СИЛА И СЛАБОСТЬ ХИМИИ 4


*) Реферативный журнал «Космические исследования», 1967, реф. 11.62.314

) Space/Aeronautics, I, 1963; возможны также и смеси фтора с кислородом («Вопросы ракетной техники», № 4, 1967), предложенные впервые в Газодинамической лаборатории в 1933 г.

) ARS Journal, 1962, № 3.

) Astronautics, VI, 1960.

) Journal of Space Flight, II, 1956. ) Astronautics, VIII, 1960.

По существу, этими двумя окислителями, озоном и фтором, список возможных перспективных окислителей и исчерпывается. Совсем иначе обстоит дело в отношении перспективных горючих. Углеводородные нефтяные горючие, сыгравшие и играющие ныне столь большую роль в ракетной технике, вследствие относительно малой калорийности углерода, входящего в их состав, должны будут уступить место более теплопроизводительным горючим. И прежде всего, конечно, в этой связи приходит мысль об элементе, занимающем первую клетку в таблице Менделеева — водороде *), ибо он обладает наибольшей из известных теплотой сгорания (для реакции с кислородом она равна 28 800 ккал/кг). Ни одно вещество не в состоянии выделить столько тепла при сгорании, как водород. Как не попытаться использовать такое теплопроизводительное вещество в качестве ракетного топлива?

Поскольку водород при нормальных условиях представляет собой газ, применять его можно, очевидно, лишь в сжиженном состоянии в качестве криогенного топлива. К сожалению, водород — низкокипящая жидкость с температурой кипения всего 20° К, т. е. минус 253° С, что, понятно, вовсе не украшает его в качестве ракетного топлива.

Однако не этот недостаток водорода оказывается наиболее существенным. Водород представляет собой исключительный в ракетной технике случай, когда даже большое превосходство в удельном импульсе (примерно в 30% по сравнению с углеводородными горючими)) часто тускнеет и отступает на второй план в связи с чрезвычайно малой плотностью.

Чтобы учесть влияние плотности топлив, их часто сравнивают по удельному импульсу, отнесенному не к 1 кг, а к 1 л топлива. Для этого просто перемножают обычный удельный импульс на удельный вес топлива. Некоторые авторы, учитывая все же относительно меньшее значение удельного веса по сравнению с удельным импульсом, предлагают производить сравнение по параметру, представляющему собой произведение удельного импульса на удельный вес в степени 0,1 ). Но, так или иначе, малый удельный вес является существенным недостатком топлива, снижая значение его большого удельного импульса. Особенно сильно сказывается это влияние в случае жидкого водорода, ибо его удельный вес равен всего 0,07,

*) Эта идея впервые высказана К. Э. Циолковским в 1903 г

) Missiles and Rockets, 14. XIL 1959.

) Так, например, если удельный импульс равен, допустим, 300 сек, а удельный вес топлива равен 2, то критерием сравнения будет величина 300 • 20,1 ^ 300 • 1,07 = 321,

<?

т. e. он почти в 15 раз легче воды! Громадные баки, необходимые для размещения водорода на ракете, казалось, делают нерациональным его применение в качестве ракетного топлива. Даже применение смеси жидкого водорода с твердым, так называемой шуги, над которой активно работают за рубежом, мало меняет дело — таким способом объем баков можно уменьшить лишь на 13—15% ). Значит, жидкий водород как ракетное горючее бесперспективен?

Однако этот вывод, опирающийся на ряд специальных исследований (в частности, пришел к нему в свое время и Циолковский), в последнее время оказался вовсе не таким непоколебимым. Оказалось, что в случае многоступенчатых ракет большого размера, в частности космических, дело меняется — значение удельного импульса, в особенности для последних ступеней ракеты, все же перевешивает, и применение жидкого водорода оказывается вполне оправданным. Этим объясняются сообщения о создании в США двигателей, использующих жидкий водород, и об активной работе над другими такими двигателями, считающимися там весьма перспективными и предназначенными, в частности, для верхних ступеней мощной космической ракеты «Сатурн», космической ракеты «Центавр» и др. ). В качестве окислителей в этих двигателях используется жидкий кислород).

В частности, двигатель RL-10 фирмы Пратт Уитни (рис. 7), работающий на жидком водороде и жидком кислороде с удельным импульсом порядка 420 сек и развивающий тягу примерно 6800 &Г, уже доведен до высокой степени надежности). Он не только многократно испытывался на Земле, но и успешно применялся в ряде космических пусков.

