Из Википедии, бесплатной энциклопедии
Перейти к навигации Перейти к поиску

Эта статья о ракетном топливе. Для белка см. RP1 . Для использования в других целях см. RP 1 .
Около 2 л РП-1

RP-1 (альтернативно Rocket Propellant-1 или Refined Petroleum-1 ) представляет собой высокоочищенную форму керосина, внешне похожую на реактивное топливо , используемое в качестве ракетного топлива . RP-1 дает более низкий удельный импульс, чем жидкий водород (LH 2 ), но дешевле, стабилен при комнатной температуре и представляет меньшую опасность взрыва. RP-1 намного плотнее LH 2 , что придает ему более высокую плотность энергии (хотя его удельная энергия ниже). RP-1 также имеет небольшую долю токсичности и канцерогенных опасностей, чемгидразин , еще одно жидкое топливо комнатной температуры.

Использование и история [ править ]

Аполлон 8 , Сатурн V : 810 700 литров РП-1; 1 311 100 л LOX [1]

РП-1 является топливом в ускорителях первой ступени ракет " Союз" , " Зенит" , " Дельта I-III" , " Атлас" , " Сокол" , " Антарес" , " Тронадор II ". Кроме того , питание первых этапов Энергии , Титан I , Сатурн I и IB и Сатурн V . Индийская организация космических исследований (ИСРО) также разрабатывает заправленной двигатель RP-1 для своих будущих ракет. [2]

Развитие [ править ]

Во время и сразу после Второй мировой войны спирты (в основном этанол , иногда метанол ) обычно использовались в качестве топлива для больших жидкостных ракет . Их высокая теплота испарения не позволяла двигателям с регенеративным охлаждением плавиться, особенно с учетом того, что спирты обычно содержат несколько процентов воды. Однако было признано, что углеводородное топливо повысит эффективность двигателя из-за немного более высокой плотности , отсутствия атома кислорода в молекуле топлива и незначительного содержания воды. Независимо от того, какой углеводород был выбран, он также должен был заменить спирт в качестве охлаждающей жидкости.

Многие ранние ракеты сжигали керосин , но по мере увеличения времени горения, эффективности сгорания и давления в камере сгорания массы двигателя уменьшались, что приводило к неуправляемым температурам двигателя. Сырой керосин, используемый в качестве охлаждающей жидкости, имеет тенденцию к диссоциации и полимеризации . Легкие продукты в виде пузырьков газа вызывают кавитацию, а тяжелые в виде парафиновых отложений блокируют узкие охлаждающие каналы в двигателе. В результате нехватка охлаждающей жидкости приводит к дальнейшему повышению температуры и вызывает усиление полимеризации, что ускоряет разрушение. Цикл быстро возрастает (то есть теплового убегания) до разрыва стенки двигателя или другого механического отказа, и он сохраняется даже тогда, когда весь поток охлаждающей жидкости состоит из керосина. В середине 1950-х годов конструкторы ракет обратились к инженерам-химикам с просьбой разработать термостойкий углеводород, в результате чего получился РП-1.

В течение 1950-х годов LOX ( жидкий кислород ) стал предпочтительным окислителем для использования с RP-1 [3], хотя применялись и другие окислители.

Дроби и формулировки [ править ]

Во-первых, соединения серы были строго ограничены . Небольшие количества серы естественным образом присутствуют в ископаемом топливе. Было известно, что сера и соединения серы атакуют металлы при высоких температурах. Кроме того, полимеризации способствует даже небольшое количество серы .

Содержание алкенов и ароматических углеводородов было очень низким. Эти ненасыщенные углеводороды имеют тенденцию к полимеризации не только при высокой температуре, но и при длительном хранении. В то время считалось, что ракеты, работающие на керосине, могут оставаться на хранении в течение многих лет в ожидании активации. Позже эта функция была передана твердотопливным ракетам , хотя высокотемпературные преимущества насыщенных углеводородов остались. Из-за низкого содержания алкенов и ароматических углеводородов RP-1 менее токсичен, чем различные реактивные и дизельные топлива, и гораздо менее токсичен, чем бензин.

Были отобраны или синтезированы более желательные изомеры . Линейные алканы были удалены в пользу сильно разветвленных и циклических молекул. Это повышенное сопротивление тепловому разрушению, так же как эти типы изомеров улучшают октановое число в поршневых двигателях. Реактивные двигатели, системы обогрева и освещения, ранее использовавшие керосин, гораздо меньше интересовались термическим распадом и содержанием изомеров. Наиболее желательными изомерами были полициклические соединения, слабо напоминающие ладдераны .

На производстве эти сорта подвергались тщательной переработке для удаления примесей и побочных фракций. Высказывались опасения, что пепел может заблокировать топливопроводы и проходы двигателя, а также привести к износу клапанов и подшипников турбонасоса, смазываемых топливом. Слегка тяжелые или слишком легкие фракции влияли на смазочные свойства и, вероятно, отделялись во время хранения и под нагрузкой. Остальные углеводороды имеют массу C 12 или около нее. Из-за отсутствия легких углеводородов RP-1 имеет высокую температуру вспышки и менее опасен для возгорания, чем бензин / бензин или даже некоторые виды топлива для реактивных двигателей и дизельного топлива.

