¿Cuál es el combustible en un cohete? Propulsores sólidos. Propulsores mixtos

Uno de los componentes más jóvenes, de más rápido crecimiento y más potentes de los sistemas de energía condensada (ECS) es el propulsor sólido mixto (SRTT).

SRTT es un sistema explosivo multicomponente heterogéneo de dispersión gruesa altamente cargado, constituido por un agente oxidante, un ligante-combustible y aditivos especiales (energéticos, tecnológicos y operativos) y obtenido por mezcla mecánica de los componentes con posterior transformación en un monobloque capaz de combustión regular .

Tabla 3 - Formulaciones y propiedades de las composiciones de luces de colores sobre una base balística

El antepasado de SRTT fue la pólvora negra (DP). Los chinos fueron los primeros en utilizarlo como propulsor sólido para cohetes. El cohete tenía un poste de 2,5 m de largo como estabilizador y tubos de bambú como cuerpo de la carcasa. Los hindúes ya usaban una caja de hierro como caja de conchas. En 1799, los indios usaron misiles en combate contra los ingleses en la defensa de la ciudad de Seringapatam. Para el uso masivo de cohetes se creó allí un cuerpo de lanzacohetes de hasta 5.000 personas. La masa de los cohetes osciló entre 3 y 6 kt.

En Europa también aparecieron los primeros cohetes con la invención de la pólvora. Los británicos dominaron la tecnología de fabricación de cohetes de pólvora negra en 1804. El alcance de los cohetes era de 2,5 km. Los cohetes tenían un cuerpo de hierro y, para aumentar el área de combustión, la carga tenía un canal. Fueron puestos en servicio en 1806 (fueron utilizados durante el asedio de Boulogne y en 1807 durante el bombardeo de Copenhague). La masa del cohete osciló entre 3 y 17 kg. Después de Inglaterra, los misiles se adoptan en Austria, Francia y Prusia.

La tecnología rusa de cohetes siguió su propio camino independiente, y hay evidencia de que Rusia está muy por delante de Europa occidental. Ya a principios del siglo XVII. eran métodos bien conocidos de fabricación de misiles de combate. En 1680, se fundó el primer "establecimiento de cohetes" en Moscú, que consta de varios laboratorios involucrados en la preparación de polvos especiales para cohetes y partes individuales de cohetes.

En 1807, se desarrolló una bengala de cuarenta y cuatro milímetros en el DP, que estuvo en servicio durante más de 100 años. El uso generalizado de cohetes de pólvora desarrollados por científicos rusos A.D. Zasyadko y K.I. Konstantinov, encontrado durante la guerra ruso-turca en 1828-1829, en operaciones militares en el Cáucaso en 1850 y durante la defensa de Sebastopol de los invasores extranjeros en 1854-1855. .

Los misiles en DP han perdido su importancia por dos razones:

Debido al valor insatisfactorio de las características energéticas de la pólvora;

Debido a la baja precisión de los misiles.

La aparición de artillería estriada, que permitió aumentar significativamente la precisión del golpe, finalmente anuló el interés en el DP.

Durante la Segunda Guerra Mundial, debido al hecho de que los polvos balísticos eran escasos y algunas de sus propiedades no permitían el uso de estos polvos como fuente de energía para cohetes, los esfuerzos científicos muchos países se han dirigido al desarrollo de SRTT mecánicamente fuertes.

En 1942 en la Academia de Artillería. FE Dzerzhinsky desarrolló composiciones de fundición SRTT basadas en nitrato de amonio y sustancias orgánicas que se unen al combustible como el acetato de polivinilo, y en 1946 A.A. Schmidt fue el primero en fundamentar la posibilidad de obtener combustibles sólidos a base de sustancias polimerizables. Predijo los caminos reales de esta dirección y sus perspectivas. Los primeros trabajos en esta dirección incluyen estudios
GV Kalabukhov. En 1948, propuso SRTT a base de percloratos de amonio y potasio y un aglutinante combustible de alto polímero que consiste en coloxilina, poliestireno y caucho. Sin embargo, en términos de características energéticas y fuerza, las composiciones desarrolladas fueron inferiores a los polvos balísticos. Las cargas se hacían por sordos y continuos apretones.

Los primeros SRTT estadounidenses se obtuvieron en el laboratorio del Instituto de Tecnología de California.

Ellos incluyeron:

perclorato de potasio o nitrato de amonio - 75%;

betún - 18%;

aceite de petróleo - 7%.

Posteriormente, con el fin de aumentar la eficiencia energética, se comenzó a utilizar perclorato de amonio (APC) y aluminio metálico como agente oxidante, y se utilizaron ligantes combustibles tipo caucho para mejorar las características físicas y mecánicas del combustible. Entonces, sobre la base de tiocol (goma de polisulfuro) y PCA, se desarrolló SRTT para el misil táctico operativo Sergent que pesa alrededor de 4 toneladas y tiene un alcance de vuelo de hasta 150 km. Luego, sobre la base de poliuretano y PCA, se creó combustible para el misil operativo Pershing con un alcance de vuelo de hasta 700 km, así como el misil estratégico Polaris con una masa de aproximadamente 13 toneladas y un alcance de vuelo de hasta 4000 kilómetros Posteriormente, a base de PCA y un copolímero de polibutadieno con ácido acrílico, se desarrolló un combustible que se utilizó para realizar las cargas del misil intercontinental Minuteman con un alcance de vuelo de hasta 10.000 km.

Todos estos misiles fueron desarrollados y puestos en servicio en el período 1953-1963. A finales de 1970 el ejército, Armada y la aviación estadounidense tenía 600 misiles Polaris en submarinos y 1.000 misiles Minuteman instalados en minas en posiciones de combate.

En la URSS, el desarrollo y uso de SRTT en un sentido amplio comenzó a participar desde 1958. En 1959, en la Academia de Artillería
ellos. FE Dzerzhinsky, se obtuvo combustible de poliuretano y se estudió a escala de laboratorio. En el mismo año, se desarrolló a escala industrial el SRTT basado en tiocol y PCA. Algo más tarde, se crearon los SRTT a base de poliéteres y poliésteres, cauchos de acrilonitrilo, caucho de butilo y cauchos de carboxilo.

Desde 1961, los esfuerzos de los investigadores se han dirigido a aumentar el impulso específico de SRTT, aumentar el nivel de características físicas y mecánicas y estabilizar el proceso de combustión.

SP Korolev creó el primer cohete de propulsante sólido RT-1 sobre pólvora balística con un alcance de 2500 km con un peso de lanzamiento de 34 toneladas, utilizando cargas suplementarias con un diámetro de 800 mm. Solo al cambiar a SRTT, pudo crear un segundo cohete sólido.
RT-2 (8K-98), que tiene un alcance de vuelo de 9500 km con un peso de lanzamiento de 51 toneladas. Su primer lanzamiento tuvo lugar el 4 de noviembre de 1966 y se puso en servicio en 1968.

Se realiza una carga firmemente adherida al cuerpo vertiendo la masa de combustible directamente en la cámara de combustión. La unión de la carga a la caja se realiza mediante capas protectoras y de fijación (adhesivas) especiales (Figura 44).

TRT - propulsor sólido; ТЗП - revestimiento de protección térmica;

ZKS - capa protectora y de fijación; SOK - bloque de boquilla

Figura 44 - Esquema de fijación utilizando capas protectoras y de fijación

Las dimensiones y forma constructiva de la carga se seleccionan a partir de la condición de garantizar el valor requerido del segundo consumo de combustible, características temporales y de tracción, cargas, condiciones de temperatura de operación y aplicación. La dependencia requerida del valor actual de la superficie de combustión en el tamaño del techo quemado es proporcionada por la forma del canal (cilíndrico, en forma de estrella, ranurado, cilíndrico-cónico, etc.), así como la introducción de especial compensadores de combustión en forma de ranuras para apertura parcial o total de los extremos, etc.

La perfección de la carga está determinada en gran medida por el factor de llenado volumétrico de la cámara de combustión, la minimización de la relación entre el valor actual de la superficie de combustión y el valor integral promedio, la capacidad de fabricación, la resistencia al impacto. factores externos. Los parámetros de masa de las cargas varían en un amplio rango: desde fracciones de gramo hasta varios cientos de toneladas.

El uso de SRTT no se limita a los militares. Paralelamente, comenzaron a ser muy utilizados para la exploración espacial y en economía nacional.

El uso de SRTT con fines pacíficos. Los motores de cohetes de propulsante sólido (RPM) son aplicación amplia con fines pacíficos en la economía nacional como motores auxiliares para resolver una amplia variedad de tareas en tecnología espacial y de cohetes.

Los motores de cohetes de propulsante sólido se utilizan con mayor frecuencia en el sistema de rescate de emergencia de cosmonautas y pilotos, para frenar y acelerar una nave espacial, separar etapas de un vehículo de lanzamiento, dejar caer una carga útil, estabilizar y corregir la trayectoria de una nave espacial (SC), corregir la órbita SC, el aterrizaje de un SC en los planetas, el lanzamiento de cohetes -transportadores y naves espaciales de retorno en los sistemas de transbordadores, como motores de cohetes meteorológicos utilizados para elevar equipos a la atmósfera superior, antigranizo y antiavalanchas.

Las ventajas de los motores de cohetes de propulsante sólido, que aseguran su uso generalizado en cohetes y vehículos espaciales, son la alta reproducibilidad de los parámetros, incluida la precisión del cumplimiento de los requisitos para el impulso de empuje total, un alto coeficiente de perfección de masa, largo periodos de garantía aplicaciones y seguridad relativa durante el almacenamiento y la operación.

Para separar etapas de cohetes Se utilizan motores de cohetes de combustible sólido de pequeño tamaño de una amplia variedad de diseños, cuyo tipo está determinado por la tarea que se realiza. La carga desde el SRTT, la variante del equipo es desmontable o amarrada rígidamente, se muestra en la Figura 45.

1 - encendedor; 2 - carcasa de la cámara; 3 - Cargo SRTT;

4 - bloque de boquilla

Figura 45 − Motor cohete de propulsante sólido de pequeño tamaño

Motores freno se utilizan para frenar durante el descenso de una amplia variedad de naves espaciales. Para estos fines, se utilizan principalmente motores esféricos de combustible sólido, por ejemplo, motores esféricos de combustible sólido. serie TE-M(EE. UU.) de Thiokol Powder se utilizaron para frenar durante el descenso de la nave espacial Gemeni, durante el aterrizaje de la nave espacial Surveyor en la luna, etc. El diseño del motor de freno del tipo TK-M-385 se muestra en la Figura 46 .

1 - cubierta protectora; 2 - bloque de espejo de centrado; 3- cargo
combustible sólido; 4 - revestimiento termoaislante; 5 - cuerpo;
6 - insertar; 7 - parte expansiva de la boquilla; 8 - tapón de goma;

9 - dispositivo de encendido

Figura 46 - Motor cohete de combustible sólido de freno tipo TK-M-385

La carga de propulsor sólido se fabrica en forma de estrella de ocho haces de combustible de polisulfuro, que consta de PCA y un aglutinante con la adición de un 2 % de aluminio.

La corrección de la órbita de la nave espacial es necesaria para garantizar sus transiciones interorbitales y realizar diversas maniobras en órbita. Los motores de este tipo incluyen motores de cohetes de combustible sólido apogeo y pirogeo, que aseguran la transición de la nave espacial de una órbita a otra.

