stałego są gęste ciała stałegłównie ciemne kolory. Proszki rakietowe mają zwykle ciemnobrązowy kolor i wyglądają jak substancja przypominająca róg. Jeśli zawierają dodatki (na przykład w postaci sadzy), to ich kolor jest czarny. Paliwa mieszane mają kolor czarny lub czarno-szary w zależności od koloru paliwa i dodatków i są zwykle podobne do silnie wulkanizowanej gumy, ale są mniej elastyczne i bardziej kruche.

Paliwa stałe są praktycznie bezpiecznazarówno pod względem oddziaływania na organizm człowieka, jak iw odniesieniu do różnych materiałów konstrukcyjnych. Podczas przechowywania w normalnych warunkach nie wydzielają agresywnych substancji. Proch rakietowy ze względu na lotne właściwości rozpuszczalnika – nitrogliceryny (rys. 1) – może powodować krótkotrwałe, niezbyt silne bóle głowy.

Rys.1. Wzór strukturalny nitrogliceryny

2.2.1 Paliwa rakietowe

Prochy rakietowe to złożone układy wieloskładnikowe, w których każda substancja pełni swoją rolę w celu uzyskania pożądanych właściwości określonego rodzaju prochu. Głównymi składnikami prochu strzelniczego są azotany celulozy,które po spaleniu uwalniają największą ilość energii cieplnej. Określają również właściwości fizykochemiczne prochu. Rozważ niektóre składniki prochu.

1. AZOTAN CELULOZY , czyli nitroceluloza, otrzymuje się przez traktowanie celulozy mieszaniną kwasu azotowego i siarkowego. To przetwarzanie nazywa się nitrowanie. Surowiec - celuloza(włókno) – substancja szeroko rozpowszechniona w przyrodzie, z której prawie w całości składają się len, konopie, bawełna itp.

Azotany celulozy są sypką masą. Oni są łatwopalnynawet ze słabej iskry. Spalanie następuje z powodu tlenu zawartego w grupach nitrowych i nie jest wymagany zewnętrzny dopływ tlenu. Jednak bezpośrednie użycie nitrocelulozaponieważ paliwo rakietowe jest wykluczone, ponieważ nie można z niego zrobić ładunku, który pali się zgodnie ze ściśle określonym prawem. Nawet po mocnym prasowaniu ma wiele porów. Jego spalanie odbywa się nie tylko na zewnątrz, ale również wewnątrz, ponieważ gaz palny przenika przez pory wewnątrz. A tym samym może dojść do wybuchuzdolny do zniszczenia silnika. Aby temu zapobiec, produkują uplastycznienie nitroceluloza, tj. wytwarza się z niego stały roztwór o jednorodnej kompozycji, bez porów.

2. ROZPUSZCZALNIKI-PLASTYFIKATORY nitroceluloza - nitrogliceryna, nitroglikoli kilka innych substancji. Są drugim głównym składnikiem prochu strzelniczego zarówno pod względem masy, jak i zapasu energii. Często nazywa się je nielotne rozpuszczalniki, ponieważ nie są usuwane z roztworu podczas procesu produkcyjnego, ale pozostają całkowicie w składzie prochu.

NITROGLICERYNA - substancja powstająca podczas nitrowania alkohol trójwodorotlenowy gliceryna- mieszanka azotowyoraz Kwas Siarkowy. Jest bezbarwną oleistą cieczą.

Nitrogliceryna - potężny materiał wybuchowy. Łatwo eksploduje przy uderzeniu lub tarciu. Jego spalanie następuje dzięki tlenowi zawartemu w grupach nitrowych. Ponieważ w jego cząsteczce znajduje się nadmiar tlenu, część tlenu trafia do dodatkowego utleniania nitrocelulozy, co prowadzi do ogólnego zwiększenia zapasu energii paliwa stałego. Wraz ze wzrostem zawartości nitrogliceryny w prochu strzelniczym rosnąnie tylko oni wskaźniki energetyczne, ale również wybuchowośćoraz wrażliwość na wstrząsy. Proszki rakietowe z wysoką zawartością nitrogliceryny zapewniają wysoką siłę ciągu.

Do plastyfikacji nitrocelulozaw celu ułatwienia technologii produkcji, wydłużenia czasu i dopuszczalnej temperatury przechowywania wsadów stosuje się również inne rozpuszczalniki.

