Просмотр кода страницы Жидкостный ракетный двигатель

=== Компоненты топлива ===
Выбор компонентов топлива является одним из важнейших решений при проектировании ЖРД, предопределяющий многие особенности конструкции двигателя и последующие технические решения. Поэтому выбор топлива для ЖРД выполняется при всестороннем рассмотрении назначения двигателя и ракеты, на которой он устанавливается, условий их работы, технологии производства, хранения, доставки к месту запуска {{s|и т. п.}}

Одним из важнейших показателей, характеризующих сочетание компонентов, является [[удельный импульс]], который имеет особенно важное значение при проектировании ракет-носителей космических аппаратов, так как от него в сильнейшей степени зависит соотношение массы топлива и полезного груза, а следовательно, размеры и масса всей ракеты (см. [[Формула Циолковского|Формулу Циолковского]]), которые при недостаточно высоком значении удельного импульса могут оказаться неосуществимыми. В следующей таблице приведены основные показатели некоторых сочетаний компонентов жидкого топлива.

{| class="wikitable sortable"
|+ Характеристики пар двухкомпонентного топлива<ref>Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. Камеры / Д. И. Завистовский, В. В. Спесивцев. Учеб. пособие. — Харьков: Национальный аэрокосмический университет «Харьковский авиационный институт», 2006. — 122 с.</ref>
! Окислитель
! Горючее
! Усреднённая плотность<br> топлива<ref>Усреднённая плотность топлива рассчитывается как суммарная масса компонентов, отнесённая к их суммарному объёму.</ref>, г/см³
! Температура в камере<br> сгорания, К
! Пустотный удельный<br> импульс, с
|-
| [[LOX|Кислород]]
| [[LH2|Водород]]
| 0,3155
| 3250
| 428
|-
| [[LOX|Кислород]]
| [[Керосин]]
| 1,036
| 3755
| 335
|-
| [[LOX|Кислород]]
| [[Несимметричный диметилгидразин]]
| 0,9915
| 3670
| 344
|-
| [[LOX|Кислород]]
| [[Гидразин]]
| 1,0715
| 3446
| 346
|-
| [[LOX|Кислород]]
| [[Аммиак]]
| 0,8393
| 3070
| 323
|-
| [[Тетраоксид диазота]]
| [[Керосин]]
| 1,269
| 3516
| 309
|-
| [[Тетраоксид диазота]]
| [[Несимметричный диметилгидразин]]
| 1,185
| 3469
| 318
|-
| [[Тетраоксид диазота]]
| [[Гидразин]]
| 1,228
| 3287
| 322
|-
| [[Фтор]]
| [[LH2|Водород]]
| 0,621
| 4707
| 449
|-
| [[Фтор]]
| [[Гидразин]]
| 1,314
| 4775
| 402
|-
| [[Фтор]]
| [[Пентаборан]]
| 1,199
| 4807
| 361
|}

