Kapalná raketová paliva - Liquid rocket propellant - Wikipedia

Nejvyšší specifický impuls chemikálie rakety použití kapalná paliva (rakety na kapalná paliva ). Mohou se skládat z jediné chemikálie (a monopropellant) nebo směs dvou chemických látek, tzv bipropellanty. Bipropellanty lze dále rozdělit do dvou kategorií; hypergolické pohonné látky, které se vznítí, když palivo a okysličovadlo navázat kontakt a nehypergolické pohonné látky, které vyžadují zdroj vznícení.^[1]

Asi 170 různých pohonné hmoty vyroben z kapalné palivo byly testovány, s výjimkou drobných změn na konkrétní pohonné látce, jako jsou přísady do pohonných hmot, inhibitory koroze nebo stabilizátory. Pouze v USA bylo letecky převezeno nejméně 25 různých kombinací pohonných hmot.^[2] Od roku 2020 nebyla od poloviny sedmdesátých let používána žádná zcela nová pohonná látka.^[3]

Při výběru pohonné látky pro raketový motor na kapalná paliva jde o mnoho faktorů. Mezi hlavní faktory patří snadnost provozu, náklady, nebezpečí / prostředí a výkon.^{[Citace je zapotřebí ]}

Dějiny

Vývoj na počátku 20. století

Konstantin Tsiolkovskij navrhl použití kapalných pohonných hmot ve svém článku v roce 1903 Průzkum vesmíru pomocí raketových zařízení. ^[4][5]

Robert H. Goddard 16. března 1926 držel odpalovací rám svého nejpozoruhodnějšího vynálezu - první rakety na kapalná paliva.

16. března 1926 Robert H. Goddard použitý kapalný kyslík (LOX) a benzín tak jako raketová paliva za svůj první částečně úspěšný raketa na kapalná paliva zahájení. Obě pohonné látky jsou snadno dostupné, levné a vysoce energetické. Kyslík je mírný kryogen protože vzduch se nebude zkapalňovat proti nádrži na kapalný kyslík, je možné LOX krátkodobě skladovat v raketě bez nadměrné izolace.

Éra druhé světové války

Německo mělo velmi aktivní raketový vývoj před a během druhá světová válka, a to jak pro strategické V-2 raketa a další střely. V-2 používal alkohol / LOX motor na kapalná paliva, s peroxid vodíku k pohonu palivových čerpadel.^[6] Alkohol byl pro chlazení motoru smíchán s vodou. Německo i Spojené státy vyvinuly opakovaně použitelné raketové motory na kapalná paliva, které používaly skladovatelný kapalný oxidant s mnohem větší hustotou než LOX a kapalné palivo, které se spontánně vznítilo při kontaktu s oxidačním zařízením s vysokou hustotou. Německý motor byl poháněn peroxidem vodíku a palivovou směsí hydrazinhydrát a methylalkohol. Americký motor poháněl motor kyselina dusičná okysličovadlo a anilin. Oba motory byly použity k pohonu letadel Me 163 Komet interceptor v případě německého motoru a RATO jednotky na pomoc při vzletu letadel v případě amerického motoru.

50. a 60. léta

Během padesátých a šedesátých let minulého století došlo u chemiků pohonných hmot k velkému výbuchu činnosti, aby se zjistilo, že vysokoenergetické kapalné a pevné pohonné látky jsou vhodnější pro armádu. Velké strategické střely musí po mnoho let sedět v pozemních nebo podmořských silech, které jsou schopné odpálit okamžitě. Hnací látky vyžadující nepřetržité chlazení, které způsobují, že jejich raketám rostou stále silnější pokrývky ledu, nebyly praktické. Vzhledem k tomu, že armáda byla ochotna manipulovat a používat nebezpečné materiály, se velké množství nebezpečných chemikálií vařilo ve velkých dávkách, z nichž většina byla považována za nevhodnou pro operační systémy. V případě kyselina dusičná, samotná kyselina (HNO
₃) byl nestabilní a korodoval většinu kovů, což znesnadňovalo jeho skladování. Přidání skromného množství oxid dusičitý, N
₂Ó
₄, zčervenal směs a zabránil změně složení, ale ponechal problém, že kyselina dusičná koroduje nádoby, ve kterých je umístěna, a uvolňovala plyny, které mohou v procesu zvyšovat tlak. Průlomem bylo přidání malého množství fluorovodík (HF), který tvoří samotěsnící fluorid kovu na vnitřku stěn nádrže, který Inhibováno Červená dýmavá kyselina dusičná. Díky tomu byla skladba „IRFNA“ skladovatelná. Kombinace pohonných látek založené na IRFNA nebo čisté N
₂Ó
₄ jako okysličovadlo a petrolej nebo hypergolický (samovznícení) anilin, hydrazin nebo nesymetrický dimethylhydrazin (UDMH) jako palivo byly poté přijaty ve Spojených státech a Sovětském svazu pro použití ve strategických a taktických raketách. Samozápalné skladovatelné kapalné bipropelenty mají poněkud nižší specifický impuls než LOX / petrolej, ale mají vyšší hustotu, takže do nádrží stejné velikosti lze umístit větší množství hnacího plynu. Benzín byl nahrazen jiným uhlovodík paliva,^{[Citace je zapotřebí ]} například RP-1 - vysoce rafinovaný stupeň petrolej. Tato kombinace je docela praktická pro rakety, které není nutné skladovat.

