ракетное топливо для жидкостных ракетных двигателей

Формула изобретения

Ракетное топливо для жидкостных ракетных двигателей, состоящее из жидкого окислителя, предпочтительнее жидкого кислорода, и горючего в виде раствора горючего компонента в жидком аммиаке, отличающееся тем, что в качестве горючего компонента применен ацетилен с содержанием в аммиаке от 40 до 90 мас.%.

Описание изобретения к патенту

Область применения

Предлагаемое техническое решение относится к области ракетной техники, а именно - к ракетному топливу для жидкостных ракетных двигателей.

Предшествующий уровень техники

Широко известно, что в настоящее время наилучшим топливом для двигательных установок первых ступеней ракетоносителей является топливо, состоящее из жидкого кислорода и углеводородного горючего - керосина. Это топливо является эффективным топливом с достаточно высокой плотностью порядка 1 г/см³ и достаточно высоким удельным импульсом тяги, что позволяет достаточно эффективно решать существующие задачи, стоящие перед современными средствами выведения.

Однако в случае двигателей многоразового включения или многоразового использования проблемой является очистка топливных магистралей от остатков керосина. Для двигателей космических аппаратов проблемой является также возрастание вязкости при захолаживании керосина.

Известно также топливо для жидкостного ракетного двигателя, состоящее из углеводородного горючего, в качестве которого используется дициклобутил (C₈H₁₀) в паре с окислителем - жидким кислородом, которое позволило обеспечить увеличение удельного импульса тяги двигателей от 2 до 4,8 кгс·с/кг (см. патент RU № 2146334 МКИ F02K 9/42).

Недостатком этого топлива, токсичного и весьма дорогого, является относительно невысокий выигрыш в удельном импульсе тяги двигателя.

Известно также топливо для жидкостных ракетных двигателей с использованием в качестве углеводородного горючего 1-метил-1,2-дициклопропилциклопропана (C₁₀H₁₆) в паре с жидким окислителем - кислородом.

Использование этого топлива дает возможность получить большую плотность ракетного топлива по сравнению с топливами на основе керосина и дициклобутила, а также получить более высокий прирост удельного импульса. Однако его использование также ограничивается чрезмерно высокой стоимостью.

Известно применение в жидкостных ракетных двигателях топливной пары, включающей жидкий кислород и жидкий аммиак - см., например, стр.217 в книге «Теория ракетных двигателей» - авторы В.А.Алемасов, А.Ф.Дрегалин, А.П.Тишин, М.: Машиностроение, 1980. Недостатком этого топлива является невысокий удельный импульс тяги, получаемый при его использовании даже с высокоэффективным криогенным окислителем. Так, например, при использовании в жидкостном ракетном двигателе в качестве топлива жидкого аммиака и жидкого кислорода получают удельный импульс тяги в пустоте (I_п), равный 354,3 кгс·с/кг (при давлении в камере сгорания (p_к), равном 100 МПа, степени расширения продуктов сгорания (J), равной 1000, и при коэффициенте избытка окислителя (L_ок), равном 1,0).

Применение указанной топливной пары приводит к снижению удельного импульса тяги двигателя по сравнению с импульсом тяги, достигаемой в кислородно-керосиновом двигателе ~ до 10 кгс·с/кг. Однако из-за хороших теплосъемных свойств аммиака позволяет существенно повысить надежность работы двигателя. Кроме того, он дешев и широко освоен в химической промышленности,

Наиболее близким к заявляемому объекту является топливная пара, представляющая собой окислитель - жидкий кислород с горючим, представляющим раствор лития в жидком аммиаке (см. патент RU № 2133367 МПК F02K 9/00, 1999). Указанное горючее обладает высокой энергоэффективностью и надежностью подачи в камеру сгорания жидкостных ракетных двигателей, имеет низкую вязкость и высокую стабильность состава. Концентрация лития в аммиаке, как отмечено в описании к указанному патенту, может задаваться в широких пределах от долей процента (по массе) и выше, однако наиболее целесообразно применение в качестве горючего концентрированных растворов. Оценка величины удельного импульса тяги, который может быть получен при использовании этого горючего, показывает, как отмечается в описании указанного изобретения, что применение раствора лития в аммиаке в качестве горючего для ЖРД позволяет существенно - до 10-15% увеличить удельный импульс тяги по сравнению с удельным импульсом тяги, получаемой в качестве горючего аммиака (окислитель при этом используется один и тот же).