NITROGLIKOL jak materiał wybuchowy mniej wrażliwy na naprężenia mechaniczne. Uzyskuje się go przez nitrowanie glikol etylenowy. Magazyn tlenmniej w swojej cząsteczce niż w cząsteczce nitrogliceryna, więc użyj jako rozpuszczalnika pogarsza wydajność energetyczną proch strzelniczy.

Oprócz nitroglicerynaoraz nitroglikolczasami używany jest rozpuszczalnik nitroceluloza, jak nitroguanidyna.

3. DODATKOWE plastyfikatory a substancje regulujące właściwości energetyczne paliwa są dobrze połączone z podstawowymi rozpuszczalnikami. Nie zawierają żadnej lub bardzo mało aktywnej tleni dlatego są wprowadzane do składu prochu strzelniczego w niewielkich ilościach, aby nie zmniejszać ich właściwości energetycznych. Należą do nich substancje takie jak dinitroluen,ftalan dibutylu, ftalan dietylu.

4. STABILIZATORY są wprowadzane do składu prochów w celu zwiększenia ich odporności chemicznej. Rozkład następuje podczas przechowywania prochu. nitrocelulozaz wykształceniem Tlenki azotu, które przyspieszają jego dalszy rozkład, czyniąc go wybuchowym. Stabilizatory spowalniają rozkład nitroceluloza, łącząc się z wybitnym Tlenki azotuwiążą je, zamieniając je w substancje chemicznie nieaktywne.

5. SUBSTANCJE POPRAWIAJĄCE SPALANIE PROCH STRZELNICZY , dostarczać przyśpieszenie, Kierowco zwolnijlub stabilizacjaproces spalania w komorze silników rakietowych na paliwo stałe. Należą do nich duża liczba soli lub tlenków różnych metali ( cynasn , manganMn , cynkZn , chromCr , OłówPb , tytanTi , potasK , barBa itp.).

6. DODATKI TECHNOLOGICZNE ? substancje ułatwiające proces wytwarzania prochu są wprowadzane w najbardziej krytycznych operacjach dla zmniejszyć tarcie i naprężenia na maszynach. Pełnią rolę smarów zarówno wewnątrz masy paliwa, jak i pomiędzy masą a narzędziem. Do tego używa się kredy, która zmniejsza tarcie wewnętrzne, wazeliny i oleju transformatorowego, grafit, stearynian Ołówi inne substancje zmniejszenie nacisku docisku. Są wprowadzane w małych ilościach.

Produkcja proszków rakietowych odbywa się według złożonego schematu technologicznego z wykorzystaniem wysokie temperatury i ciśnienia. Zadanie produkcyjne obejmuje wytwarzanie stałych jednorodnych wsadów proszkowych spełniających szereg rygorystycznych wymagań, z dużej liczby substancji, które są niejednorodne pod względem właściwości chemicznych i fizycznych, a także stanu skupienia.

2.2.2 Mieszane paliwa miotające

Paliwa mieszane mają znacznie prostszy skład niż proch strzelniczy. Zawierają dwa lub trzy, rzadko cztery składniki. Rozważmy niektóre z nich.

1. JAK UTLENIACZE PALIWA MIESZANE zwykle stosuje się sole kwasów nieorganicznych - azotowyoraz chlorek. Ich cechą jest duży procent tlenu w cząsteczce. Wszystkie z nich, wagowo, składają się w około połowie z tlenu. W normalnych warunkach mają odporność chemiczną, ale przy silnym ogrzewaniu z zdolny do rozkładu z uwolnieniem wolnego tlenu.Wszystkie stałe utleniacze zawierają oprócz tlen, atomy pierwiastków chemicznych zdolnych do utleniania. Dlatego podczas rozkładu tych utleniaczy część tlenokazuje się być kojarzona z tymi elementami i wolna tlenuwalnia się znacznie mniej niż jest dostępne w cząsteczce.

Najpopularniejszym środkiem utleniającym do paliw stałych jest NADCHLORAN AMONIAK . Ta sól jest białym (bezbarwnym) krystalicznym proszkiem i rozkłada się po podgrzaniu powyżej 150 0C. W powietrzu lekko wilgotne. Wrażliwy na uderzenia i tarcie, szczególnie w obecności zanieczyszczeń organicznych. Może palić się bez paliwa i eksplodować. Podczas spalania nie wydziela substancji stałych, ale produkty jego spalania zawierają agresywny i raczej toksyczny gaz - chlorowodór (HCl), który w obecności wilgoci tworzy z nim kwas solny. Zaletą nadchloranu amonu jest to, że ma niską temperaturę rozkładu i rozkłada się tylko na produkty gazowe o małej masie cząsteczkowej, ma niską higroskopijność, jest dostępny i tani.