El motor de cohete de combustible sólido Apogee tipo FW-5, utilizado en los Estados Unidos, se muestra en la Figura 47.

Figura 47 - motor de cohete de combustible sólido tipo FW-5

El cuerpo está hecho de aleación de titanio. El motor utiliza SRTT a base de aglomerante de poliuretano, PCA y aluminio.
Como material de protección térmica en el caso, se utiliza una composición a base de resina fenólica.

La Figura 48 muestra un motor de cohete de propulsante sólido para un propósito similar MAGE-1. Su cuerpo está hecho de material compuesto "Kevlar-49", la carga está hecha de combustible aluminizado.

1 - aislamiento térmico; 2 - carga de combustible sólido; 3 - bloque de boquilla;
4 - cuerpo; 5 - dispositivo de encendido

Figura 48 - motor cohete de combustible sólido tipo MAGE-1

La figura 49 muestra un prometedor motor de cohete de propulsante sólido (EE. UU.) de apogeo de la serie STAR-48 de Tiokol Chemical, que permite aumentar el impulso de empuje específico en el vacío en 59,0–88,5 kN · s/kg con un factor de llenado de volumen de hasta 0,935.

1 - cuerpo; 2 - revestimiento de protección térmica; 3 - toroidales
encendedor; 4 - bloque de boquilla; 5 - inserto de grafito

Figura 49 - Motor cohete de combustible sólido Apogee de la serie STAR-48

Estos motores ofrecen los siguientes beneficios:

Una carga de SRTT a base de caucho de polibutadieno tiene forma cilíndrica con cortes ranurados radiales y llena todo el frente de la caja;

La caja está hecha de aleación de titanio con protección térmica de material compuesto de carbono-carbono.

En el diseño de motores de cohetes de propulsante sólido de pequeño tamaño se le da una importancia particular a la elección del combustible. Los requisitos se cumplen más plenamente con SRTT, en el que se utilizan poliuretanos o cauchos de hidrocarburos como combustible aglutinante y aluminio como aditivo altamente conductor térmico. Las características termodinámicas de SPTT se pueden mejorar utilizando agentes oxidantes más potentes e hidruros metálicos, como el aluminio.

Algunas de las características del SRTT utilizado en motores de combustible sólido de tamaño pequeño en los EE. UU. se muestran en la Tabla 4.

Una seria desventaja de la SRTT basada en PCA es su toxicidad, porque cuando se quema, se libera una gran cantidad de cloro tóxico y cloruro de hidrógeno. Por ejemplo, durante el lanzamiento del transbordador espacial, durante la operación de propulsores de combustible sólido, se liberan a la atmósfera alrededor de 2 toneladas de cloro y 210 toneladas de cloruro de hidrógeno, que tienen un efecto nocivo sobre ambiente. Por lo tanto, para facilitar el uso de SRTT con fines pacíficos, tanto aquí como en el extranjero se está trabajando mucho para reemplazar el PCA con agentes oxidantes amigables con el medio ambiente: sal de amonio del ácido dinitroazoico (ADNA), nitrato de amonio.

Tabla 4 - Principales características de los combustibles para motores cohete de combustible sólido

En Estados Unidos se ha desarrollado un SRTT económico y respetuoso con el medio ambiente para motores de grandes aceleradores espaciales, en el que se utilizan como componentes principales nitrato de amonio, RDX, HMX y un aglutinante a base de poliglicedilazida plastificada con nitroésteres.

FSUE "Soyuz" creó un "Centro" SRTT respetuoso con el medio ambiente, cuyas propiedades desfavorables, en particular, la inestabilidad de fase del nitrato de amonio, se eliminan mediante la introducción de un aditivo modificador en los cristales. Utiliza un ligante activo con una temperatura de cristalización de menos 50 °C a base de una mezcla eutéctica con nitroésteres. El uso de nitrato de amonio y caucho de nitrilo reduce el costo del combustible.

Sin embargo, el uso de nitrato de amonio en lugar de PCA reduce significativamente la energía de SRTT, limita su uso en productos donde el valor de un solo pulso juega un papel decisivo. Además, el uso de nitrato de amonio está limitado por su mayor higroscopicidad.

Los combustibles ecológicos desarrollados se utilizan como cargas para cohetes meteorológicos, en máquinas perforadoras dinámicas de gas y acumuladores de presión de pólvora.

En la actualidad, se utiliza un número cada vez mayor de vehículos de lanzamiento para lanzar varios tipos Los satélites se utilizan como propulsores de cohetes de combustible sólido. Entonces, por ejemplo, en el cohete "Titan-3S" (EE. UU.) Para el lanzamiento, además de los principales motores de cohetes líquidos (LPRE), dos potentes motores de cohetes de combustible sólido con un diámetro de 3 m y una longitud de 25,8 m se utilizan como aceleradores, desarrollando un empuje en el espacio vacío de hasta 540 10 4 n con un tiempo de funcionamiento de 110 s. Su uso permitió aumentar la masa de la carga puesta en órbita hasta 11,4 toneladas. El peso de lanzamiento del cohete es de 700 toneladas.

Potentes aceleradores que operan en SRTT con una masa de carga de 100 a 200 toneladas comenzaron a usarse para lanzar los cohetes franceses Ariane-2 y Ariane-4, que se utilizan para poner en órbita satélites terrestres artificiales.

Las firmas IIS (EEUU) y SEP (Francia) han desarrollado una versión mejorada de este tipo de motor, que proporciona, a una presión media en la cámara de 33,9 10 5 Pa, un impulso de empuje específico de 2970 kN · s/kg.

La carga está firmemente unida a la carcasa del motor y tiene un canal que no llega a la parte inferior delantera de la carcasa. Este diseño permite aumentar el factor de llenado volumétrico a 0,92 y proporcionar una superficie de combustión bastante pequeña. La carga está compuesta por propelente sólido de alto impulso a base de PCA y caucho polibutadieno (10%), aluminio (20%) y octógeno (12%).

Dirección efectiva La conversión de muchas plantas para la producción de SRTT es la fabricación de impulsores de lanzamiento para potentes vehículos de lanzamiento y naves espaciales que ponen en órbita varias naves espaciales. Los aceleradores tienen una masa muy grande (de 150 a 400 toneladas), su fabricación asegura la carga de plantas para la producción de SRTT en tiempo de paz. Por lo general, dos de estos impulsores se fijan a los lados del cuerpo principal del cohete y aseguran su ascenso, y después de quedarse sin combustible, se separan del cohete con la ayuda de lanzacohetes especiales de combustible sólido y caen al suelo. .

Un motor de cohete de propulsor sólido de arranque típico tiene cinco o seis secciones intercambiables, ensambladas una encima de la otra y formando cuerpo general motor .

El diagrama del motor de lanzamiento del vehículo de lanzamiento Titan-3C, que se utiliza para poner en órbita varios satélites estadounidenses, se muestra en la Figura 50.

Consta de cinco secciones con un diámetro de 3,0 m y una longitud de 3,0 m. La masa de cada sección es de 33,0 toneladas. La carga está firmemente unida al cuerpo de cada sección y está hecha de SRTT que contiene PCA, aluminio y un aglutinante a base de polibutadieno, ácido metacrílico y acrilonitrilo. Tal SRTT a una presión en la cámara de 6.0-6.2 MPa proporciona un impulso de empuje específico de 2480. La carcasa del motor está soldada (hecha de puente de acero). La superficie interior está cubierta con una capa protectora contra el calor de caucho sintético con relleno de silicona.

Motor cohete de propulsante sólido al sistema Shuttle. El sistema espacial Shuttle (que pesa más de 2000 toneladas), diseñado para poner en órbita las naves espaciales tripuladas y de descenso Challenger, Atlantic, Discovery, Columbia y otras, es un paquete que incluye una nave espacial orbital con una tripulación, dos propulsores de combustible sólido para acelerar la nave en la parte inicial de la trayectoria y un tanque de combustible desechable. Este último es el elemento principal del sistema, al que se acoplan el vehículo de descenso y los propulsores, se devuelven a Tierra y se reutilizan.

La principal característica de este sistema, a diferencia del sistema doméstico Energia-Buran, es que cuenta con dos aceleradores de combustible sólido. En el sistema Energia-Buran, los impulsores de lanzamiento funcionan con combustible líquido.

El propulsor de combustible sólido es un motor de cohete de combustible sólido de combustible sólido de tipo seccional, tiene un diámetro de 3,7 m, una longitud de 45,5 my un peso en vacío de aproximadamente 590 toneladas, y después del agotamiento del combustible: 78 toneladas. La masa de combustible sólido es de aproximadamente 500 toneladas. Su tiempo de operación es de más de 2 minutos, el empuje total es de más de 26 MN.

El SRTT se utiliza como combustible sólido, que incluye PCA, aluminio en polvo, un aglutinante de polibutadieno, óxido de hierro y otros aditivos. La forma de la carga, rígidamente sujeta al cuerpo, es cilíndrica, con un canal interno que asegura el cumplimiento de la ley de aumento de empuje necesaria, lo que crea el modo de sobrecarga más favorable (no más de 3) para los astronautas. Después de que se quema el combustible, los cascos de refuerzo se separan del barco a una altitud de 70-90 km y luego, cuando se alcanzan las capas densas de la atmósfera, se activa el sistema de paracaídas, lo que garantiza su amerizaje. Los cascos del acelerador levantados del agua se restauran y se rellenan con combustible.

Los propulsores de combustible sólido también se utilizan en Francia en un potente vehículo de lanzamiento para lanzar objetos espaciales, incluidos los transbordadores espaciales tripulados Hermes y Ariane-5.

El uso de propulsores de propulsante sólido con una masa de combustible bastante significativa, tanto en el sistema Shuttle como en los lanzacohetes tipo Titan-3C, creó buenos requisitos previos para la conversión de fábricas que producen combustible sólido para cohetes en los Estados Unidos, asegurando su carga. en tiempos de paz sin cambiar el proceso tecnológico y el equipo.

Motores del sistema de rescate de emergencia Cosmonaut. Todos los vehículos de lanzamiento utilizados para poner en órbita objetos espaciales con cosmonautas a bordo están equipados con sistemas de rescate de emergencia para personas en el momento del lanzamiento y el vuelo activo.

La base de este sistema es un motor de cohete de propulsante sólido de un diseño especial, que utiliza propulsores de cohetes sólidos de tipos balísticos y mixtos. Por ejemplo, en un vehículo de lanzamiento Soyuz de tres etapas, la tercera etapa es un bloque de 8 m de largo y 2,6 m de diámetro, al que se acopla una nave espacial a través de un adaptador, cerrado desde arriba por un carenado con un diámetro de 3,0 m. En la parte superior del carenado hay un barco con sistema de propulsión de rescate de emergencia, con forma de hongo grande (Figura 51).

1 - sistema de propulsión; 2 − Cohete Soyuz

Figura 51 - Sistema de propulsión para rescate de emergencia
a bordo de la Soyuz

El propósito de la instalación en caso de falla de un cohete que aún no haya consumido una gran masa de combustible es alejar instantáneamente a los cosmonautas de la fuente del inevitable incendio y explosión a una distancia desde la cual un paracaídas desciende a un lugar seguro es posible.

El sistema de rescate de emergencia (SAS) de la nave espacial Soyuz se completa de la siguiente manera: se monta un sistema de propulsión de emergencia en la punta del cohete, que consta de tres tipos de motores de cohetes de combustible sólido.