Petrolej

Rakety V-2 vyvinuté nacistickým Německem používaly LOX a ethylalkohol. Jednou z hlavních výhod alkoholu byl jeho obsah vody, který zajišťoval chlazení ve větších raketových motorech. Ropná paliva nabízela více energie než alkohol, ale standardní benzín a petrolej zanechaly příliš mnoho bahna a vedlejších produktů spalování, které by mohly ucpat potrubí motoru. Navíc jim chyběly chladicí vlastnosti ethylalkoholu.

Na počátku padesátých let byl chemický průmysl v USA pověřen přípravou vylepšeného raketového paliva na bázi ropy, které nezanechává zbytky a také zajistí, že motory zůstanou chladné. Výsledek byl RP-1, jehož specifikace byly dokončeny do roku 1954. Vysoce rafinovaná forma leteckého paliva, RP-1 hořela mnohem čistěji než konvenční ropná paliva a také představovala menší nebezpečí pro pozemní personál z výbušných par. Stala se pohonnou látkou pro většinu raných amerických raket a balistických raket, jako jsou Atlas, Titan I a Thor. Sověti rychle přijali RP-1 pro svou raketu R-7, ale většina sovětských nosných raket nakonec použila skladovatelná hypergolická paliva. Od roku 2017^{[Aktualizace]}, používá se v první etapy mnoha orbitálních odpalovacích zařízení.

Vodík

Mnoho raných teoretiků raket tomu věřilo vodík by byl úžasný pohon, protože dává nejvyšší specifický impuls. Je také považován za nejčistší, když je oxidován kyslík protože jediným vedlejším produktem je voda. Parní reformování zemní plyn je nejběžnější metodou výroby komerčně dodávaného vodíku na asi 95% světové produkce^[7][8] 500 miliard m³ v roce 1998.^[9] Při vysokých teplotách (700 - 1100 ° C) a v přítomnosti a kov -na základě katalyzátor (nikl ), pára reaguje s methanem za vzniku kysličník uhelnatý a vodík.

Vodík v jakémkoli stavu je velmi objemný; obvykle se skladuje jako hluboce kryogenní kapalina, což je technika zvládnutá počátkem padesátých let jako součást program vývoje vodíkových bomb na Los Alamos. Kapalný vodík je skladován a přepravován bez varu, protože hélium, který má nižší teplotu varu než vodík, působí jako chladicí chladivo. Pouze když je vodík naložen na nosnou raketu, kde neexistuje žádné chlazení, odvádí se do atmosféry.^[10]

Na konci padesátých a počátku šedesátých let byl přijat pro vodíkové palivové stupně, jako např Kentaur a Saturn horní stupně.^{[Citace je zapotřebí ]} I jako kapalina má vodík nízkou hustotu, vyžaduje velké nádrže a čerpadla a extrémní chlad vyžaduje izolaci nádrže. Tato hmotnost navíc snižuje hmotnostní podíl stolku nebo vyžaduje pro snížení hmotnosti mimořádná opatření, jako je stabilizace tlaku v nádržích. Tlakově stabilizované nádrže podporují většinu nákladů spíše vnitřním tlakem než pevnými konstrukcemi, přičemž využívají především pevnost v tahu materiálu nádrže.^{[Citace je zapotřebí ]}

Sovětský raketový program, částečně kvůli nedostatku technických schopností, nepoužíval LH
₂ jako pohonná hmota až do 80. let, kdy byla používána pro Energiya základní fáze.^{[Citace je zapotřebí ]}

Použití horního stolku

Kombinace hnacího plynu s kapalným raketovým motorem kapalný kyslík a vodík nabízí nejvyšší specifický impuls v současnosti používaných konvenčních raket. Tento mimořádný výkon do značné míry kompenzuje nevýhodu nízké hustoty. Nízká hustota pohonné látky vede k větším palivovým nádržím. Malé zvýšení specifického impulzu v aplikaci horního stupně však může mít významné zvýšení schopnosti užitečného zatížení na oběžnou dráhu.^[3]