Недостатком такой топливной пары является опасность засорения магистралей и форсунок смесительных головок газогенератора и камеры сгорания двигателя, а также внутренней поверхности сопла камеры двигателя твердыми фрагментами окиси лития.

Раскрытие изобретения

Задачей предлагаемого технического решения является создание ракетного топлива, состоящего из жидкого окислителя - предпочтительно жидкого кислорода, и углеводородного горючего, позволяющего существенно повысить удельный импульс тяги кислородных двигателей.

Указанная задача решена за счет того, что в ракетном топливе для жидкостных ракетных двигателей, состоящем из жидкого окислителя, предпочтительнее из жидкого кислорода, и горючего - раствора горючего компонента в жидком аммиаке, в качестве горючего компонента применен ацетилен.

Другим отличием является то, что концентрация раствора ацетилена в жидком аммиаке составляет от 40% до 90% по массе, остальное - аммиак.

Технический результат состоит в том, что продукты сгорания предлагаемого горючего образуют летучие окислы (не имеющие твердых фрагментов) с высоким аэродинамическим качеством. При этом получаемый выигрыш в удельном импульсе тяги (от 15 до 25 кгс·с/кг) столь значителен, что соответствующие ракетные системы по массе выводимого полезного груза приближаются к кислородно-водородным двигателям. Это определяется существенно большей - 0,7 против 0,07 г/см³ - плотностью предлагаемого горючего, по сравнению с жидким водородом, что радикально снижает объем и массу ракетного бака.

Краткое описание графика

На чертеже представлен график зависимости расчетных значений удельного импульса тяги и массовых соотношений компонентов для кислородно-ацетилено-аммиачного топлива при различной относительной доле ацетилена и аммиака в топливе сравнительно с кислородно-керосиновым топливом.

Из графика видно, что сравнительно с кислородно-керосиновым топливом (кривая А) использование кислородно-ацетилено-аммиачной пары при различном содержании ацетилена относительно аммиака (кривая В) - 50 вес.%, 60 и 70 - дает значительный прирост удельного импульса тяги (~ на 20 кгс·с/кг) - от ~376 кгс·с/кг до ~397 кгс·с/кг.

В табл.1 для тех же значений проведено сравнение ряда важных для оценки ракетных ступеней характеристик современных топлив на основе кислорода и различных горючих - керосина (РГ-1), водорода и предлагаемого горючего 50/50, 60/40, 70/30.

При этом для полноты охвата возможных ситуаций соответствующие данные приведены для крайних значений геометрической степени расширения сопла r=6 и r=25, т.е. для двигателей бустерных и высотных ступеней ракет.

Таблица 1
	Керосин РГ-1	Водород H2	Ац.-амм. 50/50	Ац.-амм. 60/40	Ац.-амм. 70/30
Kм гор	Kм гор	Kм гор
1,0	1,5	2,5
K м опт	r=25	3,14	6,16	2,087	2,1290	2,1585
у.п опт	1042,97	365,97	876,38	868,97	859,69
Jу.п опт	399,59	489,52	414,63	418,15	421,81
Jу.п опт	0,0	89,93	15,04	18,56	22,22
Kм опт	r=6,0	2,76	4,72	1,785	1,7930	1,7964
у.п опт	1034,57	312,66	855,30	845,21	833,58
Jу.п опт	356,83	453,52	372,85	376,26	380,07
Jу.п опт	0,00	96,69	16,02	19,43	23,34

В целом видно, что предлагаемое горючее позволяет поднять импульс тяги на 15-25 кгс·с/кг, уступая лишь водороду. По результатам табл.1 более представительный интегральный расчет по массе выводимого полезного груза показывает, что предлагаемое горючее практически водороду не уступает.

Таким образом, использование предлагаемого горючего позволяет сохранить простоту и освоенность кислородно-керосиновых двигателей и в то же время приблизиться по эффективности к кислородно-водородным.

Промышленная применимость

Использование раствора ацетилена в аммиаке в качестве ракетного горючего для жидкостных ракетных двигателей не требует существенных конструктивных переделок существующих жидкостных ракетных двигательных установок, работающих на топливах на основе керосина и окислителя - жидкого кислорода.