В 1960 г. фирма Рокетдайн начала разработку более мощного и совершенного двигателя J-2, предназначенного для работы на жидком водороде и жидком кислороде). Этот двигатель предполагается ^использовать почти во

) Raumfahrtforschung, 1965, № 1.

) Missiles and Rockets, 29. VII. 1960; Raumfahrtforschung, 1966, № 2 и др.

) Aeroplane, 2. V. 1960; Aviation Week, 10. X. 1966 и др.

) Space/Aeronautics RaD., 1965, стр. 53.

) Flight, 30. V. 1963. . . . .

Рис. 7. Первый американский жидкостный ракетный двигатель RL-10 тягой 6800 кГ, работающий на жидком кислороде и жидком водороде (Missiles and Rockets, 17. XII 1962).

всех проектах мощных космических ракет США на их верхних ступенях и такое использование уже началось на ракете «Сатурн» ). Высотная тяга двигателя равна примерно 91 000 кГ, вес около 1600 кГ. Разрабатывается усовершенствованная модель двигателя тягой 93000 кГ). Создание двигателя J-2 свидетельствует, вероятно, о преодолении основных технических трудностей, связанных с работой ракетного двигателя на жидком водороде.

Наиболее мощный из числа известных двигателей США, предназначенных для работы на жидком водороде и жидком кислороде, разрабатывается фирмой Эроджет. Этот двигатель, получивший обозначение М-1, рассчитан на тягу 680 Т, его летные испытания намечались на 1969— 1970 гг.). Он предназначался для установки на перспективных мощных космических ракетах-носителях, которые должны быть созданы вслед за «Сатурном», в частности, упоминалось о планах его установки на второй ступени ракеты-носителя «Нова»). Однако отсутствие конкретных разработок таких ракет, а также бюджетные затруднения привели к прекращений государственного финансирования работ по двигателю М-1; тем не менее фирма продолжает доводку и испытания важнейших узлов двигателя). В последнее время появились сообщения о предполагающейся разработке сверхмощной космической ракеты-носителя, способной вывести на орбиту спутника Земли полезный груз 1800 т; на верхних ступенях этой ракеты (первая ступень должна быть крылатой и иметь воздушно-реактивные двигатели) тоже должны быть установлены ракетные двигатели, работающие на жидком водороде и жидком кислороде). О каких именно двигателях идет речь, не сообщается.

0 Technology Week, 2. I. 1967, стр. 36.

) Aviation Week, 3. XII. 1966, стр. 24.

) Missiles and Rockets, 29. VII. 1963, стр. 73. По некоторым сообщениям, в 1966 г. двигатель развивал при стендовых испытаниях тягу примерно 300 Т (Реферативный журнал «Космические исследования», XI, 1967, реф. 11.62.30).

) Aviation Week, 1963, т. 78, № 3.

) Technology Week, 5. IX. 1963, стр. 28; VDI-Zeitschrift, 1967, т. 109, № 12.

) Реферативный журнал «Исследование космического пространства», 1967, реф. 11.62.137.

Над аналогичными двигателями ведутся также работы в Англии) и Франции), в частности, для верхних ступеней европейской ракеты-носителя ELDO-B).

В последнее время в США достигнуты определенные успехи в разработке экспериментального усовершенствованного космического ракетного двигателя, работающего на жидком водороде и жидком кислороде. Этот двигатель характеризуется высоким давлением в камере сгорания (порядка 210 атм) и использованием раздвижного реактивного сопла, что позволяет получить высокие значения удельного импульса при работе на больших высотах без чрезмерного снижения эффективности работы двигателя у земли и на малых высотах. Фирма Пратт Уитни, разрабатывающая двигатель (он получил обозначение RL-20), пока создала лишь его макет для отработки конструкции сопла (рис. 8). По расчетам, удельный импульс при работе двигателя в космосе может достичь 480 сек).

Сообщается о быстром расширении промышленного производства жидкого водорода в США и других странах. Кстати сказать, это производство требует большой затраты электроэнергии — на 1 г водорода примерно 14—20 тыс. квтч, тогда как для жидкого кислорода соответствующее значение равно всего 1200 квтч.

Несмотря на значительные эксплуатационные трудности, связанные с использованием жидкого водорода и вызываемые главным образом весьма низкой температурой его кипения, он, несомненно, найдет применение в качестве горючего для двигателей космических ракет будущего. Но выбор таких перспективных горючих водородом вовсе не исчерпывается, в частности, он включает в себя многие водородопроизводные, т. е. соединения водорода с другими химическими элементами. Из большого числа химических веществ, рассматривающихся учеными за рубежом в качестве возможных ракетных горючих, следует особо выделить группу легких металлов, в которую можно включить литий, бериллий, бор, алюминий и другие.

