Жидкое ракетное топливо - Liquid rocket propellant - Wikipedia

Основная статья: Жидкостная ракета

Самый высокий удельный импульс химический ракеты использовать жидкое топливо (Жидкостные ракеты ). Они могут состоять из одного химического вещества ( одноразовое топливо) или смесь двух химических веществ, называемая двухкомпонентное топливо. Биотопливо можно разделить на две категории; гиперголические пропелленты, которые воспламеняются, когда топливо и окислитель вступать в контакт, и негиперголические порохы, для которых требуется источник воспламенения.^[1]

Около 170 разных пропелленты сделано из жидкое топливо были испытаны, за исключением незначительных изменений конкретного пропеллента, таких как присадки к пропелленту, ингибиторы коррозии или стабилизаторы. Только в США было использовано не менее 25 различных комбинаций пороха.^[2] По состоянию на 2020 год с середины 1970-х годов полностью новое топливо не использовалось.^[3]

На выбор топлива для жидкостного ракетного двигателя влияет множество факторов. К основным факторам относятся простота эксплуатации, стоимость, опасности / окружающая среда и производительность.^{[нужна цитата ]}

История

Развитие в начале 20 века

Константин Циолковский предложил использовать жидкое топливо в 1903 году в своей статье Исследование космического пространства с помощью ракетных устройств. ^[4][5]

Роберт Х. Годдард 16 марта 1926 года, держа в руках стартовую раму своего самого известного изобретения - первой ракеты на жидком топливе.

16 марта 1926 г. Роберт Х. Годдард использовал жидкий кислород (LOX) и бензин в качестве ракетное топливо за его первый частично успешный Жидкостная ракета запуск. Оба топлива легко доступны, дешевы и высокоэнергетичны. Кислород умеренный криоген поскольку воздух не превращается в жидкость в баллоне с жидким кислородом, можно кратковременно хранить LOX в ракете без излишней изоляции.

Эпоха Второй мировой войны

В Германии были очень активные ракетные разработки до и во время Вторая Мировая Война, как для стратегических V-2 ракета и другие ракеты. V-2 использовал спирт / LOX. Жидкостный двигатель, с пероксид водорода для привода топливных насосов.^[6] Спирт был смешан с водой для охлаждения двигателя. И Германия, и Соединенные Штаты разработали многоразовые жидкостные ракетные двигатели, в которых использовался хранимый жидкий окислитель с гораздо большей плотностью, чем LOX, и жидкое топливо, которое самовоспламенялось при контакте с окислителем высокой плотности. Немецкий двигатель работал на перекиси водорода и топливной смеси гидразингидрат и метиловый спирт. Двигатель США был приведен в действие азотная кислота окислитель и анилин. Оба двигателя использовались для питания самолетов, Me 163 Komet перехватчик в случае с немецким двигателем и RATO единиц для помощи при взлете самолета в случае двигателя США.

1950-е и 1960-е годы

В 1950-х и 1960-х годах химики, работающие в области ракетного топлива, начали активно искать высокоэнергетические жидкие и твердые топлива, более подходящие для военных. Большие стратегические ракеты должны находиться в шахтах наземного или подводного базирования в течение многих лет, чтобы иметь возможность запускать в любой момент. Топливо, требующее непрерывного охлаждения, из-за которого на ракетах вырастали все более толстые ледяные покрова, было непрактичным. Поскольку военные были готовы обращаться с опасными материалами и использовать их, большое количество опасных химикатов было приготовлено большими партиями, большинство из которых оказались непригодными для использования в операционных системах. В случае азотная кислота, сама кислота (HNO
₃) был нестабильным и разъедал большинство металлов, что затрудняло хранение. Добавление небольшого количества четырехокись азота, N
₂О
₄, окрашивает смесь в красный цвет и не дает ей изменить состав, но остается проблема, заключающаяся в том, что азотная кислота разъедает емкости, в которые она помещена, выделяя газы, которые могут создавать давление в процессе. Прорывом стало добавление небольшого фтороводород (HF), который образует самоуплотняющийся фторид металла на внутренней стороне стенок резервуара, который Подавленный Красная дымящая азотная кислота. Это сделало "IRFNA" хранимым. Комбинации пороха на основе IRFNA или чистого N
₂О
₄ как окислитель и керосин или гиперголичный (самовоспламенение) анилин, гидразин или же несимметричный диметилгидразин (UDMH) в качестве топлива затем были приняты в Соединенных Штатах и ​​Советском Союзе для использования в стратегических и тактических ракетах. Самовоспламеняющиеся запасаемые жидкие биотопливы имеют несколько более низкий удельный импульс, чем LOX / керосин, но имеют более высокую плотность, поэтому в баки того же размера можно поместить большую массу топлива. Бензин был заменен на другой углеводород топливо,^{[нужна цитата ]} Например РП-1 - высокоочищенный сорт керосин. Эта комбинация весьма практична для ракет, которые не нужно хранить.