В общем, конечный продукт дороже прямогонного керосина. На бумаге любая нефть может произвести немного RP-1 при достаточной переработке. На практике топливо поступает с небольшого количества нефтяных месторождений с высококачественной базой. Это в сочетании с небольшим спросом на нишевом рынке по сравнению с другими потребителями нефти ведет к росту цены. Военные характеристики RP-1 описаны в MIL-R-25576, [4], а химические и физические свойства RP-1 описаны в NISTIR 6646. [5]

Советские и российские ракетные керосины очень похожи на РП-1 и обозначаются Т-1 и РГ-1. Плотность выше от 0,82 до 0,85  г / мл по сравнению с 0,81 г / мл RP-1. В течение короткого периода Советы добились еще большей плотности за счет сверхохлаждения керосина в топливных баках ракеты, но это частично свело на нет цель использования керосина по сравнению с другими сверхохлажденными видами топлива. В случае с « Союзом» и другими ракетами на базе R7 снижение температуры было незначительным. Уже были установлены средства для управления криогенным жидким кислородом и жидким азотом в автомобиле., оба из которых намного ниже температуры керосина. Центральный керосиновый бак пусковой установки окружен с четырех сторон и сверху баллонами с жидким кислородом; емкость с жидким азотом находится рядом внизу. Керосиновые баки четырех ускорителей относительно небольшие и компактные, а также между баком с жидким кислородом и баком с жидким азотом. Таким образом, если керосин был первоначально охлажден, он мог оставаться таким в течение короткого времени, необходимого для завершения подготовки к запуску. Последняя версия Falcon 9, Falcon 9 Full Thrust , также имеет возможность переохлаждения топлива RP-1 до −7 ° C, что дает увеличение плотности на 2,5–4%.

Сравнение с другими видами топлива [ править ]

LOX / керосин
Я зр на уровне моря [4]220–265 с
Я зр в вакууме [4]292–309 с
Соотношение между окислителем и топливом2,56
Плотность (г / мл)0,81–1,02
Коэффициент теплоемкости1,24
Температура горения3670 К

С химической точки зрения углеводородный пропеллент менее эффективен, чем водородное топливо, поскольку водород выделяет больше энергии на единицу массы во время сгорания, обеспечивая более высокую скорость выхлопа. Частично это является результатом большой массы атомов углерода по сравнению с атомами водорода. Углеводородные двигатели также обычно работают с обогащенным топливом, что приводит к образованию некоторого количества CO вместо CO 2 в результате неполного сгорания, хотя это не является уникальным для углеводородных двигателей, поскольку водородные двигатели также обычно работают с высоким содержанием топлива для наилучшей общей производительности. Некоторые российские двигатели используют форвакуумные камеры с турбонасосами, богатые кислородом, но основная камера сгорания по-прежнему работает с высоким содержанием топлива. В общем, керосиновые двигатели генерируют I sp. в диапазоне от 270 до 360 секунд, а водородные двигатели - от 370 до 465 секунд.

Во время остановки двигателя расход топлива быстро падает до нуля, пока двигатель еще достаточно горячий. Остаточное и захваченное топливо может полимеризоваться или даже карбонизироватьсяв горячих точках или в горячих компонентах. Даже без горячих точек тяжелое топливо может образовывать нефтяные остатки, как это видно в баках для бензина, дизельного топлива или реактивного топлива, которые эксплуатируются в течение многих лет. Жизненный цикл ракетных двигателей измеряется минутами или даже секундами, что предотвращает появление действительно тяжелых отложений. Однако ракеты гораздо более чувствительны к отложению, как описано выше. Таким образом, керосиновые системы обычно влекут за собой больше разборок и капитальных ремонтов, что приводит к операционным затратам и затратам на рабочую силу. Это проблема как для одноразовых, так и для многоразовых двигателей, потому что перед запуском двигатели необходимо запустить несколько раз с земли. Даже испытания на хладотекучесть, в которых топливо не воспламеняется, могут оставлять остатки.

С другой стороны, при давлении в камере ниже 1000 фунтов на квадратный дюйм (7 МПа) керосин может образовывать сажу внутри сопла и футеровки камеры. Это действует как значительный изоляционный слой и может уменьшить тепловой поток в стену примерно в два раза. Однако большинство современных углеводородных двигателей работают при более высоком давлении, поэтому для большинства двигателей это не является значительным эффектом.

В последних двигателях, работающих на тяжелых углеводородах, были модифицированы компоненты и введены новые рабочие циклы в попытке лучше управлять оставшимся топливом, добиться более постепенного охлаждения или того и другого. Это все еще оставляет проблему недиссоциированного нефтяного остатка. Другие новые двигатели попытались полностью обойти эту проблему, переключившись на легкие углеводороды, такие как метан или пропан . Оба являются летучими веществами, поэтому остатки двигателя просто испаряются. При необходимости растворители или другие слабительные средства можно пропустить через двигатель для завершения диспергирования. Короткоцепочечный углеродный каркас пропана (  молекула C 3 ) очень трудно сломать; метан, с одним атомом углерода (C 1), технически не является цепочкой. Продукты распада обеих молекул также являются газами, с меньшим количеством проблем из-за разделения фаз и гораздо меньшей вероятностью полимеризации и осаждения. Однако метан (и, в меньшей степени, пропан) снова создает неудобства в обращении, которые изначально вызывали появление керосинов.