Идея использования металлов в качестве ракетного горючего родилась в нашей стране; она была высказана впервые пионерами ракетной техники Ф. А. Цандером и

*) Luftfahrttechnik, 1960, № 4, и др.

) «Вопросы ракетной техники», 1964, № 8.

) Flight, 16. VI. 1966, стр. 1011.

) Aviation Week, 19. IX. 1966, стр. 61,

независимо от него Ю. В. Кондратюком. По идее Цандера, который впервые осуществил и опыты по сжиганию ряда металлов, в качестве горючего можно использовать конструкционные металлические элементы ракеты.

Рис. В. Макет жидкостного ракетного двигателя Пратт Уитни с раздвижным реактивным соплом (Aviation Week, 19. IX 1966, стр. 61).

Мысль об использований ряда легких металлов) в качестве ракетного горючего появляется в связи с боль-

*) То, что эти металлы должны быть именно легкими, т. е. точнее, обладать малым молекулярным весом, легко понять: нас интересует теплота реакции 1 кг массы вещества, а чем легче молекулы,

шими значениями их теплоты сгорания, а также относительно большим удельным весом по сравнению с обычными топливами. Так, теплота сгорания бериллия составляет 16100 ккал/кг, его удельный вес—1,85; бора — 14 400 ккал/кг, а удельный вес — 2,3.

Эти значения теплопроизводительности приведены для сгорания в кислороде и отнесены к 1 кг горючего. Если же отнести их к 1 кг стехиометрической (т. е. соответствующей теоретически полному сгоранию) смеси горючего с кислородом, что отвечает условиям применения ракетного топлива, то теплопроизводительность) бериллия будет равна 5850 ккал/кг, лития — 4850 ккал/кг, бора — 4560 ккал/кг, тогда как водорода — 3400 ккал/кг. Соответственные значения теоретической скорости истечения

(IV = 91,5 УН) равны 7000, 6400, 6200 и 5300 м/сек. Как

видно, водород является в этом смысле далеко не самым калорийным горючим, хотя при сгорании 1 кг водорода выделяется максимальное количество тепла (зато и количество кислорода, необходимого для такого сгорания, также велико).

Ряд химических соединений металлов с водородом обладает весьма высокой теплопроизводительностью, отнесенной к 1 тег горючего. В особенности это относится к соединениям бора, так называемым боргидридам или боранам. Диборан (ВгНб) обладает теплотой сгорания 17 250 ккал/кг (его удельный вес равен 0,447, в обычных условиях это газ), пентаборан (В5Н9) —16 200 ккал/кг (удельный вес 0,64) и т. д. Гидрид лития (LiH) обладает несколько меньшей теплопроизводительностью, чем сам литий (9850 вместо 10200 ккал/кг), но зато он значительно плотнее его (удельный вес 0,82 вместо 0,534). Гидрид бериллия (ВеНг) обладает теплопроизводительностью около 18000 ккал/кг. Возможны и более сложные соединения, например, боргидрид лития (ЫВНЦ) и др. Практически могут быть использованы именно такие искусственно создаваемые сложные вещества, представляющие собой в основном комбинацию атомов водорода, бора и различных металлов.

Однако далеко не просто воспользоваться потенциальными возможностями металлических горючих. Очевидно,

тем больше их число в 1 кг и, следовательно, больше выделяется химической энергии.

) Часто в Этом случае применяют термин «теплотворность».

3 К. А. Гильзин

возможно использование только таких горючих этого рода, которые при нормальных условиях представляют со* бой жидкие, а не твердые вещества (к ним относятся и некоторые бораны, например, пентаборан, представляющий собой бесцветную жидкость с температурой кипения 60° С). Что касается твердых металлических горючих, то возможны два пути — предварительное расплавление или приготовление суспензий, т. е. взвесей этих горючих в жидких, например, углеводородных горючих. Опыты по сжиганию подобных суспензий, в частности алюминия и магния в нефтяных горючих, производились в Советском Союзе Цандером.

Обычно металлические горючие весьма дороги, что связано главным образом с трудоемкостью их производства. Продукты сгорания этих горючих содержат твердые частицы окислов металлов, снижающие удельный импульс и оказывающие сильное абразивное действие на стенки сопла двигателя. Эти и другие недостатки таких горючих затрудняют их практическое применение. Однако уже сейчас им уделяется большое внимание и, можно думать, они найдут свое место на космических ракетах будущего. Весьма перспективно, как указывалось выше, применение металлических добавок и к твердым топливам. Кондратюк) рассматривал также возможность использования таких перспективных высококалорийных горючих, как соединения кремния, в частности кремневодороды и т. д.