Innym środkiem utleniającym jest NADCHLORAN POTASU . Sól ta rozkłada się w temperaturach powyżej 440 0C, nie nawilża w powietrzu (nie higroskopijny), nie pali się i nie wybucha. Cały tlen zawarty w jego składzie jest aktywny. Po spaleniu uwalnia substancję stałą - chlorek potasu, który tworzy gęstą chmurę dymu. Obecność chlorku potasu w produktach spalania znacznie pogarsza właściwości paliw rakietowych, tj. warunki przemiany energii cieplnej w energię kinetyczną w dyszy silnika rakietowego.

Innym szeroko stosowanym środkiem utleniającym jest AZOTAN AMONOWY (saletra amonowa), stosowany również jako nawóz azotowy. Jest to bezbarwny (biały) krystaliczny proszek. Rozkłada się w temperaturze 243 0C. Zdolne do spalania i wybuchu. Podczas spalania uwalniana jest duża ilość wyłącznie produktów gazowych. Mieszaniny z substancjami organicznymi są zdolne do samozapłonu, dlatego przechowywanie paliw rakietowych na ich bazie jest poważnym problemem. Ma właściwości trujące.

Podane przykłady nie wyczerpują listy możliwych utleniaczy do silników rakietowych na paliwo stałe, które można stosować np. nadchlorany litu, nitrozyloraz azotan, diazotan hydrazyna itd.

2. SUBSTANCJE WIĄŻĄCE PALIWA w paliwach mieszanych - Ten związki organiczne o dużej masie cząsteczkowej lub polimery. Polimerynazywane są takie związki, których cząsteczki składają się z bardzo dużej liczby jednostek elementarnych o tej samej strukturze. Ogniwa elementarne są połączone w długie łańcuchy o strukturze liniowej lub rozgałęzionej. Właściwości polimeru zależą od budowy chemicznej jednostek elementarnych, ich liczby i wzajemnego ułożenia.

Wiele stałych polimerów uzyskuje się z substancji ciekłych - monomery, którego cząsteczki składają się ze stosunkowo niewielkiej liczby atomów. Monomery potrafią spontanicznie łączyć się w długie łańcuchy - polimery? ten proces nazywa się polimeryzacja.

Aby przyspieszyć polimeryzację, czyli utwardzanie, stosuje się specjalne substancje, zwane inicjatorzy, lub utwardzacze.

Wiele związków wielkocząsteczkowych jest w stanie dobrze się mieszać i sklejać z proszkami (z utleniaczem krystalicznym i proszkiem metalu), a następnie po polimeryzacji zamieniać się w stałą monolityczną masę. Po podgrzaniu niektóre polimery miękną, stają się lepkie i w tej postaci mogą: wymieszać z wypełniaczami, trzymając je mocno. Jednocześnie można je wlewać do form i przyjmować wsad paliwowy. podane rozmiary i kształty.

Syntetyczne związki typu gumki, żywice i tworzywa sztuczne, jak również ciężkie produkty naftowe - asfalt i bitum. Skład i właściwości produktów naftowych zmieniają się w bardzo szerokim zakresie, a pożądane właściwości mechaniczne są zachowywane tylko w niewielkim zakresie temperatur. Więc częściej stosuje się substancje syntetyczneo bardziej stałym składzie i lepszych właściwościach mechanicznych. W praktyce stosuje się gumy - POLIURETAN , BUTADIEN orazPOLISARCZKI , żywica - POLIESTER , EPOKSYD IMOCZNIK , a także niektóre tworzywa sztuczne, w tym atomy azot, tlen, siarkalub chlor.

Główny ograniczeniażywice polimerowe i tworzywa sztuczne jako substancje wiążące paliwo - niska elastycznośćoraz zwiększona kruchość w niskich temperaturach. Kauczuki syntetyczne są w dużej mierze wolne od tych niedociągnięć.