Керосин

В ракетах Фау-2, разработанных нацистской Германией, использовался LOX и этиловый спирт. Одним из главных преимуществ спирта было содержание воды, которая обеспечивала охлаждение более крупных ракетных двигателей. Топливо на нефтяной основе обладает большей мощностью, чем спирт, но стандартный бензин и керосин оставляют слишком много ила и побочных продуктов сгорания, которые могут забить водопровод двигателя. Кроме того, им не хватало охлаждающих свойств этилового спирта.

В начале 1950-х годов перед химической промышленностью США была поставлена ​​задача разработать улучшенное ракетное топливо на основе нефти, которое не оставило бы остатков, а также обеспечило бы охлаждение двигателей. Результат был РП-1, технические характеристики которого были окончательно согласованы к 1954 году. РП-1, представляющий собой высокоочищенную форму реактивного топлива, сгорает намного чище, чем обычное нефтяное топливо, а также представляет меньшую опасность для наземного персонала из-за взрывоопасных паров. Он стал топливом для большинства ранних американских ракет и баллистических ракет, таких как Атлас, Титан I и Тор. Советы быстро приняли РП-1 для своей ракеты Р-7, но в большинстве советских ракет-носителей в конечном итоге использовалось хранимое гиперголическое топливо. По состоянию на 2017 год^{[Обновить]}, он используется в первые этапы многих орбитальных пусковых установок.

Водород

Многие ранние теоретики ракетных технологий считали, что водород было бы чудесным ракетным топливом, так как он дает самый высокий удельный импульс. Он также считается самым чистым при окислении кислород потому что единственным побочным продуктом является вода. Паровой риформинг натуральный газ это наиболее распространенный метод производства товарного водорода в больших объемах, который составляет около 95% мирового производства.^[7][8] 500 млрд м³ в 1998 г.^[9] При высоких температурах (700 - 1100 ° C) и при наличии металл -основан катализатор (никель ), пар реагирует с метаном с образованием монооксид углерода и водород.

Водород в любом состоянии очень громоздкий; его обычно хранят в виде глубоко криогенной жидкости, метод, освоенный в начале 1950-х годов как часть программа разработки водородной бомбы в Лос-Аламос. Жидкий водород хранится и транспортируется без выкипания, т.к. гелий, который имеет более низкую температуру кипения, чем водород, действует как охлаждающий хладагент. Только когда водород загружается в ракету-носитель, где нет охлаждения, он выходит в атмосферу.^[10]

В конце 1950-х - начале 1960-х годов он был принят на водородных ступенях, таких как Кентавр и Сатурн верхние ступени.^{[нужна цитата ]} Даже в жидком виде водород имеет низкую плотность, что требует больших резервуаров и насосов, а в условиях сильного холода требуется изоляция резервуаров. Этот дополнительный вес снижает массовую долю ступени или требует чрезвычайных мер, таких как стабилизация давления в резервуарах для уменьшения веса. Резервуары со стабилизированным давлением выдерживают большую часть нагрузок за счет внутреннего давления, а не за счет твердых конструкций, в основном за счет использования предел прочности материала резервуара.^{[нужна цитата ]}