El motor principal está instalado directamente en el carenado de cabeza, que se enciende en caso de accidente y retira rápidamente la parte superior del carenado de cabeza con el compartimento y el vehículo de rescate del cohete.

Las doce toberas de este potente motor están ubicadas en un círculo en su parte superior y se despliegan en un ángulo de 30 grados con respecto al eje longitudinal. Sobre ellos hay un pequeño carenado en forma de semiesfera, bajo el cual se esconden cuatro motores de control. Se encienden después del principal, proporcionando un giro y retirada de la parte rescatada lejos de la zona de peligro. Aún más alto está el motor de separación, que, al ser activado en último lugar, asegura la separación del carenado de morro y su extracción del módulo de descenso. Posteriormente, se introduce el paracaídas principal y el vehículo de descenso realiza un descenso y un aterrizaje suave de la misma forma que al regresar de un vuelo regular. El frenado durante el aterrizaje se lleva a cabo mediante motores de cohetes de combustible sólido de freno.

Combustibles resistentes al calor para generadores de gas SRTT. Para intensificar la producción de petróleo, se ha generalizado el método de torpedear pozos con cargas especiales. Los gases en polvo crean canales y grietas en la roca, lo que facilita el flujo de petróleo. Pero la pólvora de tipo balístico que se utiliza para estos fines tiene ciertas limitaciones: por ejemplo, solo se pueden utilizar en aquellos pozos donde la temperatura no supere los 110 °C (es decir, a una profundidad
3 kilómetros). Las composiciones desarrolladas basadas en PCA y aglutinantes de hidrocarburos inactivos eliminan esta desventaja. Siguen siendo funcionales después de mantenerse a 150 °C durante 6 horas y se pueden almacenar a 50 °C durante 10 años. La temperatura crítica para un diámetro de bloque de 150 a 200 mm es de 170 a 200 °C. El ácido clorhídrico liberado durante la combustión de este combustible, al ingresar al yacimiento y reaccionar con la roca, puede contribuir al desarrollo intensivo de grietas. La producción de cargas a partir de estos combustibles se puede realizar en equipos existentes utilizando la tecnología de plantas para la producción de SRTT.

SRTT es una fuente de aerosoles. Uno de los métodos prometedores para extinguir incendios en salas para almacenar alcohol, queroseno, acetona, productos en tiendas, bodegas, en compartimentos de barcos es el aerosol, es decir. llenado instantáneo de la habitación con un medio de aerosol que casi no contiene oxígeno, como resultado de lo cual se detiene la combustión.

Este método, patentado por Kuhn a finales del siglo XIX, fue posteriormente mejorado significativamente y ampliamente utilizado. Las "latas de Kuhn" se llenaron con una composición pirotécnica, que tenía una serie de inconvenientes importantes: por ejemplo, apelmazamiento, nivel insuficiente de características físicas y mecánicas, etc. En cambio, se desarrollaron nuevos tipos de pólvora: fuentes de aerosoles, especialmente diseñados para sistemas de extinción de incendios y prevención de la explosión de mezclas gas-aire. Esta Nueva clase la pólvora se llamaba PAS (polvo, aerosol, mixto). Una característica de estas composiciones es la alta eficiencia económica; consumo de composición de extinción de incendios 20-90 g/m 3 en lugar de 200-700 g/cm 3 utilizado anteriormente, respeto por el medio ambiente, alta fiabilidad y disponibilidad constante para el uso, la disponibilidad de tecnología perfecta según el método de fundición libre (viscosidad de masa está dentro
(2-8) · 10 4 supervivencia más de 24 horas).

Se han desarrollado varias composiciones (por ejemplo, PAS-8, PAS-11), que incluyen como componente principal nitratos K, Na y carbonatos K y Na, NaCl, KCl, K 2 Cr 2 O 7, percloratos K, Na, NH 4 , y como aglutinante: resinas de nitrocelulosa, cauchos, poliéster, epoxi o resol. Su temperatura de combustión oscila entre 910 y 1495 K, la fracción de masa de la fase sólida es del 13 al 39%.

El combustible sólido como fuente de gas, además de los motores de cohetes de propulsante sólido, también se puede utilizar en otras áreas de la tecnología: para la rotación de turbinas, accionamiento de sistemas neumáticos, llenado de cubiertas elásticas, etc. Pero su amplia aplicación se ve obstaculizada por la alta temperatura de combustión. Los combustibles sólidos con menos calorías producen gas con una temperatura de 1400-1500 K, mientras que los materiales tradicionales para la ingeniería (metal, plástico, caucho) soportan temperaturas de 300-400 K. Por lo tanto, es necesario reducir la temperatura de combustión del combustible. productos Según V. A. Shandakov y V. F. Komarov, la temperatura de los gases se puede reducir si se crea una carga en forma de un material con porosidad total. La zona de combustión se encuentra en el lado del extremo ciego de la cámara de combustión (Figura 52).

1 - extremo ciego de la cámara de combustión; 2 - carga del TC; 3 - filtro; 4 - boquilla

Figura 52 - Esquema de combustión de la carga porosa de HP en la cámara de combustión

La presión que se desarrolla en él expulsa el gas a través de los poros de la carga e impulsa los productos líquidos de la combustión a través del cuerpo de la pastilla de combustible poroso, calentándolo hasta la temperatura de gasificación, es decir, el cuerpo calentado son los productos de combustión del HP. Con transferencia de calor completa, el gas por delante del frente de onda térmica tendrá una temperatura igual a la temperatura inicial de la carga. En la práctica, es de 300 a 330 K.

Las ventajas de tales combustibles sólidos también son que se pueden obtener gases individuales como gases de combustión, por ejemplo, N 2 , O 2 , H 2 con una pureza de 98,0–99,0%. El alcance de tales dispositivos es muy amplio: medios de rescate de una persona en tierra y agua, sistemas neumáticos de emergencia, medios de supresión y extinción de incendios, dispositivos de elevación y dispositivos de desplazamiento, y asistencia médica adicional.

Las altas temperaturas también se pueden utilizar en tecnología, por ejemplo, en la industria del petróleo y el gas.

Un pozo de petróleo muere con el tiempo debido a la obstrucción de los poros del depósito de petróleo por partículas sólidas transportadas por el petróleo, carbones parafínicos y sustancias alquitranadas. Había un método para influir en la formación de aceite con presión de agua, pero esto es costoso. Si, en un pozo lleno de líquido en la zona de un yacimiento de petróleo, se crea una presión más alta que la presión de las rocas durante un corto tiempo durante la licuefacción de LP, entonces es posible no solo limpiar los poros obstruidos con la presión y la temperatura de los gases comprimidos en el depósito, sino también para crear nuevos poros. Solo es necesario quemar el HP muy rápidamente, aprovechando la inercia de la columna de líquido que tiene encima.

Para aumentar la tasa de flujo del pozo, se utilizan composiciones hidroreactivas durante el tratamiento termoquímico.

Los combustibles sólidos se pueden utilizar como reactor químico para la síntesis de diversas sustancias. Por ejemplo, si tomamos una mezcla de nitrato de aluminio Al (NO 3) 3 con nitratos de cobalto, cromo, hierro como agente oxidante, obtenemos un óxido mixto Al x O y azul, verde y rojo - un pigmento resistente a la luz para pinturas

Si tomamos nitratos mixtos de circonio e itrio, obtenemos la base de cerámica resistente al calor: circonio estabilizado. Utilizando nitratos mixtos de bario, cobre e itrio, se obtiene una cerámica superconductora.

Las composiciones hidrorreactivas se utilizan para presurizar pontones al levantar objetos hundidos. Las principales características de las composiciones hidrorreactivas son la cantidad de calor liberado durante la combustión de las cargas al interactuar con el agua, la cantidad de agua requerida para la combustión de una composición y la producción de gas.

Acumuladores de presión de polvo. Acumuladores de presión de polvo (PAD) − dispositivos de energía de combustible sólido utilizados para convertir la energía química del combustible sólido en energía de gas comprimido.

Un diseño típico de PAD incluye un cuerpo que consta de una carcasa de alta resistencia, un fondo, una salida de boquilla y elementos de soporte para la carga, la propia carga de propulsor sólido, un dispositivo de ignición y medios de iniciación de lanzamiento.

PAD en comparación con los sistemas de compresión de gas frío tiene una serie de ventajas significativas:

compacidad;

rendimiento;

Características dimensionales de masa más pequeñas;

Buenas propiedades operativas bajo diversas influencias atmosféricas;

Alta fiabilidad operativa.

Han encontrado una amplia aplicación en varios sistemas de desplazamiento neumático para fines civiles y especiales. Por ejemplo, señales de eyección de cohetes desde silos de lanzamiento, presurización de varios contenedores, apertura y cierre rápido de cubiertas, escotillas, persianas, presurización de pozos de petróleo, frenado de emergencia.

anotación

El manual educativo y metódico está destinado a ayudar a los especialistas de JSC "JV "Baiterek" a consolidar el conocimiento sobre el dominio de sus deberes funcionales.

El documento considera combustibles para cohetes, gases comprimidos,

sobre sistemas de misiles, sus propiedades, se propone la elección del combustible para cohetes.

El material didáctico le permite consolidar el conocimiento sobre los componentes del combustible para cohetes y los gases comprimidos, que determinan en gran medida la apariencia técnica de la nave espacial.

Resumen 2

Abreviaturas aceptadas 4

1 Propulsores de cohetes 5

2 Gases comprimidos y sus propiedades 13

3 Selección de propulsor 16

4 Parte práctica 17

Preguntas de seguridad 21

literatura 22

Abreviaturas aceptadas

G-combustible

DU - sistema de propulsión

ITO - equipos tecnológicos de prueba

KA - nave espacial

KGCh - ojiva espacial

KRT - componente propulsor

O - agente oxidante

RAS - Academia Rusa de Ciencias

RB - etapa superior

RD - motor de cohete

motor de cohete de combustible sólido

RKK - complejo espacial y de cohetes

RN - vehículo de lanzamiento

RT - combustible para cohetes

SG - gases comprimidos

TNT - trinitrotolueno

TTZ - tarea táctica y técnica

Propulsores de cohetes

El combustible para cohetes determina en gran medida la apariencia técnica, las características tácticas, técnicas y operativas de todo el RKK, y también forma el sistema operativo y el sistema para garantizar la seguridad del personal.

En los sistemas de propulsión de los modernos vehículos de lanzamiento, naves espaciales y lanzacohetes, la energía de las reacciones químicas de los componentes 1 del combustible químico para cohetes 2 se utiliza como fuente de energía. El propulsor químico no solo en la actualidad, sino que en un futuro cercano será el principal tipo de RT.

Los combustibles para cohetes constan de dos componentes fundamentalmente diferentes: oxidante (O) y combustible (F).

Agente oxidante - componente del RT, constituido principalmente por elementos oxidantes y que sirve para la oxidación del combustible en el RD.

Combustible - componente de la RT, constituido principalmente por elementos combustibles y que entra en una reacción química de oxidación (combustión) al interactuar con un comburente en la RD.

Los propulsores químicos se clasifican según los siguientes criterios:

a) según el estado de agregación: líquido y sólido;

b) por el número de componentes: monocomponente (unitario); de dos habitaciones y multicomponente;

c) según la capacidad de ignición: no autoinflamable y autoinflamable;

d) por punto de ebullición: bajo punto de ebullición (criogénico) y alto punto de ebullición.