3. METALE PROSZKOWE może być wprowadzony do składu paliw mieszanych jako dodatkowy składnik palny. Odpowiednie do tego są metalowe beryl, lit, aluminium, magnez, a także niektóre ich związki. W wyniku wprowadzenia tych metali, zastrzyk energiipaliwo, tj. zwiększony ciąg właściwysilniki. Ponadto dodatki do metali zwiększyć ciężar właściwy paliwa, co poprawia osiągi silnika i rakiety jako całości. Należy wziąć pod uwagę, że im wyższa zawartość paliwa zawierającego metal, tym wyższa temperatura produktów ich spalania. Prawie wszystkie nowoczesne paliwa kompozytowe zawierają metale jako składniki.

Najbardziej wydajnym paliwem metalicznym jest BERYL Perspektywy stosowania berylu są jednak bardzo ograniczone, ponieważ rezerwy nieistotny, a produkty spalania są bardzo trujący. Następnym najbardziej wydajnym metalem jest LIT . Jego użycie jest utrudnione bardzo niska temperatura topnienia (+186 0C) i samozapłon w powietrzuw stanie stopionym. Najpopularniejszym i najtańszym paliwem metalicznym jest ALUMINIUM . Stosowanie drobno zmielonego proszku aluminiowego w paliwach mieszanych to nie tylko zwiększa właściwy ciągsilniki, ale poprawia niezawodnośćich począteki zwiększa stabilność spalania paliwa. MAGNEZ Jest rzadko używany, ponieważ daje niski ciąg właściwy w paliwach.

Oprócz czystych metali badane jest zastosowanie ich związków z wodorem (wodorki) jako dodatkowych substancji palnych.

4. KATALIZATORY I INNE DODATKI są wprowadzane do paliw mieszanych w małe ilościdla usprawnienie procesu spalania(sadza, sole niektórych metali), dającypaliwo właściwości plastyczne(oleje roślinne, mineralne i syntetyczne), poprawiona stabilność przechowywania i stabilność formulacji ( ftalan dietylu, centralit etylowy), ułatwiając technologię produkcji.

Technologia wytwarzania ładunków z mieszanych materiałów pędnych obejmuje mieszanie składników paliwa, odlewanie i utwardzanie. Generalnie proces wytwarzania mieszanych materiałów miotających jest prostszy niż proch strzelniczy, jednak przy wytwarzaniu ładunków wielkogabarytowych należy przezwyciężyć duże trudności technologiczne.

Bibliografia

utleniacz paliwa rakietowego

Wykorzystane zasoby elektroniczne:

1. „Materiały miotające nowoczesnych międzykontynentalnych rakiet balistycznych”.

. AV Karpenko „Z historii rakiet na paliwo stałe”.

. Wikipedia (bezpłatna encyklopedia).

Korepetycje

Potrzebujesz pomocy w nauce tematu?

Nasi eksperci doradzą lub zapewnią korepetycje z interesujących Cię tematów.
Złożyć wniosek wskazanie tematu już teraz, aby dowiedzieć się o możliwości uzyskania konsultacji.

Do tej pory pociski różnych klas stały się jedną z głównych broni różnych klas, w tym własnego rodzaju wojsk - strategicznych sił rakietowych i jedynym sposobem na wystrzelenie ładunków i ludzkości w kosmos.

Jednym z najbardziej skomplikowanych elementów rakiet był i pozostaje silnik rakietowy. Pojawiające się ponad dwa tysiące lat temu rakiety i silniki ewoluowały do ​​dziś, osiągając doskonałość, a w odniesieniu do silników można powiedzieć, że jest to teoretyczna granica.

Silnik rakietowy na paliwo ciekłe RD-0124

Historycznie, pierwsze rakiety wykorzystywały prosty silnik miotający. We współczesnej terminologii jest to silnik rakietowy na paliwo stałe (RDTT). W trakcie rozwoju takie silniki otrzymały nowe paliwa, obudowy wykonane z nowych materiałów, sterowane dysze o różnych konfiguracjach, przy zachowaniu prostoty konstrukcji i wysokiej niezawodności, co przesądziło o powszechnym zastosowaniu tego typu silników w technice wojskowej. Główną zaletą takich silników jest ciągła gotowość do użycia oraz minimalizacja operacji i czasu przygotowania do startu. Jednocześnie trzeba pogodzić się z takimi niedociągnięciami silników rakietowych na paliwo stałe, jak złożoność organizacji wyłączania silnika, wielokrotne włączanie i kontrola trakcji.