Советская ракетная программа, отчасти из-за отсутствия технических возможностей, не использовала LH
₂ в качестве топлива до 1980-х годов, когда он использовался для Энергия основной этап.^{[нужна цитата ]}

Использование верхней ступени

Жидкостное ракетное топливо сочетание жидкий кислород а водород обеспечивает самый высокий удельный импульс среди используемых в настоящее время обычных ракет. Эта дополнительная производительность в значительной степени компенсирует недостаток низкой плотности. Низкая плотность топлива приводит к увеличению топливных баков. Однако небольшое увеличение удельного импульса в приложении верхней ступени может значительно увеличить полезную нагрузку на орбиту.^[3]

Сравнение с керосином

Пожары на стартовой площадке из-за пролитого керосина более разрушительны, чем водородные, в первую очередь по двум причинам. Во-первых, керосин горит примерно на 20% выше по абсолютной температуре, чем водород. Вторая причина - его плавучесть. Поскольку водород представляет собой глубокий криоген, он быстро вскипает и поднимается вверх из-за очень низкой плотности газа. Даже когда горит водород, газообразный ЧАС
₂О который образуется, имеет молекулярную массу всего 18 ты по сравнению с 29,9 ты для воздуха, поэтому он тоже быстро поднимается. С другой стороны, керосин падает на землю и горит в течение нескольких часов при разливе в больших количествах, неизбежно вызывая значительные тепловые повреждения, которые требуют длительного ремонта и восстановления. Это урок, который чаще всего переживают бригады испытательных стендов, участвующие в пусках больших бездоказательных ракетных двигателей. Двигатели, работающие на водороде, имеют особые конструктивные требования, такие как горизонтальное расположение трубопроводов топлива, поэтому ловушки не образуются в трубопроводах и не вызывают разрывов из-за кипения в ограниченном пространстве. Эти соображения применимы ко всем криогенам, таким как жидкий кислород и сжиженный природный газ (СПГ). Использование жидкого водородного топлива имеет отличные показатели безопасности и превосходные характеристики, которые намного превосходят все другие практические химические ракетные топлива.

Литий и фтор

Самый высокий удельный химический импульс, когда-либо испытанный в ракетном двигателе, был литий и фтор, с добавлением водорода для улучшения термодинамики выхлопных газов (все топливо нужно было хранить в своих собственных баках, что делало это трехкомпонентное топливо ). Комбинация выдавала в вакууме удельный импульс 542 с, что эквивалентно скорости истечения 5320 м / с. Непрактичность этой химии подчеркивает, почему на самом деле не используются экзотические пропелленты: чтобы сделать все три компонента жидкими, водород должен быть ниже –252 ° C (всего 21 K), а литий - выше 180 ° C (453 K). . Литий и фтор чрезвычайно агрессивны, литий воспламеняется при контакте с воздухом, фтор воспламеняется при контакте с большинством видов топлива, включая водород. Фтор и фтористый водород (HF) в выхлопе очень токсичны, что затрудняет работу вокруг стартовой площадки, наносит вред окружающей среде и затрудняет получение лицензия на запуск это намного сложнее. И литий, и фтор дороги по сравнению с большинством ракетного топлива. Таким образом, эта комбинация никогда не летала.^[11]

В 1950-х годах Министерство обороны первоначально предложило литий / фтор в качестве топлива для баллистических ракет. Авария 1954 года на химическом заводе, где в атмосферу было выброшено облако фтора, убедила их вместо этого использовать LOX / RP-1.

Метан

В ноябре 2012 г. SpaceX Исполнительный директор Илон Маск объявил о планах по развитию жидкий метан Ракетные двигатели LOX.^[12] Ранее он использовал только РП-1 / LOX в Ракетные двигатели SpaceX. По состоянию на март 2014 г.^{[Обновить]}, SpaceX разрабатывала Raptor Двухкомпонентный ракетный двигатель на основе металогена, который, по прогнозам, к 2016 году будет создавать тягу в 3000 кН (670 000 фунтов силы).^[13] Предполагается, что двигатель будет использоваться на будущей сверхтяжелой ракете. Звездолет.^[14][15]