Srovnání s petrolejem

Požáry odpalovacích ramp způsobené rozlitým petrolejem jsou škodlivější než požáry vodíku, a to především ze dvou důvodů. Za prvé, petrolej spaluje při absolutní teplotě o 20% tepleji než vodík. Druhým důvodem je jeho vztlak. Jelikož je vodík hlubokým kryogenem, rychle se vaří a stoupá díky své velmi nízké hustotě jako plyn. I když vodík hoří, plynný H
₂Ó který má vytvořenou molekulovou hmotnost pouze 18 u ve srovnání s 29.9 u pro vzduch, takže také rychle stoupá. Na druhou stranu petrolej spadne na zem a po velkém množství hoří celé hodiny, což nevyhnutelně způsobí rozsáhlé tepelné poškození, které vyžaduje časově náročné opravy a přestavby. Toto je lekce, kterou nejčastěji zažívají posádky zkušebních stanovišť zapojené do palby velkých neprokázaných raketových motorů. Motory na vodíkový pohon mají zvláštní konstrukční požadavky, například vodorovné vedení hnacího plynu, takže se v potrubí netvoří pasti a způsobují prasknutí v důsledku varu ve stísněných prostorech. Tyto úvahy platí pro všechny kryogeny, jako je kapalný kyslík a kapalný zemní plyn (LNG). Použití kapalného vodíkového paliva má vynikající bezpečnostní záznamy a vynikající výkon, který je výrazně vyšší než u všech ostatních praktických chemických raketových pohonných hmot.

Lithium a fluor

Nejvyšší specifická impulzní chemie, která byla kdy raketovým motorem testována, byla lithium a fluor, s vodíkem přidaným ke zlepšení termodynamiky výfukového plynu (všechny pohonné látky musely být uchovávány ve vlastních nádržích, což tripropellant ). Kombinace poskytovala 542 s specifický impuls ve vakuu, což odpovídá rychlosti výfuku 5320 m / s. Nepraktičnost této chemie zdůrazňuje, proč se ve skutečnosti nepoužívají exotická paliva: k výrobě všech tří složek kapalin musí být vodík udržován pod –252 ° C (pouhých 21 K) a lithium nad 180 ° C (453 K) . Lithium i fluor jsou extrémně korozivní, lithium se vznítí při kontaktu se vzduchem, fluor se vznítí při kontaktu s většinou paliv, včetně vodíku. Fluor a fluorovodík (HF) ve výfukových plynech jsou velmi toxické, což ztěžuje práci kolem odpalovací rampy, poškozuje životní prostředí a způsobuje spustit licenci mnohem obtížnější. Lithium i fluor jsou ve srovnání s většinou raketových pohonných hmot drahé. Tato kombinace proto nikdy neletěla.^[11]

V průběhu padesátých let ministerstvo obrany původně navrhlo lithium / fluor jako pohonné látky balistických raket. Nehoda z roku 1954 v chemickém závodu, kde byl do atmosféry vypuštěn mrak fluoru, je přesvědčil, aby místo toho použili LOX / RP-1.

Metan

V listopadu 2012 SpaceX výkonný ředitel Elon Musk oznámila plány na rozvoj kapalný metan / LOX raketové motory.^[12] Dříve se používalo pouze RP-1 / LOX v Raketové motory SpaceX. Od března 2014^{[Aktualizace]}, SpaceX vyvíjel Raptor raketový motor methalox bipropellant, u kterého se předpokládalo, že do roku 2016 vygeneruje tah 3 000 kN (670 000 lbf).^[13] Motor je určen k použití na budoucí velmi těžké raketě, na Hvězdná loď.^[14][15]

V červenci 2014 Firefly Space Systems oznámili své plány na používání metanového paliva pro svou malou satelitní nosnou raketu, Firefly Alpha s letecký motor design.^[16]

V září 2014 Modrý původ a United Launch Alliance oznámila společný rozvoj EU Motor BE-4 LOX / LNG. BE-4 poskytne tah 2 400 kN (550 000 lbf).^[17]

Monopropellanty

Vysoce testovaný peroxid

Vysoký testovaný peroxid je koncentrovaný Peroxid vodíku, s přibližně 2% až 30% vody. Při průchodu katalyzátorem se rozkládá na páru a kyslík. Toto se historicky používalo pro systémy řízení reakce, protože bylo snadno skladovatelné. Často se používá k řízení Turbočerpadla, který se používá na V2 raketa a moderní Sojuz.