Główne parametry silników rakietowych na paliwo stałe determinowane są przez zastosowane w nich paliwo, możliwość sterowania wektorem ciągu, a także konstrukcję kadłuba. Warto również zauważyć, że rozważanie silników na paliwo stałe w oderwaniu od rakiet jest bez znaczenia, ponieważ komora spalania silnika jest jednocześnie zbiornikiem paliwa i jest uwzględniona w konstrukcji rakiety.

Jeśli mówimy o porównywaniu silników rakietowych na paliwo stałe krajowych i zachodnich, to warto zauważyć, że na Zachodzie stosuje się mieszanki paliw stałych o wyższej energii, co umożliwia tworzenie silników o dużym impulsie właściwym. W szczególności wzrasta stosunek maksimum opracowanego przez silnik do masy paliwa. Pozwala to zmniejszyć masę startową pocisków. Jest to szczególnie widoczne, gdy weźmiemy pod uwagę charakterystykę pocisków balistycznych.

Pierwsze bojowe ICBM z silnikami rakietowymi na paliwo stałe pojawiły się w USA w latach 60. (Polaris i Minuteman), ale w ZSRR dopiero w latach 80. (Topol i R-39).

Ponieważ w takich pociskach główną masą startową jest zapas paliwa, porównując je i zasięg wystrzelenia, można ocenić skuteczność zastosowanych silników rakietowych na paliwo stałe.

W przypadku nowoczesnego amerykańskiego ICBM Minuteman-3 masa startowa i zasięg startowy to 35 400 kg i 11 000-13 000 km. Dla rosyjskiej rakiety RS-24 „Yars” - 46500 - 47200 kg i 11000 km. Z ciężarem rzutu obu pocisków w okolicach 1200 kg, amerykański pocisk ma wyraźną przewagę pod względem mocy. Ponadto w lżejszych klasach silników rakietowych na paliwo stałe, w tym pocisków lotniczych, Amerykanie częściej stosują sterowanie wektorem ciągu za pomocą odchylanej dyszy. W naszym przypadku są to spoilery w strumieniu gazowym. Te ostatnie zmniejszają sprawność silnika o 5%, odchyloną dyszę - o 2-3%.

Z drugiej strony rosyjscy chemicy opracowali suchą mieszankę do silników rakietowych na paliwo stałe, której pozostałości można podważyć. Silnik z takim paliwem jest używany w MANPADS Igla-S, gdzie ten efekt jest wykorzystywany do wzmocnienia uderzenia głowic. Jednocześnie jego amerykański odpowiednik „Stinger” rozwija dużą prędkość w aktywnej części lotu, której czas trwania jest znacznie krótszy ze względu na najszybsze spalanie paliwa.

Innym wojskowym zastosowaniem silników rakietowych na paliwo stałe są silniki do miękkiego lądowania na platformach do lądowania. Obecnie tylko w Rosji nadal rozwijane są platformy desantowe, umożliwiające zrzut pojazdów opancerzonych z załogami. Jedną z cech takich systemów jest zastosowanie hamowania silników rakietowych na paliwo stałe. Ta technologia jest zapożyczona z przemysłu kosmicznego, gdzie takie silniki są wykorzystywane do miękkiego lądowania pojazdów zniżających.

W spokojnym kosmosie silniki rakietowe na paliwo stałe stały się szeroko rozpowszechnione jako elektrownie górnych stopni pojazdów nośnych i rakiet startowych, górnych stopni statków kosmicznych, a także silników do miękkiego lądowania. Do tej pory stworzono jedną z najpotężniejszych wyrzutni rakiet na paliwo stałe dla europejskiego pojazdu nośnego Arian.

Również na Zachodzie silniki rakietowe na paliwo stałe stały się szeroko rozpowszechnione jako elektrownie lekkich pojazdów nośnych, takich jak europejska Vega.

Rosja zachowuje priorytet w budowie statków kosmicznych do lądowania wyposażonych w silniki rakietowe na paliwo stałe do miękkiego lądowania. Dziś pojazd do lądowania statku kosmicznego Sojuz.

Silniki rakietowe na paliwo stałe są również wykorzystywane do ratowania załóg statków kosmicznych przed startem. Fotele wyrzucane również w lotnictwie. Wyposażone są w silniki rakietowe na paliwo stałe, a rosyjski kompleks ratunkowy z fotelem K-36 jest dziś uznawany za najlepszy na świecie.

Ale na wyższych stopniach statków kosmicznych silniki rakietowe na paliwo stałe są używane tylko w USA i Europie. Stosowanie silników rakietowych na paliwo stałe w górnych stopniach cywilnych rakiet nośnych w Rosji jest typowe dla konwersyjnych pojazdów nośnych tworzonych na bazie ICBM.