В июле 2014 г. Космические системы Firefly объявили о своих планах использовать метановое топливо для своей малой ракеты-носителя, Светлячок Альфа с аэрокосмический двигатель дизайн.^[16]

В сентябре 2014 г. Blue Origin и United Launch Alliance объявил о совместной разработке Двигатель BE-4 LOX / LNG. BE-4 будет обеспечивать тягу 2400 кН (550 000 фунтов силы).^[17]

Монотопливо

Перекись высокого теста

Высокая концентрация перекиси пробы Пероксид водорода с содержанием воды от 2% до 30%. Он разлагается на водяной пар и кислород при прохождении через катализатор. Исторически это использовалось для систем управления реакциями, так как его легко хранить. Часто используется для вождения Турбонасосы, используется на Ракета V2, и современные Союз.

Гидразин

энергетически разлагается на азот, водород и аммиак (2N₂ЧАС₄ → N₂+ H₂+ 2NH₃) и наиболее широко используется в космических аппаратах. (Разложение неокисленного аммиака является эндотермическим и снижает производительность).

Оксид азота

разлагается до азота и кислорода.

Пар

при внешнем нагреве дает достаточно скромное I_зр до 190 секунд, в зависимости от коррозии материала и температурных ограничений.

Настоящее использование

я_зр в вакууме различных ракет

Ракета	Пропелленты	язр, вакуум (ы)
Космический шатл жидкостные двигатели	LOX /LH2	453[18]
Космический шатл твердые двигатели	APCP	268[18]
Космический шатл OMS	NTO /MMH	313[18]
Сатурн V этап 1	LOX /РП-1	304[18]

По состоянию на 2018 год^{[Обновить]}, общеупотребительные комбинации жидкого топлива:

Керосин (РП-1) / Жидкий кислород (LOX)

Используется для нижних ступеней Союз бустеры, первые ступени Сатурн V и Семья Атлас, и обе стадии Электрон и Сокол 9. Очень похоже на первую ракету Роберта Годдарда.

Жидкий водород (LH) / LOX

Используется на этапах Космический шатл, Система космического запуска, Ариана 5, Дельта IV, Новый Шепард, H-IIB, GSLV и Кентавр.

Несимметричный диметилгидразин (UDMH) или Монометилгидразин (ММЧ) / Тетроксид диазота (NTO или N
₂О
₄)

Используется на трех первых этапах Российской Протонный ускоритель, Индийская Двигатель Vikas за PSLV и GSLV ракеты, большинство китайских ускорителей, ряд военных, орбитальных ракет и ракет для дальнего космоса, так как эта комбинация топлива гиперголичный и могут храниться в течение длительного времени при разумных температурах и давлении.

Гидразин (N
₂ЧАС
₄)

Используется в миссиях в дальний космос, потому что это хранимый и гиперголик, и его можно использовать в качестве монотоплива с катализатором.

Аэрозин-50 (50/50 гидразин и НДМГ)

Используется в миссиях в дальний космос, потому что это хранимый и гиперголик, и его можно использовать в качестве монотоплива с катализатором.

Стол

Чтобы приблизиться к I_зр при других давлениях в камере^{[требуется разъяснение ]}

Абсолютное давление кПа; банкомат (psi )	Умножить на
6895 кПа; 68,05 атм (1000 фунтов на кв. Дюйм)	1.00
6,205 кПа; 61,24 атм (900 фунтов на кв. Дюйм)	0.99
5516 кПа; 54,44 атм (800 фунтов на кв. Дюйм)	0.98
4826 кПа; 47,63 атм (700 фунтов на кв. Дюйм)	0.97
4137 кПа; 40,83 атм (600 фунтов на кв. Дюйм)	0.95
3447 кПа; 34,02 атм (500 фунтов на кв. Дюйм)	0.93
2758 кПа; 27,22 атм (400 фунтов на кв. Дюйм)	0.91
2,068 кПа; 20,41 атм (300 фунтов на кв. Дюйм)	0.88

В таблице используются данные из термохимических таблиц JANNAF (Межведомственный комитет по двигательным установкам Объединенной армии, флота, НАСА и ВВС (JANNAF)) с максимально возможным удельным импульсом, рассчитанным Rocketdyne в предположениях адиабатический горение изэнтропический расширение, одномерное расширение и смещение равновесия^[19] Некоторые единицы были преобразованы в метрическую систему, а давление - нет.