______________________

1 Componente[lat. sotropeps - constituyente] combustible para cohetes (KRT) -almacenados por separado y llevados a la calle de rodaje, que difieren en su composición, parte de los misiles piernas sobre combustible

2 químico combustible para cohetes- propulsor que, como resultado de reacciones térmicas de oxidación, descomposición o recombinación, forma productos a alta temperatura que crean un empuje de chorro cuando fluye desde un motor de cohete

Líquido RT permiten obtener el mayor impulso específico, realizar control de empuje y lanzamientos múltiples del motor cohete. Liquid RT puede ser unitario (de un componente), pero, con mayor frecuencia, de dos componentes.

Sólido RT (TRT) por naturaleza física se dividen en dos clases. Oalística (pólvora) y RT mixta.

TRT balísticos son soluciones sólidas de sustancias homogéneas, cuyas moléculas contienen elementos combustibles y oxidantes.

Se utilizan para motores de cohetes auxiliares (sistemas de separación de etapas, frenos sistemas de propulsión descenso de vehículos, etc.).

Los TRT balísticos se encienden a partir de una fuente de energía de baja potencia: una chispa de un detonador, detonador, etc. es suficiente.

Los HPT mixtos son mezclas mecánicas no homogéneas de oxidante y combustible. Los compuestos inorgánicos se utilizan como agente oxidante.

compuestos, por ejemplo, perclorato de amonio NH 4 CIO 4, como combustible - compuestos orgánicos poliméricos sintéticos, por ejemplo, poliuretano -

caucho nuevo. Para mejorar el desempeño energético, se agrega metal en polvo como combustible, por ejemplo, aluminio, magnesio, etc.

El HRT mixto se enciende solo a partir de una fuente poderosa de energía (encendedor) y se quema de manera constante solo si hay presión en la cámara de combustión (al menos 2-3 MPa).

La presencia de combustibles sólidos para cohetes a bordo del vehículo de lanzamiento y de la nave espacial hace

mayores requisitos para la protección de los vehículos de lanzamiento y las naves espaciales contra la electricidad estática y los choques mecánicos de los propios motores de cohetes de propulsante sólido.

RT Unitario - combustible para cohetes de un componente o una mezcla homogénea (solución) de varios componentes que no interactúan químicamente.

La RT unitaria incluye peróxido de hidrógeno, hidracina, etc. La reacción de descomposición de la RT unitaria ocurre en reactores en presencia de un catalizador. Los RT unitarios se utilizan solo en dispositivos auxiliares, por ejemplo, en generadores de gas para impulsar turbinas de TNA y en sistemas de control para control de actitud y estabilización de naves espaciales.

combustible autoencendido - un RT líquido de dos componentes que se enciende a temperatura normal en caso de contacto entre un comburente y un combustible. El período de retardo de encendido no es más de 3 - 8 ms.

RT criogénica[Griego krios-frío; genes- dar a luz] - RT líquido, al menos uno de cuyos componentes es criogénico.

Componente criogénico RT- CRT de bajo punto de ebullición en forma de gas licuado con un punto de ebullición a presión normal en la región de temperaturas criogénicas (por debajo de 120 K o -153 °C). El oxígeno líquido y el hidrógeno líquido se utilizan actualmente como MCT criogénicos.

Las principales propiedades fisicoquímicas de los MCT líquidos se muestran en la Tabla 2. Los componentes de RT tienen una serie de propiedades que requieren no solo el cumplimiento de normas y medidas de seguridad específicas al trabajar con ellos, sino también la creación de condiciones especiales operación. Estas propiedades incluyen:

toxicidad;

riesgo de incendio (peligro de incendio) y seguridad contra explosiones;

agresividad;

temperaturas de ebullición y congelación.

Toxicidad de la TRC - la capacidad de CRT para tener un efecto dañino en humanos, animales y plantas. Un indicador de toxicidad puede ser

concentración máxima permitida (MAC) 1 KRT en el aire del área de trabajo

Según el grado de toxicidad, las sustancias, incluida la MRT, se dividen en cuatro clases

Primera clase: MPC extremadamente peligrosos< 0,0001 мг/л (г/м 3);

2da clase - MPC altamente peligroso \u003d (0.0001-0.001) mg / l (g / m 3);

3ra clase - MPC moderadamente peligroso = (0.0011-0.01) mg / l (g / m 3)

4ª clase - MPC de bajo riesgo > 0,01 mg/l (g/m).

Tabla 2.

Propiedades físicas y químicas de MCT

COMBUSTIBLE LÍQUIDO PARA COHETES- combustible químico para cohetes, cuyos componentes se encuentran en estado líquido en condiciones de funcionamiento. Los motores de cohetes modernos se basan en el uso de combustible para cohetes de dos componentes, que libera energía como resultado de la interacción de un oxidante y el combustible.

Dependiendo del tipo de componentes involucrados en la reacción de oxidación, dicho combustible puede ser un propulsor de autoignición y propulsor no autoencendido. En este último caso, por ignición química del combustible principal, combustible de arranque. aplicación encontrada y propulsores unitarios.

Parte propelente liquido para mejorar el rendimiento y eficiencia del propulsor se introducen varios aditivos, se agregan polvos finamente dispersos de algunos metales (ver. combustible que contiene metal). Para ello, también se estudia propulsores multicomponente(incluido propulsor ternario), capaz de aportar un mayor valor del impulso específico.

Los principales requisitos para propulsores líquidos: proporcionar un impulso específico dado; buena estabilidad química; seguridad contra explosiones en condiciones de funcionamiento; idoneidad y suficiencia de uno de los componentes para refrigeración LRE (ver. capacidad de enfriamiento de combustible); preservación del estado líquido en condiciones de operación sin costos injustificados; compatibilidad con materiales de construcción; posible alta densidad; viscosidad y toxicidad mínimas; provisión de materias primas.

El más utilizado en cohetería recibido: de oxidantes - oxígeno líquido, tetróxido de nitrógeno , oxidantes de cohetes de ácido nítrico , peróxido de hidrógeno ; de combustible - queroseno, monometilhidrazina, dimetilhidrazina asimétrica, hidracina, hidrógeno líquido, aminas y otros (impulso específico 2500-4500 m/s). Cómo se están estudiando los componentes de combustible prometedores oxidantes de flúor, hidruros de boro, así como combinaciones de componentes de combustibles líquidos con metales ligeros (litio, berilio, aluminio), etc. (impulso específico 3500-5000 m/s).

Los propulsores de cohetes sólidos se utilizan en motores de cohetes, motores GG, estatorreactores y estatorreactores y motores de hidrocohetes. Se pueden dividir en dos grupos: balísticos (homogéneos), por ejemplo, H y NM-2 (Tabla 1.8) y mixtos (heterogéneos).

Los combustibles sólidos mixtos contienen 20 ... 30 % de una sustancia aglutinante gomosa o resinosa, 60 ... 80 % de un agente oxidante y hasta un 20 % de aluminio; también hay composiciones que contienen componentes de combustibles balísticos y mixtos. También es posible utilizar hidruros de metales ligeros y pesados ​​como combustible. El perclorato de amonio se usa comúnmente como agentes oxidantes; es posible utilizar otras sales sólidas de los ácidos perclórico y nítrico ricas en oxígeno (Cuadro 1.9).

Cauchos (polisulfuro, poliuretano, etc.), polímeros (poliéster, resinas fenólicas y epoxi, poliisobutileno, etc.), productos de petróleo pesado (asfalto, betún, etc., Tabla 1.10) se utilizan como aglomerante de combustible. A veces, HMX y RDX también se agregan a los combustibles sólidos mixtos. Algunas composiciones (con cierto grado de condicionalidad) de los combustibles sólidos mixtos de EE. UU. y sus características se dan en la Tabla. 1.11.

Los combustibles balísticos y mixtos convencionales no cumplen con los requisitos para los combustibles para generadores de gas. Por lo tanto, se desarrollan composiciones especiales de combustible generador de gas con una temperatura de combustión baja (ver la última columna de la Tabla 1.11), limitada desde arriba (por la resistencia al calor de los materiales de las válvulas, álabes de turbina y otros elementos de la ruta del flujo) y desde abajo ( por la estabilidad de la combustión del combustible). Además, los GG a veces tienen que funcionar durante mucho tiempo y el combustible debe tener una tasa de combustión baja. Para GG controlado, se propone una composición de combustible en la que la tasa de combustión disminuye con el aumento de la presión (<0). Дополнительные требования могут предъявляться и к составу продуктов сгорания топлив для ГГ: отсутствие конденсированной фазы, коэффициент избытка окислителя должен быть не более единицы (обычно). Смесевые топлива применяют и в воспламенительных ГГ (двигателях запуска).

Las composiciones pirotécnicas se pueden atribuir a combustibles sólidos mixtos. Las composiciones pirotécnicas se utilizan como rellenos para dispositivos de encendido y sensores de piroenergía; es posible usarlos en GG.

Los principales componentes incluidos en las composiciones pirotécnicas se pueden dividir en los siguientes grupos (Tabla 1.12):

1.Agentes oxidantes - perclorato de potasio KCIO , nitratos de sodio NaNO , potasio KNO , bario Ba ( NO, peróxido de bario y cromato BaO, etc.

2.Combustibles - metales (aluminio, magnesio, circonio, boro, titanio) y aleaciones (aluminio-magnesio, circonio-níquel), no metales (fósforo, carbono y azufre), compuestos inorgánicos (sulfuros, fosfuros, siliciuros, etc.), compuestos organicos

Tabla 1.9

Características de los oxidantes sólidos

Tabla 1.10

3.Los cementantes (aglutinantes) son polímeros orgánicos que proporcionan la resistencia mecánica de las composiciones pirotécnicas (iditol, colofonia, resinas epoxi, cauchos, etilcelulosa).

4.Otros aditivos que desempeñan el papel de aceleradores o retardadores de llama o reducen la sensibilidad de las composiciones a la fricción (flegmatizantes).

Para encender combustibles sólidos mixtos con un alto contenido de NH, se utilizan mezclas pirotécnicas: KCIO - 26 ... 50%, Ba ( NO - 15 ... 17 %, aleación de circonio y níquel (50/50) - 32 ... 54 %, etilcelulosa - 3 % (patente estadounidense).

Las composiciones pirotécnicas en forma de tabletas comprimidas se utilizan en dispositivos de encendido. La densidad está determinada en gran medida por la presión de prensado y las fluctuaciones en el rango de 1,3 ... 2,8 g / cm3. capacidad calorífica específica - 0,8 ... 1,25 J / (kg * K), conductividad térmica - 62,8 ... 104,7 W / (m * K).

Tabla 1.12

Poder calorífico de las composiciones pirotécnicas

en una relación estequiométrica de componentes

La velocidad de combustión de las composiciones pirotécnicas en las condiciones de su funcionamiento en el encendedor cuando las tabletas son sopladas por productos de combustión a alta temperatura se representa como tu=mapa , donde m ,a ,v son coeficientes empíricos.

También se denominan combustibles sólidos pirotécnicos a las composiciones con gran cantidad de combustible metálico (más del 50%) y sales de ácidos inorgánicos como agente oxidante; están diseñados para motores estatorreactores GG (RPD).

La carga de TRT mixta se puede realizar en forma de bloque (blocks), tabletas o polvos.

Como combustibles experimentales en polvo se utilizaron aluminio, doble decaborano de aluminio, diboruro de boro y zirconio, polietileno, etc., y como agente oxidante se utilizó perclorato de amonio, nitrato de amonio, etc.. Las partículas tenían un tamaño de 2 a 2000 μm. Como gases fluidizantes se utilizaron gases inertes (nitrógeno), oxidantes (aire, oxígeno) y combustibles (hidrógeno, metano).