Warto również zaznaczyć, że NASA opracowała technologię silników turbowentylatorowych wielokrotnego użytku, które po wypaleniu się paliwa można by zatankować i ponownie wykorzystać. Mówimy o dopalaczach promu kosmicznego i chociaż ta możliwość nigdy nie została wykorzystana, samo jego istnienie świadczy o bogatym zgromadzonym doświadczeniu w projektowaniu i eksploatacji potężnych silników turbowentylatorowych. Zaległości Rosji w zakresie tworzenia wysokociągowych silników rakietowych na paliwo stałe do statków kosmicznych, wynikające głównie z braku rozwoju w dziedzinie wysokoenergetycznego paliwa stałego, są spowodowane historycznym naciskiem na silniki rakietowe na paliwo ciekłe , jako mocniejszy i zapewniający większą oszczędność paliwa. Tak więc do tej pory dla krajowych paliw stałych i mieszanych okres przechowywania gwarancyjnego wynosi 10-15 lat, podczas gdy w Stanach Zjednoczonych osiągnięto okres przechowywania rakiet na paliwo stałe 15-25 lat. W dziedzinie mikro i mini silników rakietowych na paliwo stałe do stosowania w systemach o różnym przeznaczeniu wojskowym i cywilnym Rosja może konkurować ze światowymi standardami, aw niektórych obszarach zastosowań dysponuje unikalnymi technologiami.

Jeśli chodzi o technologie do produkcji obudów, w tej chwili nie można wskazać niczyjego jednoznacznego priorytetu. Stosuje się różne metody w zależności od tego, z którą rakietą ma być połączony tworzony silnik na paliwo stałe. Warto tylko zaznaczyć, że ze względu na większą energię amerykańskich paliw mieszanych, obudowy silników są projektowane na wyższą temperaturę spalania.

Pojawiające się znacznie później silniki rakietowe na paliwo ciekłe (LRE) osiągnęły najwyższą możliwą doskonałość techniczną w krótszym okresie swojego istnienia. Możliwość wielokrotnego załączania i płynnej kontroli ciągu przesądziła o zastosowaniu takich silników w kosmicznych pojazdach nośnych i pojazdach nośnych. Znaczący postęp w dziedzinie tworzenia silników do systemów bojowych osiągnięto w ZSRR. W szczególności rakiety LRE nadal pełnią służbę w ramach Strategicznych Sił Rakietowych, pomimo nieodłącznych niedociągnięć tego typu. Wady to przede wszystkim złożoność przechowywania i obsługi rakiety napędzanej paliwem, złożoność samego tankowania. Niemniej jednak radzieckim inżynierom udało się stworzyć technologie zbiorników paliwa z ampułkami, które zapewniają zachowanie w nich wysokowrzących składników paliwa nawet przez 25 lat, w wyniku czego powstały najpotężniejsze ICBM na świecie. Obecnie, po wycofaniu ze służby bojowej, ICBM są wykorzystywane do wystrzeliwania w kosmos ładunków, w tym cywilnych. Dlatego rozważymy je razem z innymi cywilnymi pojazdami nośnymi.

Nowoczesne silniki rakietowe można podzielić na kilka klas według różnych kryteriów. Wśród nich jest sposób podawania paliwa do komory spalania (turbopompa typu zamkniętego i otwartego, wypornościowa), ilość komór spalania silnika (jednokomorowa i wielokomorowa), a co najważniejsze składniki paliwowe.

Należy powiedzieć, że wybór paliwa do silnika jest wkładem do stworzenia silnika, ponieważ w większym stopniu rodzaj paliwa i utleniacza jest zdeterminowany konstrukcją i parametrami rakiety.

Ponieważ większość nowoczesnych rakiet na paliwo ciekłe jest wykorzystywana wyłącznie do wystrzeliwania statków kosmicznych, możliwe jest przeprowadzenie długotrwałych przygotowań do startu. Umożliwia to stosowanie w nich niskowrzących składników paliwowych – czyli takich, których temperatura wrzenia jest znacznie poniżej zera. Należą do nich przede wszystkim ciekły tlen używany jako utleniacz oraz ciekły wodór jako paliwo. Najpotężniejszym silnikiem tlenowo-wodorowym pozostaje amerykański silnik RS-25, stworzony w ramach programu statków kosmicznych wielokrotnego użytku. Oznacza to, że oprócz tego, że jest najmocniejszym silnikiem na określonych komponentach paliwowych, jego zasób to 55 cykli lotu (z obowiązkowym przeglądem po każdym locie). Silnik zbudowany jest według schematu z dopalaniem gazu generatora (obieg zamknięty). Siła ciągu tego silnika rakietowego wynosiła 222 tony w próżni i 184 tony na poziomie morza.