Определения

V_е

Средняя скорость истечения, м / с. Та же мера, что и удельный импульс в различных единицах измерения, численно равный удельному импульсу в Н · с / кг.

р

Соотношение смеси: масса окислителя / масса топлива

Т_c

Температура камеры, ° C

d

Объемная плотность топлива и окислителя, г / см³

C *

Характерная скорость, м / с. Равно давлению в камере, умноженному на площадь горловины, деленному на массовый расход. Используется для проверки полноты сгорания экспериментальной ракеты.

Бипопелленты

Окислитель	Топливо	Комментарий	Оптимальное расширение от 68,05–1 атм[нужна цитата ]					Расширение от 68.05 Атм в вакуум (0 атм) (Площадьсопло = 40:1)[нужна цитата ]
			Vе	р	Тc	d	C *	Vе	р	Тc	d	C *
LOX	ЧАС 2	Hydrolox. Общий.	3816	4.13	2740	0.29	2416	4462	4.83	2978	0.32	2386
	ЧАС 2:Быть 49:51		4498	0.87	2558	0.23	2833	5295	0.91	2589	0.24	2850
	CH 4 (метан)	Methalox. Много двигатели в разработке в 2010-х гг.	3034	3.21	3260	0.82	1857	3615	3.45	3290	0.83	1838
	C2ЧАС6		3006	2.89	3320	0.90	1840	3584	3.10	3351	0.91	1825
	C2ЧАС4		3053	2.38	3486	0.88	1875	3635	2.59	3521	0.89	1855
	РП-1 (керосин)	Kerolox. Общий.	2941	2.58	3403	1.03	1799	3510	2.77	3428	1.03	1783
	N2ЧАС4		3065	0.92	3132	1.07	1892	3460	0.98	3146	1.07	1878
	B5ЧАС9		3124	2.12	3834	0.92	1895	3758	2.16	3863	0.92	1894
	B2ЧАС6		3351	1.96	3489	0.74	2041	4016	2.06	3563	0.75	2039
	CH4:ЧАС2 92.6:7.4		3126	3.36	3245	0.71	1920	3719	3.63	3287	0.72	1897
GOX	GH2	Газообразная форма	3997	3.29	2576	-	2550	4485	3.92	2862	-	2519
F2	ЧАС2		4036	7.94	3689	0.46	2556	4697	9.74	3985	0.52	2530
	ЧАС2:Ли 65.2:34.0		4256	0.96	1830	0.19	2680
	ЧАС2: Li 60,7: 39,3							5050	1.08	1974	0.21	2656
	CH4		3414	4.53	3918	1.03	2068	4075	4.74	3933	1.04	2064
	C2ЧАС6		3335	3.68	3914	1.09	2019	3987	3.78	3923	1.10	2014
	MMH		3413	2.39	4074	1.24	2063	4071	2.47	4091	1.24	1987
	N2ЧАС4		3580	2.32	4461	1.31	2219	4215	2.37	4468	1.31	2122
	NH3		3531	3.32	4337	1.12	2194	4143	3.35	4341	1.12	2193
	B5ЧАС9		3502	5.14	5050	1.23	2147	4191	5.58	5083	1.25	2140
ИЗ2	ЧАС2		4014	5.92	3311	0.39	2542	4679	7.37	3587	0.44	2499
	CH4		3485	4.94	4157	1.06	2160	4131	5.58	4207	1.09	2139
	C2ЧАС6		3511	3.87	4539	1.13	2176	4137	3.86	4538	1.13	2176
	РП-1		3424	3.87	4436	1.28	2132	4021	3.85	4432	1.28	2130
	MMH		3427	2.28	4075	1.24	2119	4067	2.58	4133	1.26	2106
	N2ЧАС4		3381	1.51	3769	1.26	2087	4008	1.65	3814	1.27	2081
	MMH: N2ЧАС4:ЧАС2О 50.5:29.8:19.7		3286	1.75	3726	1.24	2025	3908	1.92	3769	1.25	2018
	B2ЧАС6		3653	3.95	4479	1.01	2244	4367	3.98	4486	1.02	2167
	B5ЧАС9		3539	4.16	4825	1.20	2163	4239	4.30	4844	1.21	2161
F2:О2 30:70	ЧАС2		3871	4.80	2954	0.32	2453	4520	5.70	3195	0.36	2417