Son posibles los siguientes métodos para suministrar pseudofluido desde el tanque a la cámara de combustión: usando gas comprimido, un pistón, una bomba de tornillo y una bomba de chorro. Los combustibles en polvo se utilizan en generadores combinados de gas de banco, que permiten variar la presión, la temperatura y la composición de los productos de combustión en un amplio rango para estudiar el efecto de los flujos multifásicos en los materiales.

El combustible en polvo es pólvora humeante (DRP) con un diámetro de grano de 0,15 ... 1,25 mm y pólvora negra de grano grueso (KZDP) con un diámetro de grano de 5,1 ... 10,2 mm; composición en%: nitrato de potasio - 74; carbón vegetal - 15.6; azufre - 10.4; temperatura de combustión 2600K; complejo consumible 1200 m/s.

La densidad de grano del DRP es de 1,75 g/cm, la densidad aparente del DRP es de 0,9…1,15 g/cm, la presión de combustión estable mínima es de 0,1 MPa, la sensibilidad a la temperatura = 0,005 1/C.

La dependencia de la velocidad de combustión de la presión tiene la forma

u \u003d 1.37 * (p / 98100) .

La ignición del propelente sólido ocurre cuando se expone a:

1.flujo de energía térmica (radiación, contacto y calentamiento por convección);

2.el flujo de gases o líquidos químicamente altamente activos que provocan una reacción exotérmica heterogénea al entrar en contacto con la superficie de un combustible sólido;

3.Choque mecánico y fricción.

El proceso de encendido real en un motor de cohete de propulsante sólido real es complejo. Entre las principales dificultades en su estudio se encuentran los problemas de determinación del mecanismo de control, elección del criterio de ignición, determinación de la cinética química de las reacciones que preceden a la combustión, así como la naturaleza heterogénea de los propulsores sólidos mixtos. Al realizar experimentos, se toma el inicio de la ignición:

1.la primera aparición de una llama, registrada fotográficamente o por una fotocélula;

2.un cambio brusco en las lecturas del termopar;

3.arrastre de la masa de combustible.

Tabla 1.13

Características mecánicas de TRT

Las propiedades operativas de los combustibles sólidos están determinadas por sus características físicas, mecánicas (Tabla 1.13), termofísicas (Tabla 1.14), químicas, así como las características fisicoquímicas de los productos de combustión. Junto con la energía, la fuerza, los indicadores termofísicos, el combustible sólido para cohetes se caracteriza por la seguridad contra explosiones, la sensibilidad al impacto y la fricción, el grado de toxicidad y el humo de los productos de combustión, la capacidad de fabricación y el equipo, la estabilidad de las características físicas y químicas en todo el volumen del carga (especialmente en los límites) en todas las condiciones de funcionamiento.

Tabla 1.14

Características termofísicas de la TRT

1.3 ELEMENTOS ESTRUCTURALES CLAVE

Peso de lanzamiento del cohete metro, que tiene norte pasos, está relacionado con el rango máximo de vuelo L proporción aproximada metro,

donde metro- masa de la carga útil; / metro;I- el valor medio del impulso específico vacío; A y a son los coeficientes, cuyos valores en primera aproximación son A=407,a=1/3 a 300 km 6000 km; A \u003d 825, a \u003d 1/4 a 6000 km 12000 km.

Y en el rango L 500 normalmente n =1, en el rango de 500 km 5000 kmn =2, en el rango de 5000 km 12000 kmn =3.

Suministro de combustible relativo óptimo)).

Teniendo en cuenta las pérdidas de velocidad al vencer las fuerzas de gravedad y el paso de capas densas de la atmósfera en primera aproximación se llega a las relaciones ( norte=2; 3):

; =(1,08…1,12) ;

El tiempo de operación de la etapa está relacionado con la relación empuje-peso inicial dada norte t= (siempre que metro constante).

Para cada paso, de acuerdo con lo conocido y metro se encuentran los principales parámetros de diseño, que para los cohetes multietapa se consideran el diámetro de la etapa, la masa de combustible, la presión del motor, la relación de expansión de la tobera, la longitud de la parte supersónica, la longitud de la parte empotrada y el tiempo de operación (Tabla 1.15).

Tabla 1.15

Parámetros de las etapas de un cohete de varias etapas.

*D- diámetro del motor.

La participación de los motores representa el 80 ... 90% de la masa de todo el cohete sólido, y las características de diseño de los motores de cohetes de propulsante sólido determinan en gran medida el diseño del cohete y sus principales características técnicas. A su vez, las características de diseño de los motores cohete de combustible sólido están determinadas principalmente (Tabla 1.16):

la forma y diseño fundamental del casco;

la forma de la carga de combustible sólido, el método de su fijación en el cuerpo;

el número y disposición de las boquillas;

tipo y diseño de dispositivos para crear fuerzas de control;

dispositivo de corte de tracción.

1.3.1 CUERPO DE COHETE Y BOQUILLA

El cuerpo y la boquilla son una carcasa cilíndrica multibloque hueca (ver Fig. 1.1) o prefabricada de una sola sección (multisección), cerrada en los extremos por los fondos delantero y trasero. Los alojamientos también pueden tener una forma diferente, por ejemplo, esférica, elíptica. Los fondos se fabrican de una sola pieza con una parte cilíndrica y por separado. La estructura interna del casco está determinada por el diseño de la carga propulsora sólida.

Cuadro 1.16

Características de varios esquemas de motores de cohetes de propulsante sólido

Proyectiles de fuerza tipo "capullo" están hechos de un material compuesto por el método de bobinado en espiral en un mandril con la ejecución de los fondos junto con la parte cilíndrica de la carcasa.

El grosor de la cubierta del casco en los puntos de transición del fondo a la parte cilíndrica está determinado por la fórmula

donde R- presión máxima en el motor; D - diámetro interior de la parte cilíndrica de la carcasa; D- diámetro del orificio del poste; - resistencia a la tracción de la cinta de vidrio.

Se obtiene un cascarón cilíndrico de igual resistencia en = 2…3( D, donde es el espesor de las capas anulares; es el espesor de las capas espirales.

Espesor del fondo en la parte trasera.

donde es el ángulo de enrollamiento.

Las faldas de acoplamiento (ver Fig. 1.1) se hacen enrollando junto con el cuerpo, y las partes incrustadas de las bridas se enrollan en ellas. Los faldones de acoplamiento son parte de la estructura del cohete y deben soportar cargas combinadas: axial (compresión y flexión), cortante y torsión.

La parte cilíndrica de la carcasa de potencia se puede fabricar mediante el método de bobinado longitudinal-transversal en un mandril.

El grosor de la pared de la carcasa de la carcasa está determinado por la fórmula

D/(2), donde [ es la resistencia a la tracción de la fibra de vidrio (0,1 ... 1,1 GPa); norte- margen de seguridad (1,35 ... 1,5). Esta fórmula es válida cuando se aplica una capa de cintas longitudinales a dos capas de cintas circunferenciales.

Las carcasas de potencia se fabrican sin unidades con un engrosamiento en ambos extremos con su posterior mecanizado para preparar las uniones con fondos metálicos.

carcasas de metal

Se dividen en forma en cilíndricos, cónicos y esféricos, y según la tecnología de fabricación, en soldados (con costuras anulares, en espiral y longitudinales) y sin costura (laminados y sin costura).

Los armazones de carrocería combinados son armazones metálicos reforzados con una trenza exterior de fibras de vidrio u otros materiales de refuerzo de alta resistencia, que se fabrican con cierta tensión que crea tensión en la capa de trenzado antes de cargar el armazón. Si la trenza asume la mitad de la carga circunferencial que actúa sobre toda la cubierta cilíndrica, entonces la relación entre los espesores de la cubierta metálica y la trenza es óptima. En este caso, el grosor de la cubierta metálica se determina a partir de la condición de garantizar la resistencia en la dirección axial. D/4, y la resistencia insuficiente en la dirección circunferencial se compensa con una trenza con un espesor igual a D/4. En estas fórmulas, y son los esfuerzos permisibles en la cubierta metálica y la malla de refuerzo, respectivamente.

Las conexiones de los elementos estructurales se realizan con la ayuda de unidades especiales, cuyos requisitos principales son garantizar la resistencia y la estanqueidad de las uniones con un peso y dimensiones totales mínimos en relación con cada caso específico, teniendo en cuenta los materiales de los elementos conectados. y tipos de carga.

Con el mismo tipo de conexión desmontable, es posible una gran cantidad de modificaciones de los sellos anulares en la junta. El elemento principal de los sellos es un anillo de goma. Las dimensiones de los anillos de goma y las ranuras para ellos, así como las recomendaciones para el uso de anillos de sellado de goma, se proporcionan en los estándares industriales y de toda la Unión (GOST 9833-73).

V bloque de boquilla Los motores de cohetes de propulsante sólido pueden contener una cantidad diferente de boquillas: una (coaxial con el motor o girada con respecto al eje del motor en un ángulo de 90), dos (rotativas) o cuatro, así como 10 ... 20 inclinadas hacia el plano de tapa de tobera, por ejemplo, para proyectiles turborreactores (ver Fig. .1.2).

La tobera puede ser redonda y anular (estas últimas aún no han encontrado aplicación en motores de cohetes de combustible sólido).

El esquema de motor de cohete de propulsante sólido con una tobera central se caracteriza por las mejores características de energía-masa. Para acortar la longitud del motor, la boquilla se puede sellar en la carcasa (ver Fig. 1.1). En los motores de cohetes, en los que los motores de cohetes de propulsante sólido están ubicados cerca del centro del cohete, la entrada a la tobera se realiza en forma de tubería alargada. Las dimensiones totales de la boquilla de geometría variable en posición de trabajo superan las originales, como es la boquilla deslizante (Fig. 1.3).

Arroz. 1.3 Boquilla de expansión giratoria:

1 - terminación de la unidad; 2 - conducir; 3 - piezas deslizantes.

El esquema de múltiples boquillas permite organizar el control del cohete tanto en dos planos como en rollo. Sin embargo, en este caso, las condiciones para la entrada de productos de combustión en la boquilla empeoran y aumenta el arrastre de recubrimientos de protección térmica en la entrada de la boquilla y en el casquillo.

Los esquemas de diseño de motores de cohetes de propulsante sólido con una boquilla anular, cuyo cuerpo central móvil le permite ajustar el empuje, y con una boquilla de asiento (combustible sin metal), cuya sección exterior de la parte en expansión está formada por también se considera la parte inferior trasera del motor (la misma tobera con una sección mínima taponada sirve también como parte inferior delantera de la etapa inferior).

Consulte la Sección 1.3.5 para conocer las características de las toberas de corte de empuje para motores de cohetes de combustible sólido.

materiales Protección térmica Los motores de cohetes de propulsante sólido son composiciones isotrópicas y anisotrópicas artificiales que proporcionan aislamiento térmico de la estructura de soporte y arrastre previsto de la capa superficial.

Con cierto grado de convencionalidad, los materiales de protección térmica se pueden dividir en revestimientos, capas de aislamiento térmico y boquillas (Fig. 1.4). Los revestimientos proporcionan una resistencia dada de la primera capa de protección térmica del camino contra la destrucción cuando interactúa con un fluido de trabajo de dos fases; el material puede ser arrastrado a una velocidad predecible.