Jego odpowiednikiem w ZSRR był silnik drugiego stopnia rakiety nośnej Energia – RD-0120, ale o nieco gorszych parametrach, mimo wyższego ciśnienia gazu w komorze spalania (216 atmosfer vs 192) przy większej masie, a siła ciągu była mniejsza.

Nowoczesne silniki tlenowo-wodorowe, takie jak „Wulkan” europejskiej rakiety nośnej „Arian”, powstają w otwartym cyklu generatora gazu (wyładowania gazu generatora gazu), przez co mają gorsze parametry.

Kolejna para paliw - niskowrzący tlen jako utleniacz i wysokowrząca nafta - jest stosowana w najmocniejszym silniku rakietowym RD-170. Zbudowany według schematu czterokomorowego (jedna turbopompa dostarcza paliwo do 4 komór spalania), w cyklu zamkniętym, silnik zapewnia ciąg 806 ton w próżni, podczas gdy jest zaprojektowany na 10 cykli lotu. Silnik został stworzony dla pierwszego etapu rakiety nośnej Energia (dopalacze startowe). Dziś jego wersja RD-171, która zapewnia kontrolę dynamiki gazu we wszystkich trzech osiach (RD-170 tylko w dwóch), jest używana w wozie startowym Zenit, który w rzeczywistości jest niezależnym wzmacniaczem startowym od premiery Energia pojazd. Skalowanie silnika umożliwiło stworzenie dwukomorowego RD-180 i jednokomorowego RD-191 odpowiednio dla amerykańskiej rakiety Atlas i rosyjskiej Angary.

Najpotężniejszą jak dotąd rakietą nośną jest rosyjski Proton-M, wyposażony w wysokowrzący silnik rakietowy na paliwo ciekłe RD-275 (pierwszy stopień) i RD-0210 (drugi stopień). Zastosowanie wysokowrzących komponentów po części wskazuje na militarną przeszłość tej rakiety nośnej.

RD-275 jest wykonany zgodnie ze schematem jednokomorowym, w cyklu zamkniętym. Składniki paliwa - heptyl i utleniacz - N2O4, są silnie toksyczne. Pchnięcie w pustkę - 187 ton. Najwyraźniej jest to szczytowe osiągnięcie rozwoju silników rakietowych na paliwo ciekłe na wysokowrzących komponentach, ponieważ nietoksyczne silniki tlenowo-naftowe lub tlenowo-wodorowe będą stosowane w obiecujących kosmicznych pojazdach nośnych, a silniki rakietowe na paliwo stałe bojowe rakiety balistyczne, w tym ICBM.

Miejscem, w którym pozostaje możliwość i perspektywa zastosowania LRE na toksycznych składnikach, jest otwarta przestrzeń. Oznacza to, że użycie takich silników rakietowych jest możliwe na wyższych stopniach. Tak więc na rosyjskim RB „Breeze-M” zainstalowany jest silnik C5.98M, działający na tych samych komponentach, co RD-275.

Ogólnie rzecz biorąc, warto zauważyć, że dziś rosyjskie silniki rakietowe na paliwo ciekłe są liderami na rynku światowym zarówno pod względem wielkości ładunku wyjściowego, jak i pod względem dystrybucji do pojazdów nośnych różnych państw.

Jednocześnie trwają prace nad tworzeniem nowych typów silników, takich jak trójkomponentowe silniki rakietowe na paliwo ciekłe, które zapewniają uniwersalne zastosowanie w atmosferze i poza nią. Skoro stworzone silniki osiągnęły granicę technicznej doskonałości, bardzo trudno będzie je przekroczyć, a biorąc pod uwagę wymagane do tego koszty finansowe, jest to zupełnie bezcelowe. Mamy więc najlepszą na świecie szkołę projektowania w tej dziedzinie, jedyne pytanie to wystarczające fundusze na jej zachowanie i rozwój.

Chudzicki Michaił, konstruktor systemów naprowadzania