	РП-1		3103	3.01	3665	1.09	1908	3697	3.30	3692	1.10	1889
F2: O2 70:30	РП-1		3377	3.84	4361	1.20	2106	3955	3.84	4361	1.20	2104
F2: O2 87.8:12.2	MMH		3525	2.82	4454	1.24	2191	4148	2.83	4453	1.23	2186
Окислитель	Топливо	Комментарий	Vе	р	Тc	d	C *	Vе	р	Тc	d	C *
N2F4	CH4		3127	6.44	3705	1.15	1917	3692	6.51	3707	1.15	1915
	C2ЧАС4		3035	3.67	3741	1.13	1844	3612	3.71	3743	1.14	1843
	MMH		3163	3.35	3819	1.32	1928	3730	3.39	3823	1.32	1926
	N2ЧАС4		3283	3.22	4214	1.38	2059	3827	3.25	4216	1.38	2058
	NH3		3204	4.58	4062	1.22	2020	3723	4.58	4062	1.22	2021
	B5ЧАС9		3259	7.76	4791	1.34	1997	3898	8.31	4803	1.35	1992
ClF5	MMH		2962	2.82	3577	1.40	1837	3488	2.83	3579	1.40	1837
	N2ЧАС4		3069	2.66	3894	1.47	1935	3580	2.71	3905	1.47	1934
	MMH: N2ЧАС4 86:14		2971	2.78	3575	1.41	1844	3498	2.81	3579	1.41	1844
	MMH: N2ЧАС4: N2ЧАС5НЕТ3 55:26:19		2989	2.46	3717	1.46	1864	3500	2.49	3722	1.46	1863
ClF3	MMH:N2ЧАС4: N2ЧАС5НЕТ3 55:26:19	Гиперголический	2789	2.97	3407	1.42	1739	3274	3.01	3413	1.42	1739
	N2ЧАС4	Гиперголический	2885	2.81	3650	1.49	1824	3356	2.89	3666	1.50	1822
N2О4	MMH	Гиперголический, общий	2827	2.17	3122	1.19	1745	3347	2.37	3125	1.20	1724
	MMH:Быть 76.6:29.4		3106	0.99	3193	1.17	1858	3720	1.10	3451	1.24	1849
	MMH:Al 63:27		2891	0.85	3294	1.27	1785
	MMH: Аль 58:42							3460	0.87	3450	1.31	1771
	N2ЧАС4	Гиперголический, общий	2862	1.36	2992	1.21	1781	3369	1.42	2993	1.22	1770
	N2ЧАС4:UDMH 50:50	Гиперголический, общий	2831	1.98	3095	1.12	1747	3349	2.15	3096	1.20	1731
	N2ЧАС4: Be 80:20		3209	0.51	3038	1.20	1918
	N2ЧАС4: Be 76,6: 23,4							3849	0.60	3230	1.22	1913
	B5ЧАС9		2927	3.18	3678	1.11	1782	3513	3.26	3706	1.11	1781
НЕТ:N2О4 25:75	MMH		2839	2.28	3153	1.17	1753	3360	2.50	3158	1.18	1732
	N2ЧАС4:Быть 76.6:23.4		2872	1.43	3023	1.19	1787	3381	1.51	3026	1.20	1775
IRFNA IIIa	UDMH:ДЕТА 60:40	Гиперголический	2638	3.26	2848	1.30	1627	3123	3.41	2839	1.31	1617
	MMH	Гиперголический	2690	2.59	2849	1.27	1665	3178	2.71	2841	1.28	1655
	UDMH	Гиперголический	2668	3.13	2874	1.26	1648	3157	3.31	2864	1.27	1634
IRFNA IV HDA	UDMH:ДЕТА 60:40	Гиперголический	2689	3.06	2903	1.32	1656	3187	3.25	2951	1.33	1641
	MMH	Гиперголический	2742	2.43	2953	1.29	1696	3242	2.58	2947	1.31	1680
	UDMH	Гиперголический	2719	2.95	2983	1.28	1676	3220	3.12	2977	1.29	1662
ЧАС2О2	MMH		2790	3.46	2720	1.24	1726	3301	3.69	2707	1.24	1714
	N2ЧАС4		2810	2.05	2651	1.24	1751	3308	2.12	2645	1.25	1744
	N2ЧАС4:Быть 74.5:25.5		3289	0.48	2915	1.21	1943	3954	0.57	3098	1.24	1940
	B5ЧАС9		3016	2.20	2667	1.02	1828	3642	2.09	2597	1.01	1817
Окислитель	Топливо	Комментарий	Vе	р	Тc	d	C *	Vе	р	Тc	d	C *