Las capas termoaislantes tienen una baja conductividad térmica, pero están sujetas a un arrastre significativo incluso a un bajo nivel de convección del fluido de trabajo.

Arroz. 1.4 Protección térmica:

CCCM - materiales compuestos de carbono-carbono; USP - carbono y fibra de vidrio; TZM - materiales de protección térmica; NO - materiales no orientados; O - materiales orientados.

Las boquillas de las partes finales de las boquillas realizan simultáneamente las funciones de protección térmica y la estructura de soporte. Dependiendo del nivel de exposición al flujo que lo rodea, el mismo material puede realizar las funciones de revestimiento y aislante. Por ejemplo, la geometría de la carga de un motor de cohete de propulsante sólido moderno con una tobera empotrada central elimina la ocurrencia de altas velocidades de flujo alrededor de los elementos del cuerpo, los materiales de protección térmica están sujetos principalmente al calentamiento por radiación. Luego, la protección térmica del cuerpo está hecha de materiales ligeros elásticos de baja conductividad térmica a base de cauchos y cauchos sin refuerzo mediante rellenos. Y para el diseño de cuatro toberas de motores de cohetes de propulsante sólido, como protección térmica de la tapa de la tobera expuesta a un chorro multifásico de alta velocidad desde el canal de carga, un material hecho de materiales reforzados con tela de asbesto o sílice sobre fenol- aglutinantes de formaldehído, que tienen suficiente resistencia a la erosión y un alto valor de densidad (hasta 1800 kg/m ).

En las estructuras multicapa, las capas termoaislantes se colocan entre la capa resistente a la erosión y el elemento protegido para minimizar la masa total de este conjunto (Fig. 1.5). Dependiendo del nivel del estado de tensión-deformación y la temperatura de los elementos, el aislante puede ser un material de protección térmica a base de caucho, así como carbono y fibra de vidrio de baja conductividad térmica. Los materiales de las capas de sellado y difusión de la carcasa del motor son simultáneamente aislantes cuando la estructura se calienta.

Arroz. 1.5 Elementos del recorrido de la boquilla:

1 - fibra de carbono utilizada como revestimiento; 2 - fibra de vidrio utilizada como aislante; 3 - aislante térmico hecho de TMZ.

Los materiales de revestimiento no metálicos son composiciones isotrópicas y anisotrópicas que consisten en un aglutinante (matriz) y un relleno. El carbono y la fibra de vidrio tienen un aglutinante orgánico y rellenos de tejido de carbono o sílice. Los detalles de la protección térmica de la trayectoria de la boquilla se obtienen presionando y enrollando. Presionando es posible obtener composites estratificados (anisotrópicos).

Los elementos de gran tamaño del conducto (casquillos de boquilla) se producen hilvanando cintas de relleno impregnadas con un aglutinante sobre mandriles, seguido de curado bajo presión y mecanizado.

Los grafitos se obtienen prensando una mezcla de brea de alquitrán de hulla (aglomerante) con arena de aceite (relleno) seguida de grafitización a T>2400K.

Los pirografitos se obtienen por deposición de carbono durante la descomposición del metano en la superficie del grafito en el rango de temperatura de 2373 ... 2673 K, y el pirografito en sus propiedades se acerca a las propiedades de un solo cristal; tiene una anisotropía aguda y valores extremos de conductividad térmica y otras características.

Los materiales compuestos de carbono-carbono (CCCM) tienen rellenos hechos de telas y fibras de carbono y grafito (incluido el tejido a granel) y una matriz de pirocarbono. Algunas piezas se obtienen por impregnación de una carga de carbón-grafito con un aglomerante de resinas orgánicas durante la carbonización de la pieza, y en atmósfera inerte a una temperatura de 1273 ...

Otras piezas se obtienen hilvanando o colocando cintas o fibras de grafito-carbono no impregnadas sobre un mandril, seguido de compactación con pirocarbono en un horno.

Las boquillas, las partes finales de las boquillas con enfriamiento por radiación, están hechas de aleaciones a base de molibdeno o niobio, que tienen un alto punto de fusión y suficientes propiedades de resistencia a la temperatura de equilibrio de la boquilla, y también pueden estar hechas de CCCM.

La condición de operabilidad puede tomarse como la condición de no destrucción de los elementos estructurales, y esta tarea de extrema dificultad se divide en dos más sencillas y en algunos casos independientes entre sí:

determinación de campos de temperatura en elementos de potencia;

determinación de tensiones y deformaciones en elementos bajo su fuerza de carga y comparación con valores permisibles para campos de temperatura conocidos.

Para la inserción, los elementos de los dispositivos de control del vector de empuje de los motores de cohetes de propulsante sólido expuestos al fluido de trabajo, las condiciones para el valor de deriva permisible son las restricciones. En algunos casos, se impone una restricción sobre la variación permisible en los espesores de la capa de materiales soplados.

1.3.2 CARGA DE COMBUSTIBLE SÓLIDO PARA COHETES

En la tecnología de cohetes se utilizan varias formas de cargas de propulsor sólido (Fig. 1.6, Tabla 1.17): aquellas que se queman principalmente en las superficies internas (las superficies que se deben evitar que se quemen se cubren con un compuesto de armadura o una capa protectora y de sujeción para sujetar la carga al cuerpo); quema en casi todas las superficies laterales, por ejemplo, piezas tubulares sin blindaje (Fig. 1.7); ardiendo desde el final.

Las cargas de propulsante sólido se fabrican utilizando la tecnología de moldeo por inyección, colada al vacío libre y el método de prensado continuo.

Una carga hecha por fundición se forma directamente en el cuerpo del motor de cohete de propulsante sólido, o en un marco especial, o por separado en un molde especial. La geometría de la superficie interna de la carga está formada por una aguja tecnológica colocada dentro de la caja.

Proceso tecnológico la fabricación de carga incluye la preparación de una mezcla de componentes en polvo, preparación de un aglutinante (vacío, mezcla de elementos líquidos, preparación de una mezcla de aglutinante con aluminio), preparación de una masa de combustible y formación de una carga, polimerización de una carga.

En la fabricación de cargas por moldeo por inyección se utilizan mezcladores continuos. La masa de combustible preparada en el mezclador se transporta por medio de tornillos sinfín al molde oa la carcasa del motor. La presión de la masa de combustible al comienzo del llenado, igual a 0.5 ... 1.0 MPa, aumenta cuando se sangra al final del llenado hasta 2 ... 4 MPa.

Arroz. 1.6 Formas de cargas propulsoras sólidas

a- a cuadros múltiples; B– telescópico; v- con un canal en forma de estrella; GRAMO- con un canal en forma de rueda; D– acabar con la quema; mi- cilíndrico; bien- ranurado.

Con la colada libre, la preparación de los componentes líquidos y el desplazamiento de la masa combustible se realizan en mezcladores separados, luego la masa se vierte en el molde o cuerpo con un vacío preliminar creado en él.

El proceso de polimerización se realiza bajo una presión de 3...8 MPa, dependiendo del diseño de la carga y del motor a una temperatura de 40...80 C durante 15...25 días. Después de la polimerización, se retira la aguja tecnológica, que determina la configuración interna de la carga. La tecnología de inyección permite crear una estructura de carga a partir de varios combustibles (diferentes velocidades de combustión, temperaturas de combustión, etc.).

Las cargas se fabrican mediante el método de prensado continuo con la ayuda de una barrena, que empuja la masa de combustible a través del molde, que forma las formas de la sección transversal exterior e interior de la carga, después de lo cual se cura la carga.

La carga formada al verterse directamente en la carcasa y adherida a la superficie interna de la carcasa se denomina carga de combustible sólido ligada (ver Fig. 1.1).

La carga que se va a pegar está prefabricada y luego se pega en la carcasa del motor. La producción de una carga pegada se lleva a cabo en un molde de paredes gruesas con un diámetro interior algo menor que el de la caja.

Arroz. 1.7 Formas de las secciones transversales de las cargas de combustión en todos los sentidos

a- damas de un solo canal; B– multicanal; v- sin canales.

Cuadro 1.17

Características de las cargas de diversas formas.

Tabla 1.18

Parámetros de carga del canal de estrellas

Una carga hecha por separado y libremente incrustada en la carcasa del motor se llama carga suplementaria (Fig. 1.8). Antes de la llegada de los combustibles mixtos, la única forma de equipar era apilar cargas sueltas en la carcasa del motor. Parte de la superficie de carga está blindada.

Los principales requisitos para el revestimiento de la armadura son los siguientes:

compatibilidad química y física con TPT y estabilidad en condiciones de operación;

buena adherencia a la superficie de carga;

alta resistencia a la erosión;

baja conductividad térmica;

bajo nivel de formación de humo (en el caso de combustible balístico).

En una carga de disparos múltiples (ver Fig. 1.6, a), el número de fichas que proporcionan la densidad de carga más alta es norte= 1 + 3(I+I), donde yo 0.714

El diseño de la carga de las últimas etapas de los misiles balísticos debe brindar la posibilidad de detener el motor en cualquier momento durante el vuelo en un rango determinado de rangos. Es necesario que en el momento en que se alcance la velocidad correspondiente al rango mínimo, los orificios del sistema de corte de empuje se comuniquen con el volumen libre de la cámara de combustión del motor cohete de propulsante sólido. Para este propósito, se pueden proporcionar canales especiales en el cargo.

Según los requisitos operativos de los motores de cohetes de propulsante sólido, la forma de carga y propiedades mecánicas propulsor sólido, se selecciona el método de fijación de la carga en la carcasa de propulsor sólido.

La ventaja de una carga ligada es que no hay un revestimiento de protección contra el calor en la mayor parte de la superficie interna, y esto contribuye a aumentar la densidad de llenado. Las paredes de la caja están parcialmente cargadas por la presión interna con una carga en etapa inicial operación de motores de cohetes de propulsante sólido No hay motores especiales de conexión de carga en el motor.

Con colocación libre de la carga, un dispositivo para fijar la carga en forma de diafragmas (Fig. 1.9), soportes radiales y sellos anulares ubicados en el espacio entre la pared aislada térmicamente de la carcasa del motor y la superficie blindada de la carga (ver Fig. 1.8) se introduce en el caso. El sistema de sujeción de la carga debe proporcionar una fijación fuerte y confiable cuando la carga está sujeta a sobrecargas y vibraciones longitudinales y transversales. El diseño de la fijación no debe provocar tensiones locales elevadas en la carga, que pueden dañar su integridad, provocar la destrucción local de la carga, lo que provoca una distorsión del diagrama de presión y una disminución de la combustión completa del combustible.

Arroz. 1.8 Carga libremente encerrada y sus puntos de fijación en el caso:

A- nodo frontal; B- nodo trasero.

Los diafragmas están diseñados para fijar de forma segura la carga de combustible sólido en la carcasa y al mismo tiempo sirven como rejilla que proporciona una mejor combustión de la carga y la combustión completa de sus partículas en la cámara de combustión sin expulsarlas del motor.

Un soporte radial para una carga propulsora sólida puede consistir en una serie de elementos o tiras de soporte de paredes delgadas que se encuentran en un círculo entre la carga y la pared de la carcasa; los elementos de soporte se apoyan elásticamente contra la pared de la caja y la carga, soportando esta última en toda su longitud. El soporte radial también se puede hacer en forma de tiras elásticas planas, que se insertan en el espacio con pretensado.