Приведенный выше обзор некоторых перспективных окислителей и горючих является по необходимости весьма'кратким и никоим образом не исчерпывающим. В исследовательских лабораториях за рубежом изучаются сотни сочетаний химических веществ, способных стать эффективным ракетным топливом. Эти исследования весьма трудоемки, так как требуют проведения не только разнообразных физико-химических экспериментов, но и сложных и трудоемких расчетов для установления термодинамических и термохимических характеристик нового топлива. Не удивительно, что для подобных расчетов за рубежом стали применяться электронные вычислительные машины, значительно ускоряющие работу исследователей).

*) Кондратюк Ю., Завоевание межпланетных пространств, Оборонгиз, 1947.

) American Aviation Daily, № 16, 1956 и др.

Интересно отметить, что многие из исследуемых горючих являются своеобразной химической «экзотикой», редкостью. Зачастую общее количество таких веществ, полученных химиками, составляет всего несколько граммов. Но и этого достаточно, чтобы установить основные необходимые свойства предполагаемого топлива. Такие вещества, как бораны, еще в 1957 г. имелись за рубежом в совершенно ничтожных количествах, даже жидкий водород получался лишь в лабораториях, а теперь в США и других странах их выпуском занимаются мощные заводы. Таковы требования ракетной техники.

Какие же величины удельного импульса достижимы с помощью новых ракетных топлив, составленных из перечисленных выше перспективных окислителей и горючих?

Оценки различных зарубежных исследователей несколько расходятся, как и условия сравнения, что не позволяет дать однозначного ответа на этот вопрос. Однако близки к истине следующие значения максимального удельного импульса, достижимого при работе в космосе, т. е. при истечении в вакуум: для жидкого озона и жидкого водорода примерно 470—475 сек, для жидкого фтора и жидкого водорода примерно 460—465, для жидкого кислорода и жидкого водорода примерно 400—420, для жидкого фтора и боранов примерно 390—400). Встречаются оценки с меньшими значениями. Для сохраняемых, т. е. не криогенных топлив, называются меньшие возможные значения удельного импульса, порядка 380—400 и даже 360—380 сек. По ряду сообщений за рубежом ) достигнуты значительные успехи в области теплоизоляции, настолько уменьшающие потери на испарение криогенных топлив даже при длительном хранении), что эти топлива становятся мало отличающимися от «сохраняющихся», о которых говорилось выше (стр. 45). Вследствие этого

*) Известный немецкий ученый Э. Зенгер считает достижимым максимальное значение удельного импульса 500 сек (Astronautica Acta, 1962, v, 8, № 6). Для OF2 и жидкого водорода приводится величина 473 сек (Space Astronautics, I, 1963).

) Missiles and Rockets, VII, 1959; Mechanical Engineering, VI, 1962 и др.

) Так, указывается, что некоторые новые виды теплоизоляции уменьшают потери на испарение жидкого водорода более чем в 20 раз по сравнению с обычными методами хранения, т. е. примерно до 9% в год (Missiles and Rockets, VII, 1959, № 28; Machine Design, 2. III. 1961 и др.).

применение последних в случаях, когда необходим максимально возможный удельный импульс, вряд ли будет оправдано. В еще большей мере это касается твердых топлив). В последнее время за рубежом большое внимание уделяется ракетным двигателям, работающим на смешанном топливе, один из компонентов которого жидкий, а другой — твердый (как уже отмечалось, такие двигатели тоже называют иногда гибридными). В США над подобными двигателями работают все ведущие фирмы ). В Англии запатентован также двигатель на смешанном жидкостно-газовом топливе), однако такой двигатель не имеет особых перспектив применения. Иное дело двигатели на твердо-жидком топливе, причем обычно твердый компонент представляет собой горючее или топливную смесь, сильно обогащенную горючим, а жидкий компонент — окислитель (по сообщениям печати, только фирма Тиокол в США работает над двигателем с обратной комбинацией, т. е. жидким горючим и твердым окислителем )). Принципиальным преимуществом таких двигателей является то, что они сочетают достоинства двигателей твердого топлива— простоту, компактность, малый вес, способность к длительному хранению и др., с присущей двигателям жидкого топлива относительно большой безопасностью, а также способностью к регулированию тяги и даже полной остановки с последующим повторным пуском.



Электрические межпланетные корабли, Гильзин К.А., 1970



Блондинка за углом смотреть фильм
Маленькая Вера смотреть фильм
Любовь и голуби смотреть фильм