Помимо [[удельный импульс|удельного импульса]] при выборе компонентов топлива решающую роль могут сыграть и другие показатели свойств топлива, в том числе:
* '''[[Плотность]]''', влияющая на размеры баков компонентов. Как следует из таблицы, водород является горючим, с самым большим удельным импульсом (при любом окислителе), однако он обладает крайне низкой плотностью. Поэтому первые (самые большие) ступени ракет-носителей обычно используют другие (менее эффективные, но более плотные) виды горючего, например керосин, что позволяет уменьшить размеры первой ступени до приемлемых. Примерами такого подхода служат ракета «[[Сатурн-5]]», первая ступень которой использует компоненты [[кислород]]/[[керосин]], а 2-я и 3-я ступени — кислород/[[водород]], и система «[[Спейс шаттл]]», в которой в качестве первой ступени использованы твердотопливные ускорители.
* '''[[Температура кипения]]''', которая может накладывать серьёзные ограничения на условия эксплуатации ракеты. По этому показателю компоненты жидкого топлива подразделяют на криогенные — охлаждённые до крайне низких температур сжиженные газы, и высококипящие — жидкости, имеющие температуру кипения выше {{s|0 °C}}.
** '''Криогенные''' компоненты не могут долго храниться и перемещаться на большие расстояния, поэтому они должны производиться (по крайней мере сжижаться) на специальных энергоёмких производствах, находящихся в непосредственной близости от места запуска, что делает невозможным применение подвижной пусковой установки. Помимо этого, криогенные компоненты обладают и другими физическими свойствами, предъявляющими дополнительные требования к их использованию. Например, наличие даже незначительного количества воды или водяного пара в ёмкостях со сжиженными газами приводит к образованию очень твёрдых кристаллов льда, которые при попадании в топливную систему ракеты воздействуют на её части как абразивный материал и могут стать причиной тяжёлой аварии. За время многочасовой подготовки ракеты к запуску на ней намерзает большое количество инея, превращающегося в лёд, и падение его кусков с большой высоты представляет опасность для персонала, занятого в подготовке, а также для самой ракеты и пускового оборудования. Сжиженные газы после заправки ими ракеты начинают испаряться, и до самого запуска их нужно непрерывно пополнять через специальную систему подпитки. Избыток газа, образующегося при испарении компонентов, необходимо отводить таким образом, чтобы окислитель не смешивался с горючим, образуя взрывчатую смесь.
** '''Высококипящие''' компоненты гораздо удобнее при перемещении, хранении и действиях с ними, поэтому в 1950-е годы они вытеснили криогенные компоненты из области военного ракетостроения. В дальнейшем эта область всё в большей степени стала заниматься твёрдым топливом. Но при создании космических носителей криогенные топлива пока сохраняют своё положение за счёт высокой энергетической эффективности, а для выполнения манёвров в космическом пространстве, когда топливо должно сохраняться в баках месяцами, а то и годами, наиболее приемлемыми являются высококипящие компоненты. Иллюстрацией такого «разделения труда» могут служить ЖРД, задействованные в проекте «[[Аполлон (космический аппарат)|Аполлон]]»: все три ступени ракеты-носителя «[[Сатурн-5]]» используют криогенные компоненты, а двигатели лунного корабля, предназначенные для коррекции траектории и для манёвров на окололунной орбите, — высококипящие [[несимметричный диметилгидразин]] и [[тетраоксид диазота]].
* '''Химическая агрессивность'''. Этим качеством обладают все окислители. Поэтому наличие в баках, предназначенных для окислителя, даже незначительных количеств органических веществ (например, жировых пятен, оставленных человеческими пальцами) может вызвать возгорание, вследствие которого может загореться материал самого бака (алюминий, магний, титан и железо очень быстро горят в среде ракетного окислителя). Из-за агрессивности окислители, как правило, не применяются в качестве теплоносителей в системах охлаждения ЖРД, а в [[Газогенератор (ракетостроение)|газогенераторах]] ТНА, для снижения тепловой нагрузки на турбину, рабочее тело перенасыщается горючим, а не окислителем. При низких температурах жидкий кислород является, пожалуй, самым безопасным окислителем, потому что иные окислители, такие как [[тетраоксид диазота]] или концентрированная [[азотная кислота]], вступают в реакцию с металлами, и хотя они являются высококипящими окислителями, которые могут подолгу храниться при нормальной температуре, время службы баков, в которых они находятся, ограничено.
* '''Ядовитость''' компонентов топлива и продуктов их горения является серьёзным ограничителем их использования. Например, [[фтор]], как следует из таблицы выше, как окислитель более эффективен, чем [[кислород]], однако в паре с [[водород]]ом он образует [[фтороводород]] — вещество крайне ядовитое и агрессивное, и выброс нескольких сотен, тем более тысяч тонн такого продукта сгорания в атмосферу при запуске большой ракеты сам по себе стал бы крупной [[катастрофа|техногенной катастрофой]] даже при удачном запуске. А в случае аварии и разлива такого количества этого вещества ущерб не поддаётся учёту. Поэтому фтор не применяется в качестве компонента топлива. Ядовиты также и тетраоксид азота, азотная кислота и несимметричный диметилгидразин. В настоящее время предпочитаемым (с экологической точки зрения) окислителем является кислород, а горючим — водород, за которым следует керосин.