Определения некоторых смесей:

IRFNA IIIa

83.4% HNO₃, 14% НЕТ₂, 2% ЧАС₂О, 0.6% HF

IRFNA IV HDA

54,3% HNO₃, 44% НЕТ₂, 1% H₂O, 0,7% HF

РП-1

См. MIL-P-25576C, в основном керосин (приблизительно C
₁₀ЧАС
₁₈)

MMH монометилгидразин

CH
₃NHNH
₂

Имеются не все данные по CO / O₂, предназначенный для НАСА для марсианских ракет, только удельный импульс около 250 с.

р

Соотношение смеси: масса окислителя / масса топлива

V_е

Средняя скорость истечения, м / с. Та же мера, что и удельный импульс в различных единицах измерения, численно равный удельному импульсу в Н · с / кг.

C *

Характерная скорость, м / с. Равно давлению в камере, умноженному на площадь горловины, деленному на массовый расход. Используется для проверки полноты сгорания экспериментальной ракеты.

Т_c

Температура камеры, ° C

d

Объемная плотность топлива и окислителя, г / см³

Монотопливо

Пропеллент	Комментарий	Оптимальное расширение от 68,05–1 атм[нужна цитата ]				Расширение от 68,05 атм в вакуум (0 атм) (Площадьсопло = 40:1)[нужна цитата ]
		Vе	Тc	d	C *	Vе	Тc	d	C *
Динитрамид аммония (LMP-103S)[20][21]	Миссия ПРИЗМА (2010–2015 гг.) 5 S / C запущены в 2016 г.[22]		1608	1.24			1608	1.24
Гидразин[21]	Общий		883	1.01			883	1.01
Пероксид водорода	Общий	1610	1270	1.45	1040	1860	1270	1.45	1040
Нитрат гидроксиламмония (AF-M315E)[21]			1893	1.46			1893	1.46
Нитрометан
Пропеллент	Комментарий	Vе	Тc	d	C *	Vе	Тc	d	C *