Hydrazin

se energeticky rozkládá na dusík, vodík a amoniak (2N₂H₄ → N₂+ H₂+ 2NH₃) a je nejpoužívanější v kosmických vozidlech. (Neoxidovaný rozklad amoniaku je endotermický a snížil by výkon).

Oxid dusičitý

se rozkládá na dusík a kyslík.

Pára

při externím ohřevu dává přiměřeně skromný I_sp až 190 sekund, v závislosti na korozi materiálu a teplotních mezích.

Současné použití

Od roku 2018^{[Aktualizace]}, kombinace kapalných paliv běžně používaná:

Petrolej (RP-1) / Tekutý kyslík (LOX)

Používá se pro spodní stupně Sojuz posilovače, první fáze Saturn V a Atlasova rodina a obě fáze Elektron a Falcon 9. Velmi podobné první raketě Roberta Goddarda.

Kapalný vodík (LH) / LOX

Používá se ve fázích Raketoplán, Space Launch System, Ariane 5, Delta IV, New Shepard, H-IIB, GSLV a Kentaur.

Nesymetrický dimethylhydrazin (UDMH) nebo Monomethylhydrazin (MMH) / Oxid dusný (NTO nebo N
₂Ó
₄)

Používá se ve třech prvních fázích ruštiny Protonový posilovač, Indický Vikasův motor pro PSLV a GSLV rakety, většina čínských posilovačů, řada vojenských, orbitálních a hlubokých vesmírných raket, protože tato kombinace paliv je hypergolický a skladovatelný po dlouhou dobu při rozumných teplotách a tlacích.

Hydrazin (N
₂H
₄)

Používá se v hlubokých vesmírných misích, protože je skladovatelný a hypergolické a lze je použít jako monopropellant s katalyzátorem.

Aerozin-50 (50/50 hydrazin a UDMH)

Používá se v hlubokých vesmírných misích, protože je skladovatelný a hypergolické a lze je použít jako monopropellant s katalyzátorem.

Stůl

Tabulka využívá data z termochemických tabulek JANNAF (Interagency Propulsion Committee Joint Army-Navy-NASA-Air Force (JANNAF)), přičemž nejlepší možný specifický impuls vypočítal Rocketdyne za předpokladu adiabatický spalování, isentropic expanze, jednorozměrná expanze a posun rovnováhy^[19] Některé jednotky byly převedeny na metrické jednotky, ale tlaky nikoli.

Definice

PROTI_E

Průměrná rychlost výfuku, m / s. Stejná míra jako specifický impuls v různých jednotkách, číselně rovný specifickému impulzu v N · s / kg.

r

Poměr směsi: hmotnostní oxidační činidlo / hmotnostní palivo

T_C

Teplota komory, ° C

d

Sypná hustota paliva a okysličovadla, g / cm³

C*

Charakteristická rychlost, m / s. Rovná se tlaku v komoře vynásobenému oblastí hrdla děleno hmotnostní průtok. Slouží ke kontrole účinnosti spalování experimentální rakety.

Bipropellanty

Definice některých směsí:

IRFNA IIIa

83.4% HNO₃, 14% NE₂, 2% H₂Ó, 0.6% HF

IRFNA IV HDA

54,3% HNO₃, 44% NE₂, 1% H₂O, 0,7% HF

RP-1

Viz MIL-P-25576C, v zásadě petrolej (přibližně C
₁₀H
₁₈)

MMH monomethylhydrazin

CH
₃NHNH
₂

Nemá všechna data pro CO / O₂, určený pro NASA pro marťanské rakety, pouze specifický impuls asi 250 s.

r

Poměr směsi: hmotnostní oxidační činidlo / hmotnostní palivo

PROTI_E

Průměrná rychlost výfuku, m / s. Stejná míra jako specifický impuls v různých jednotkách, číselně rovný specifickému impulzu v N · s / kg.

C*

Charakteristická rychlost, m / s. Rovná se tlaku v komoře vynásobenému oblastí hrdla děleno hmotnostní průtok. Slouží ke kontrole účinnosti spalování experimentální rakety.

T_C

Teplota komory, ° C

d

Sypná hustota paliva a okysličovadla, g / cm³

Monopropellanty

Reference

externí odkazy

• Cpropep-Web online počítačový program pro výpočet výkonu pohonných hmot v raketových motorech
• Návrhový nástroj pro termodynamickou analýzu raketového motoru na kapalná paliva je počítačový program pro předpovídání výkonu raketových motorů na kapalná paliva.
• Clark, John D. (1972). Zapalování! Neformální historie kapalných raketových pohonných hmot (PDF). Rutgers University Press. p. 214. ISBN  0-8135-0725-1. pro historii kapalných raketových pohonných hmot v USA od průkopnického vývojáře raketových pohonných hmot.