Низкое давление паров керосинов обеспечивает безопасность наземных бригад. Однако в полете керосиновый бак требует отдельной системы наддува, чтобы восполнить объем топлива при его сливе. Как правило, это отдельный резервуар с жидкостью или инертным газом под высоким давлением, например азотом или гелием . Это создает дополнительные расходы и вес. Криогенные или летучие пропелленты обычно не требуют отдельного давления; вместо этого часть топлива расширяется (часто с нагревом двигателя) до газа с низкой плотностью и направляется обратно в резервуар. Некоторые конструкции с легколетучим порохом даже не нуждаются в газовом контуре; некоторая часть жидкости автоматически испаряется, чтобы заполнить ее собственный контейнер. Некоторые ракеты используют газ от газогенераторадля повышения давления в топливном баке; обычно это выхлоп турбонасоса . Хотя это позволяет сэкономить вес отдельной газовой системы, теперь контур должен работать с горячим химически активным газом, а не с холодным инертным.

Несмотря на химические ограничения, RP-1 имеет ограничения на поставку из-за очень небольшого размера индустрии ракет-носителей по сравнению с другими потребителями нефти. Хотя материальная цена такого высокоочищенного углеводорода все еще ниже, чем у многих других ракетных топлив, количество поставщиков РП-1 ограничено. Некоторые двигатели [ укажите ] пытались использовать более стандартные, широко распространенные нефтепродукты, такие как реактивное топливо или даже дизельное топливо. При использовании альтернативных или дополнительных методов охлаждения двигателя некоторые двигатели могут переносить неоптимальные составы.

Любое углеводородное топливо при сжигании производит больше загрязнения воздуха, чем один только водород. Сжигание углеводородов приводит к образованию диоксида углерода (CO 2 ), монооксида углерода (CO), углеводородов (HC) и оксидов азота [ необходима ссылка ] (NO x ), в то время как водород (H 2 ) реагирует с кислородом (O 2 ) с образованием только вода (H 2 O), также выделяется некоторое количество непрореагировавшего H 2 .

Топливо типа РП-1 [ править ]

В первых ракетах Роберта Годдарда использовался бензин.

Пока разрабатывалась спецификация RP-1, Rocketdyne экспериментировала с диэтилциклогексаном . Хотя он превосходит RP-1, он никогда не был принят для использования - его формулировка не была завершена до разработки Atlas и Titan I (спроектированных на основе RP-1), что привело к тому, что RP-1 стал стандартным углеводородным ракетным топливом. [6]

Советские формулировки обсуждались выше. Кроме того, Советы кратко использовали синтин (русский: синтин ), формулировку более высокой энергии, используемую на верхних ступенях . Синтин представляет собой 1-метил-1,2-дициклопропилциклопропан ( C
10ЧАС
16). Россия также работает над переводом корабля «Союз-2» с РГ-1 на «нафтил» [7] или «нафтил». [8] [9]

После стандарта РП-1 был разработан РП-2. Основное отличие - еще более низкое содержание серы. Однако, поскольку большинство пользователей принимают RP-1, не было большого стимула производить и хранить второй, еще более редкий и более дорогой препарат.

Группа OTRAG запустила [ когда? ] тестируйте автомобили с использованием более распространенных смесей. По крайней мере, в одном случае ракета приводилась в движение дизельным топливом . Однако ни одна ракета ОТРАГ даже близко не подошла к орбите. [ необходима цитата ]

Ссылки [ править ]

  1. ^ Diagramm Сатурн V .
  2. ^ Полукриогенный проект ISRO Годовой отчет 2013-2014
  3. ^ Саттон, Джордж Пол (2006). История жидкостных ракетных двигателей . Американский институт аэронавтики и астронавтики. п. 42. ISBN 9781563476495.
  4. ^ a b c "Основы космического полета: ракетное топливо" . Braeunig.us . Проверено 11 декабря 2012 года .
  5. ^ «Измерения и модели теплофизических свойств ракетного топлива RP-1: Фаза I (NISTIR 6646)» (PDF) .
  6. ^ https://library.sciencemadness.org/library/books/ignition.pdf ] Джон Друри Кларк, « Зажигание» , стр. 105
  7. ^ «Восточный запускается по графику на 2017 год» . Российская космическая сеть . Проверено 5 февраля 2018 года .
  8. ^ «Когда взорвется первая российская ракета-носитель, запускающая нафтил?» . Россия сейчас . 11 октября 2016 . Проверено 29 января 2018 года .
  9. ^ "Россия завершает испытания двигателя второй ступени ракеты" Союз "на новом топливе" . Русский Авиатон. 22 февраля 2019.

Внешние ссылки [ править ]

  • Страница НАСА о ракетном топливе
  • Lox / керосиновый пропеллент
  • Ракетное топливо