Рекомендации

1. Larson, W.J .; Верц, Дж. Р. (1992). Анализ и проектирование космических миссий. Бостон: Kluver Academic Publishers.
2. Саттон, Г. П. (2003). «История жидкостных ракетных двигателей в США». Журнал движения и мощности. 19 (6): 978–1007.
3. Саттон, E.P; Библарц, О. (2010). Элементы силовой установки ракеты. Нью-Йорк: Вили.
4. Циолковский, Константин Е. (1903 г.), "Исследование космического пространства с помощью реактивных устройств (Исследование мировых пространств реактивными приборами)", The Science Review (на русском языке) (5), архивировано с оригинала 19 октября 2008 г., извлечено 22 сентября 2008 г.
5. Зумерчик, Джон, изд. (2001). Энциклопедия энергетики Macmillan. Нью-Йорк: Справочник Macmillan USA. ISBN  0028650212. OCLC  44774933.
6. Кларк, Джон Д. (1972). Зажигание! Неофициальная история жидкого ракетного топлива. Издательство Университета Рутгерса. п. 9. ISBN  978-0-8135-9583-2.
7. Огден, Дж. М. (1999). «Перспективы построения инфраструктуры водородной энергетики». Ежегодный обзор энергетики и окружающей среды. 24: 227–279. Дои:10.1146 / annurev.energy.24.1.227.
8. «Производство водорода: риформинг природного газа». Департамент энергетики. Получено 6 апреля 2017.
9. Роструп-Нильсен. «Крупномасштабное производство водорода» (PDF). Хальдор Топсе. п. 3. Общий объем рынка водорода в 1998 г. составлял 390 · 10 ^ 9 нм3 / год + 110 · 10 ^ 9 нм3 / год совместного производства.
10. Ричард Родс, Темное Солнце: Создание водородной бомбы, 1995, стр. 483-504, Саймон и Шустер, Нью-Йорк ISBN  978-0-684-82414-7
11. Журавски, Роберт (июнь 1986). «Текущая оценка концепции трехкомпонентного топлива» (PDF).
12. Тодд, Дэвид (2012-11-20). «Маск делает ставку на многоразовые ракеты, сжигающие метан, как шаг к колонизации Марса». FlightGlobal / Блоги Hyperbola. Архивировано из оригинал на 2012-11-28. Получено 2012-11-22. «Мы собираемся делать метан». Маск объявил, описывая свои планы на будущее относительно многоразовых ракет-носителей, в том числе предназначенных для доставки астронавтов на Марс в течение 15 лет.
13. Беллуссио, Алехандро Г. (2016-10-03). «ITS Propulsion - Развитие двигателя SpaceX Raptor». NASASpaceFlight.com. Получено 2016-10-03.
14. «Начальник силовой установки SpaceX поднимает толпу в Санта-Барбаре». Pacific Business Times. 2014-02-19. Получено 2014-02-22.
15. Беллуссио, Алехандро Г. (07.03.2014). «SpaceX продвигает ракету на Марсе с помощью мощности Raptor». NASAspaceflight.com. Получено 2014-03-07.
16. "Светлячок α". Космические системы Firefly. Архивировано из оригинал 6 октября 2014 г.. Получено 5 октября 2014.
17. «United Launch Alliance и Blue Origin объявляют о партнерстве для разработки нового американского ракетного двигателя». United Launch Alliance. Получено 5 октября 2014.
18. Брауниг, Роберт А. (2008). «Ракетное топливо». Ракетно-космические технологии.
19. Huzel, D. K .; Хуанг, Д. Х. (1971), НАСА SP-125, «Современная инженерия для проектирования жидкостных ракетных двигателей», (2-е изд.), НАСА.
20. Anflo, K .; Мур, С .; Кинг, П. Расширение семейства монотопливных двигателей на основе ADN. 23-я ежегодная конференция AIAA / USU по малым спутникам. SSC09-II-4.
21. Щетковский, Анатолий; Маккечни, Тим; Мустайкис, Стивен (13 августа 2012 г.). Усовершенствованные камеры сгорания на монотопливе и монолитный катализатор для движения малых спутников (PDF). 15-я Ежегодная конференция по космосу и противоракетной обороне. Хантсвилл, Алабама. Получено 14 декабря 2017.
22. Дингертц, Вильгельм (10 октября 2017 г.). HPGP® - высокоэффективный экологичный движитель (PDF). ECAPS: Польско-шведское совещание космической промышленности. Получено 14 декабря 2017.

внешняя ссылка

• Cpropep-Web онлайн-компьютерная программа для расчета характеристик топлива в ракетных двигателях
• Инструмент проектирования для термодинамического анализа жидкостных ракетных двигателей это компьютерная программа для прогнозирования характеристик жидкостных ракетных двигателей.
• Кларк, Джон Д. (1972). Зажигание! Неофициальная история жидкого ракетного топлива (PDF). Издательство Рутгерского университета. п. 214. ISBN  0-8135-0725-1. за историю жидкого ракетного топлива в США, сделанную новаторским разработчиком ракетного топлива.