Arroz. 1.9 Diafragmas:

a- para la fijación de cargos multi-checker; B- para sujetar una carga de un solo disparo.

UN POCO DE TEORIA Del curso de física de la escuela (la ley de conservación de la cantidad de movimiento) se sabe que si una masa m se separa de un cuerpo en reposo con una masa M con una velocidad V, entonces el resto del cuerpo masa M-m se moverá con velocidad m/(M-m) x V en la dirección opuesta. Esto quiere decir que cuanto mayor sea la masa desechada y su velocidad, mayor será la velocidad adquirida por el resto de la masa, es decir mayor será la fuerza que la pone en movimiento. Para el funcionamiento de un motor cohete (RD), así como cualquier motor a reacción, se necesita una fuente de energía (combustible), un fluido de trabajo (RT) que asegure la acumulación de la energía de la fuente, su transferencia y transformación), un dispositivo en el que la energía se transfiere al RT y un dispositivo en el que la energía interna RT se convierte en la energía cinética del chorro de gas y se transfiere al cohete en forma de empuje. Se conocen combustibles químicos y no químicos: en los primeros (motores cohete de propulsión líquida - LRE y motores cohete de propulsión sólida - motores cohete de propulsión sólida) la energía necesaria para el funcionamiento del motor se libera como consecuencia de reacciones químicas, y los productos gaseosos formados en este proceso sirven como fluido de trabajo, en este último para calentar el fluido de trabajo Los cuerpos usan otras fuentes de energía (por ejemplo, energía nuclear). La eficiencia del RD, así como la eficiencia del combustible, se mide por su impulso específico. Impulso de empuje específico (empuje específico), definido como la relación entre la fuerza de empuje y el segundo caudal másico del fluido de trabajo. Para LRE y motores de cohetes de propulsante sólido, el consumo del fluido de trabajo coincide con el consumo de combustible, y el impulso específico es el recíproco del consumo específico de combustible. El impulso específico caracteriza la eficiencia del RD: cuanto más grande es, menos combustible (en el caso general, el fluido de trabajo) se gasta para crear una unidad de empuje. En el sistema SI, el impulso específico se mide en m/seg y prácticamente coincide en magnitud con la velocidad del chorro. V sistema técnico unidades (su otro nombre es MKGSS, que significa: Metro - KiloGramo Fuerza - Segundo), muy utilizado en la URSS, el kilogramo de masa era una unidad derivada y se definía como la masa a la que una fuerza de 1 kgf imparte una aceleración de 1 m/s por seg. Se le llamó "unidad técnica de masa" y ascendió a 9,81 kg. Tal unidad era inconveniente, por lo que se usaba el peso en lugar de la masa, la gravedad específica en lugar de la densidad, etc. En la tecnología de cohetes, al calcular el impulso específico, también se utilizó el consumo de combustible no en masa sino en peso. Como resultado, el impulso específico (en el sistema MKGSS) se midió en segundos (es 9,81 veces menor en magnitud que el impulso específico de "masa"). El valor del impulso específico del RD es inversamente proporcional a la raíz cuadrada del peso molecular del fluido de trabajo y directamente proporcional a la raíz cuadrada de la temperatura del fluido de trabajo frente a la boquilla. La temperatura del fluido de trabajo está determinada por el poder calorífico del combustible. Su valor máximo para el par berilio+oxígeno es de 7200 kcap/kg. que limita el valor del impulso específico máximo del LRE a no más de 500 seg. El valor del impulso específico depende de la eficiencia térmica del RD: la relación entre la energía cinética impartida en el motor al fluido de trabajo y el poder calorífico total del combustible. La conversión del poder calorífico del combustible en la energía cinética del chorro de salida en el motor ocurre con pérdidas, ya que parte del calor se lleva con el fluido de trabajo saliente y la parte no se libera en absoluto debido a la combustión incompleta de el combustible. Los motores Electrojet tienen el impulso específico más alto. Para un motor de propulsión eléctrica de plasma, alcanza los 29000 seg. El impulso máximo de los motores rusos RD-107 en serie es de 314 segundos, las características del RD están determinadas en un 90% por el combustible utilizado. Combustible para cohetes: una sustancia (una o más) que es una fuente de energía y RT para RD. Debe cumplir con los siguientes requisitos básicos: debe tener un alto impulso específico, alta densidad, el estado agregado requerido de los componentes en condiciones de operación, debe ser estable, seguro de manipular, no tóxico, compatible con materiales estructurales, tener materia prima materiales, etc. El motor propulsor funciona con combustible químico. La principal característica de energía (sp. pulso) está determinada por la cantidad de calor liberado (valor calorífico del combustible) y la composición química de los productos de reacción, que determina la conversión completa de la energía térmica en energía cinética del flujo ( cuanto menor es el peso molecular, mayor es el pulso sp.). Según el número de componentes almacenados por separado, los propulsores químicos de cohetes se dividen en uno (unitario), dos, tres y componentes múltiples, según el estado agregado de los componentes: líquido, sólido, híbrido, pseudo- líquidos, gelatinosos. Combustibles de un solo componente: compuestos como la hidracina N 2 H 4, el peróxido de hidrógeno H 2 O 2 en la cámara RD se descomponen con la liberación un número grande calor y productos gaseosos, tienen propiedades de baja energía. Por ejemplo, el peróxido de hidrógeno al 100 % tiene un pulso de 145 s. y se utiliza como combustible auxiliar para los sistemas de control y orientación, la turbobomba acciona RD. Los combustibles en gel son combustibles generalmente espesados ​​con sales de ácidos orgánicos macromoleculares o aditivos especiales (raramente un agente oxidante). Se consigue un aumento del impulso específico de los combustibles para cohetes añadiendo polvos metálicos (Al, etc.). Por ejemplo, "Saturn-5" quema 36 toneladas durante el vuelo. polvo de aluminio Los combustibles líquidos y sólidos de dos componentes han recibido la mayor aplicación. COMBUSTIBLE LÍQUIDO Un combustible líquido de dos componentes consta de un comburente y un combustible. Se imponen los siguientes requisitos específicos a los combustibles líquidos: el rango de temperatura más amplio posible del estado líquido, la idoneidad de al menos uno de los componentes para enfriar líquido RD (estabilidad térmica, alto punto de ebullición y capacidad calorífica), la posibilidad de obtener generador gas de los componentes principales alto rendimiento, la mínima viscosidad de los componentes y su baja dependencia de la temperatura. Para mejorar las características, se introducen varios aditivos en la composición del combustible (metales, por ejemplo, Be y Al para aumentar el impulso específico, inhibidores de corrosión, estabilizadores, activadores de ignición, sustancias que reducen el punto de congelación). Se utiliza como combustible queroseno (fracciones de nafta-queroseno y queroseno-gasoil con un rango de ebullición de 150-315°C), hidrógeno líquido, metano líquido (CH 4), alcoholes (etilo, furfurilo); hidrazina (N 2 H 4), y sus derivados (dimetilhidrazina), amoníaco líquido (NH 3), anilina, metil-, dimetil- y trimetilaminas, etc. Se utilizan como agentes oxidantes: oxígeno líquido, ácido nítrico concentrado (HNO 3), tetróxido de nitrógeno (N 2 O 4), tetranitrometano; flúor líquido, cloro y sus compuestos con oxígeno, etc. Cuando se introducen en la cámara de combustión, los componentes del combustible pueden encenderse espontáneamente (ácido nítrico concentrado con anilina, tetróxido de nitrógeno con hidracina, etc.) o no. El uso de propulsores autoencendidos simplifica el diseño del RD y permite realizar lanzamientos reutilizables de la forma más sencilla. Los pares hidrógeno-flúor (412s), hidrógeno-oxígeno (391s) tienen el impulso específico máximo. Desde el punto de vista de la química, el agente oxidante ideal es el oxígeno líquido. Fue utilizado en los primeros misiles balísticos de la FAA, sus copias estadounidenses y soviéticas. Pero su punto de ebullición (-183 0 C) no convenía a los militares. El rango de temperatura de funcionamiento requerido es de -55 0 C a +55 0 C. El ácido nítrico, otro agente oxidante obvio para los motores de cohetes, se adaptaba más a los militares. Tiene una alta densidad, bajo costo, se produce en grandes cantidades , lo suficientemente estable, incluso a altas temperaturas, a prueba de fuego y explosión. Su principal ventaja sobre el oxígeno líquido es su alto punto de ebullición y, en consecuencia, su capacidad para almacenarse indefinidamente sin ningún tipo de aislamiento térmico. Pero el ácido nítrico es una sustancia tan agresiva que reacciona continuamente consigo mismo: los átomos de hidrógeno se separan de una molécula de ácido y se unen a las vecinas, formando agregados frágiles pero extremadamente activos químicamente. Incluso los grados más resistentes de acero inoxidable son destruidos lentamente por el ácido nítrico concentrado (como resultado, se forma una “gelatina” verdosa espesa, una mezcla de sales metálicas, en el fondo del tanque). Para reducir la corrosividad, se comenzaron a agregar varias sustancias al ácido nítrico; solo el ácido fluorhídrico (hidrofluórico) al 0,5% reduce diez veces la tasa de corrosión del acero inoxidable. Se agrega dióxido de nitrógeno (NO 2) al ácido para aumentar el impulso. Es un gas marrón con un olor acre. Cuando se enfría por debajo de 21 0 C, se licua y se forma tetróxido de nitrógeno (N 2 O 4) o tetróxido de nitrógeno (AT). A presión atmosférica, AT hierve a una temperatura de +21 0 С y se congela a –11 0 С. El gas consiste principalmente en moléculas de NO 2, el líquido consiste en una mezcla de NO 2 y N 2 O 4, y solo quedan moléculas de tetróxido en el sólido. Entre otras cosas, la adición de AT al ácido une el agua que ingresa al oxidante, lo que reduce la actividad corrosiva del ácido, aumenta la densidad de la solución, alcanzando un máximo de 14% de AT disuelto. Esta concentración fue utilizada por los estadounidenses para sus misiles de combate. Lo nuestro para sacarle el máximo partido. el pulso usó una solución de AT al 27%. Tal oxidante recibió la designación AK-27. Paralelamente a la búsqueda del mejor comburente, hubo una búsqueda del combustible óptimo. El primer combustible ampliamente utilizado fue el alcohol (etílico), que se utilizó en los primeros cohetes soviéticos R-1, R-2, R-5 ("legado" de FAU-2). Además de los indicadores de baja energía, los militares obviamente no estaban satisfechos con la baja resistencia del personal al "envenenamiento" por dicho combustible. Los militares estaban más satisfechos con el producto de la destilación del petróleo, pero el problema era que ese combustible no se enciende espontáneamente cuando entra en contacto con el ácido nítrico. Esta desventaja fue superada por el uso de combustible de arranque. Su composición fue encontrada por científicos de cohetes alemanes durante la Segunda Guerra Mundial, y se llamó "Tonka-250" (en la URSS se llamó TG-02). Las sustancias que contienen nitrógeno además de carbono e hidrógeno se encienden mejor con ácido nítrico. Tal sustancia con características de alta energía fue la hidracina (N 2 H 4). Por propiedades físicas es muy similar al agua (la densidad es varios por ciento más alta, el punto de congelación es de +1,5 0 C, el punto de ebullición es de +113 0 C, la viscosidad y todo lo demás es como la del agua). Pero los militares no estaban satisfechos con la alta temperatura de congelación (superior a la del agua). La URSS desarrolló un método para producir dimetilhidrazina asimétrica (UDMH), mientras que los estadounidenses utilizaron un proceso más simple para producir monometilhidrazina. Ambos líquidos eran extremadamente venenosos, pero menos explosivos, absorbían menos vapor de agua y eran térmicamente más estables que la hidracina. Pero el punto de ebullición y la densidad son más bajos en comparación con la hidracina. A pesar de algunas deficiencias, el nuevo combustible se adaptó bastante bien tanto a los diseñadores como a los militares. UDMH también tiene otro nombre "no clasificado": "heptil". El "Aerozine-50" utilizado por los estadounidenses en sus cohetes líquidos es una mezcla de hidracina y UDMH, que fue el resultado de la invención de un proceso tecnológico en el que se obtenían simultáneamente. Después de que los misiles balísticos comenzaron a colocarse en las minas, en un contenedor sellado con un sistema de control de temperatura, se redujeron los requisitos para el rango de temperatura de funcionamiento del combustible para cohetes. como resultado de Ácido nítrico se negó, cambiando a AT puro, que también recibió un nombre no clasificado: "amil". La presión de sobrealimentación en los tanques elevó el punto de ebullición a un valor aceptable. La corrosión de tanques y tuberías con el uso de AT disminuyó tanto que fue posible mantener el cohete reabastecido durante todo el período de servicio de combate. Los primeros misiles que utilizaron AT como oxidante fueron el UR-100 y el pesado R-36. Podrían permanecer reabastecidos de combustible hasta por 10 años seguidos. Las principales características de los combustibles líquidos de dos componentes con una relación óptima de componentes (presión en la cámara de combustión, 100 kgf/cm2, en la salida de la boquilla 1 kgf/cm2) Combustible comburente, kcal/kg de combustión, K s Nitrógeno Queroseno 1460 1,36 2980 313 k-ta (98%) TG-02 1490 1,32 3000 310 Anilina (80%) + furfuril 1420 1,39 3050 313 alcohol (20%) Oxígeno Alcohol (94%) 2020 0,39 3300 255 (Líquido) Hidrógeno l. 0,32 3250 391 Queroseno 2200 1,04 3755 335 UDMH 2200 1,02 3670 344 Hidracina 1,07 3446 346 Amoníaco l. 0,84 3070 323 AT Queroseno 1550 1,27 3516 309 UDMH 1,195 3469 318 Hidracina 1,23 3287 322 Flúor Hidrógeno l. 0,62 4707 412 (líquido) Hidracina 2230 1,31 4775 370 * la relación de la masa total del comburente y el combustible a su volumen. COMBUSTIBLE SÓLIDO El propulsor sólido se subdivide en propulsor balístico comprimido (polvos de nitroglicerina), que es una mezcla homogénea de componentes (que no se utiliza en los potentes motores de cohetes modernos) y propulsor mixto, que es una mezcla heterogénea de oxidante, aglutinante de combustible (que facilita la formación de un bloque de combustible monolítico) y varios aditivos (plastificante, polvos de metales y sus hidruros, endurecedor, etc.). Las cargas propulsoras sólidas se fabrican en forma de bloques de canales que se queman en la superficie exterior o interior. Los principales requisitos específicos de los combustibles sólidos son: la uniformidad de la distribución de los componentes y, en consecuencia, la constancia de las propiedades fisicoquímicas y energéticas en el bloque, la estabilidad y regularidad de la combustión en la cámara RD, así como un conjunto de condiciones físicas y propiedades mecánicas que aseguran el desempeño del motor en condiciones de sobrecargas, temperatura variable, vibraciones. Según el impulso específico (alrededor de 200 s.), el combustible sólido es inferior al combustible líquido, porque debido a la incompatibilidad química, no siempre es posible utilizar componentes energéticamente eficientes en combustibles sólidos. La desventaja de los combustibles sólidos es su susceptibilidad al "envejecimiento" (un cambio irreversible en las propiedades debido a los procesos químicos y físicos que ocurren en los polímeros). Los científicos estadounidenses de cohetes abandonaron rápidamente el combustible líquido y prefirieron el combustible mixto sólido para los misiles de combate, cuyo trabajo en los Estados Unidos se había llevado a cabo desde mediados de los años 40, lo que lo hizo posible ya en 1962. para adoptar el primer ICBM de propulsor sólido "Minuteman-1". En nuestro país, la investigación a gran escala comenzó con un retraso significativo. Decreto de 20 de noviembre de 1959. Se previó crear un cohete RT-1 de tres etapas con motores de cohete sólido (RDTT) y un alcance de 2500 km. Como en ese momento no existían prácticamente bases científicas, tecnológicas y de producción de cargas mixtas, no había alternativa al uso de propulsores balísticos sólidos. El diámetro máximo permitido de los cartuchos de polvo producidos por el método de prensado continuo no superó los 800 mm. Por lo tanto, los motores de cada etapa tenían un diseño de paquete de 4 y 2 bloques en la primera y segunda etapa, respectivamente. La carga de pólvora suelta se quemó a lo largo del canal cilíndrico interior, los extremos y la superficie de 4 ranuras longitudinales ubicadas en la parte frontal de la carga. Tal forma de la superficie de combustión proporcionó el diagrama de presión requerido en el motor. El cohete tenía características insatisfactorias, por ejemplo, con un peso de lanzamiento de 29,5 toneladas. El Minuteman-1 tenía un alcance máximo de 9300 km, mientras que para el RT-1 estas características eran, respectivamente, de 34 toneladas. y 2400km. La razón principal del retraso del cohete RT-1 fue el uso de pólvora balística. Para crear un ICBM de propulsor sólido, con características cercanas al Minuteman-1, fue necesario utilizar propulsores mixtos que proporcionen mayor energía y mejores características de masa de los motores y del cohete en su conjunto. en abril de 1961 se emitió un Decreto Gubernativo sobre el desarrollo de misiles balísticos intercontinentales sobre combustible sólido - RT-2, se realizó una reunión introductoria y se elaboró ​​el programa Nylon-S para el desarrollo de combustibles mixtos con un impulso de pulso de 235 s. Se suponía que estos propulsores harían posible la fabricación de cargas de hasta 40 toneladas. método de fundición en la carcasa del motor. A finales de 1968 el cohete se puso en servicio, pero requirió mejoras adicionales. Por lo tanto, el combustible mixto se moldeaba en moldes separados, luego la carga se colocaba en el cuerpo y el espacio entre la carga y el cuerpo se llenaba con un aglutinante. Esto creó ciertas dificultades en la fabricación del motor. El cohete RT-2P tenía un propulsor sólido PAL-17/7 a base de caucho de butilo, que tiene alta ductilidad, no tiene envejecimiento ni agrietamiento notables durante el almacenamiento, mientras que el combustible se vertía directamente en la caja del motor, luego se polimerizaba y se superficies de combustión de carga requeridas moldeadas. En términos de rendimiento de vuelo, el RT-2P se acercó al misil Minuteman-3. Los combustibles mixtos a base de perclorato de potasio y polisulfuro fueron los primeros en ser ampliamente utilizados en motores de cohetes de combustible sólido. Un aumento significativo en los latidos. El impulso del motor de cohete de propulsor sólido se produjo después de que se usó perclorato de amonio en lugar de perclorato de potasio, y en lugar de polisulfuro, poliurstano, y luego polibutadieno y otros cauchos, y se introdujo combustible adicional en el combustible: aluminio en polvo. Casi todos los motores de cohetes de propulsante sólido modernos contienen cargas hechas de polímeros de perclorato de amonio, aluminio y butadieno (CH 2 =CH-CH=CH 2). La carga terminada parece goma dura o plástico. Se somete a un cuidadoso control de la continuidad y uniformidad de la masa, fuerte adherencia del combustible al casco, etc. Las grietas y los poros en la carga, así como las delaminaciones del cuerpo, son inaceptables, ya que pueden provocar un aumento no deseado del empuje del propulsor sólido (debido a un aumento en la superficie de combustión), quemaduras del cuerpo e incluso explosiones. La composición característica del combustible mixto utilizado en los potentes motores de cohetes de combustible sólido modernos: oxidante (generalmente perclorato de amonio NH 4 C1O 4) 60-70%, aglutinante de combustible (caucho de butilo, cauchos de nitrilo, polibutadienos) 10-15%, plastificante 5 -10%, metal (polvos de Al, Be, Mg y sus hidruros) 10-20%, endurecedor 0,5-2,0% y catalizador de combustión 0,1-1,0% y combustible dibásico modificado o dibásico mezclado. En composición, es intermedio entre el dibásico balístico habitual (polvos de base dual, polvos sin humo en los que dos componentes principales: nitrocelulosa, con mayor frecuencia en forma de piroxilina, y un solvente no volátil, con mayor frecuencia nitroglicerina) como combustible y mezclado. El combustible mixto de base dual generalmente contiene perclorato de amonio cristalino (oxidante) y aluminio en polvo (combustible) unidos por una mezcla de nitrocelulosa y nitroglicerio. Aquí hay una composición típica de un combustible de base dual modificado: perclorato de amonio - 20,4%, aluminio - 21,1%, nitrocelulosa - 21,9%, nitroglicerina - 29,0%, triacetina (disolvente) - 5,1%, estabilizadores - 2,5%. A la misma densidad que el combustible de polibutadieno mixto, el combustible de dos bases modificado se caracteriza por un impulso específico ligeramente mayor. Sus desventajas son una mayor temperatura de combustión, alto costo, mayor explosividad (tendencia a la detonación). Para aumentar el impulso específico, se pueden introducir oxidantes cristalinos altamente explosivos, como el hexógeno, en combustibles de base dual modificados y mixtos. COMBUSTIBLE HÍBRIDO En un combustible híbrido, los componentes se encuentran en diferentes estados de agregación. Los combustibles pueden ser: productos de petróleo solidificados, N 2 H 4, polímeros y sus mezclas con polvos - Al, Be, BeH 2, LiH 2, agentes oxidantes - HNO 3, N 2 O 4, H 2 O 2, FC1O 3, C1F 3, O 2 , F 2 , DE 2 . Por impulso especifico estos combustibles ocupan una posición intermedia entre los líquidos y los sólidos. Los combustibles tienen el impulso específico máximo: BeH 2 -F 2 (395s), VeH 2 -H 2 O 2 (375s), VeH 2 -O 2 (371s). El combustible híbrido desarrollado por la Universidad de Stanford y la NASA se basa en parafina. No es tóxico y es respetuoso con el medio ambiente (durante la combustión, solo forma dióxido de carbono y agua), su empuje se regula en un amplio rango y también es posible reiniciar. El motor tiene un dispositivo bastante simple, se bombea un oxidante (oxígeno gaseoso) a través de un tubo de parafina ubicado en la cámara de combustión, durante el encendido y el calentamiento adicional, la capa superficial del combustible se evapora, apoyando la combustión. Los desarrolladores lograron lograr una alta tasa de combustión y así resolver el problema principal que anteriormente obstaculizaba el uso de tales motores en cohetes espaciales. Buenas perspectivas puede tener el uso de combustible metálico. Uno de los metales más adecuados para este fin es el litio. Al quemar 1 kg. Este metal libera 4,5 veces más energía que cuando el queroseno se oxida con oxígeno líquido. Solo el berilio puede presumir de mayor poder calorífico. Se han publicado patentes estadounidenses para combustible sólido para cohetes que contiene entre un 51 y un 68 % de litio metálico.

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