Рідинні ракетні двигуни: що ви хотіли про них знати, але не знали, де запитати

Disclaimer, вона ж — передмова

Рідинні ракетні двигуни — це робоча конячка сучасної космонавтики. Саме від їхніх характеристик залежить спроможність ракети-носія вивести той чи інший вантаж на орбіту. Саме розвиток ракетних двигунів і визначає загальний рівень космонавтики, і допоки людство не створить Next Big Thing для виводу корисного навантаження на орбіту, технологія рідинних ракетних двигунів буде визначальною для космічних польотів.

Так сталося, що я присвятив 6 студентських років вивченню саме рідинних ракетних двигунів. Цей текст народився як переробка спроби лекцій з ракетних двигунів для FIDO-конференції. Змінилися часи, медіа і спосіб подачі, але запитання про ревучих звірів ставлять ті самі. Я спробую дати відповіді на них і при цьому постараюся максимально підкріпити це формулами, доступними для людей, знайомих зі шкільним курсом фізики.

Усі формули, величини і дані я буду приводити у СІ — тобто в інтернаціональній системі одиниць (кг, м, с). Сила у ньютонах Н, тиск у паскалях Па, енергія у джоулях Дж, температура абсолютна K. До цього нас привчали у ХАІ, і плутання різних систем вимірювання є небезпечним, про що нам яскраво нагадують Gimly Glider та MCO.

Одразу хочу зауважити, що цей матеріал ексклюзивно і принципово викладено українською мовою, хоча, на жаль, усі терміни я свого часу вивчав таки російською, і стандартних українських термінів я просто не знаю. Тому буду перекладати на свій страх і ризик.

Скорочення

Для зручності і швидкості я користуюся такими скороченнями, стандартними для галузі:

РДТП — ракетний двигун твердого палива;

РРД — рідинний ракетний двигун;

РД — ракетний двигун взагалі;

КК — космічний корабель;

КА — космічний апарат;

РН — ракета-носій;

ЛА — літальний апарат;

КЗ — камера згоряння;

ТНА - турбо-насосний агрегат.

Так що таке рідинний ракетний двигун?

Ну, з першого погляду, все просто. Рідинний ракетний двигун — це ракетний двигун, який використовує рідке ракетне пальне.

А хіба літаки не літають на рідкому пальному?

Літаки таки літають на рідкому пальному. Але їхні двигуни називають реактивними, на відміну від ракетних. Ракетний двигун не потребує атмосферного кисню, і всі компоненти, необхідні для створення екзотермічної реакції, газоподібні продукти якої і створюють реактивну тягу, отримує з борту ракети. Треба зазначити, що рідким пальним називають сукупність усіх компонентів, потрібних для створення тяги, а їх кількість може бути різною — від одного і до декількох.

Чому саме рідке пальне? Є ж твердопаливні ракети?

Так, ракетні двигуни на твердому паливі (РДТП) є найстарішими тепловими машинами, які людство почало використовувати для якоїсь умовно корисної роботи. Твердопаливні ракети, які народилися як зброя, є улюбленцями військових, тому що вони прості і надійні. Проте РДТП мають багато недоліків, пов’язаних саме з їхньою головною перевагою — твердим пальним.

Перш за все, у них неможливо змінювати тягу довільно — те, як буде змінюватися тяга за величиною залежно від часу, закладають ще на етапі проектування. Тобто, РДТП неможливо використовувати у ракетах, де потрібне гнучке й оперативне керування величиною тяги. Також у РДТП досить непросте керування вектором (напрямком) тяги, що потрібно для стабілізації та керування ракетою в польоті. Не завжди просто забезпечити точність сумарного імпульсу тяги, тобто кількості руху, який передається корисному навантаженню, що важливо для точності виведення його на правильну орбіту. Обійти ці недоліки настільки складно, що ракети-носії та МБР на твердому пальному з’явилися пізніше своїх попередників на рідкому пальному, та й то, часто РРД використовують на таких ракетах для компенсації неточності роботи РДТП, як це зробили на РН Вега.

Але основний недолік РДТП, порівняно з РРД — у рідинних ракетних двигунів набагато вищий питомий імпульс тяги.

Та що це за параметр такий — питомий імпульс тяги? Чого ви всюди його згадуєте?!

Так, питомий імпульс тяги І_пит. (І_sp англійською) — це показник, який практично завжди використовується в описі ракетних двигунів і дуже часто згадується при порівнянні різних двигунів. Для того щоб зрозуміти його фізичний смисл і значення для ракетних двигунів, я пропоную звернутися до основної формули теорії ракетних двигунів — до формули тяги.

Трохи фізики і математики шкільного рівня

Почнемо з визначення, що таке реактивна сила — це рівнодійна всіх газо- і гідродинамічних сил, які діють на внутрішні поверхні ракетного двигуна при витіканні з нього речовини (зазвичай газу, але є варіанти).

Якщо ми розглянемо усі сили, які діють на камеру згоряння (КЗ) РРД, то побачимо, що тягу двигуна можна розписати, як:

P = P_вит + (p_a-p_з)*f_а

де P_вит — сила, створена газом, який витікає, p_a — тиск на зрізі сопла (тобто на виході з сопла РРД), p_з — тиск зовнішнього оточуючого середовища, f_a — площа зрізу сопла.

Сила, яку створюють саме продукти витікання, тобто власне реактивна сила

P_вит = dm/dt*w_а

тобто це добуток dm/dt — секундної масової витрати продуктів згоряння та їх швидкості на зрізі сопла — w_а.

Таким чином отримаємо формулу ідеальної тяги для двигуна:

P = dm/dt*w_а + (p_a-p_з)*f_а

Які висновки можна отримати із цієї формули?

Перш за все, зрозуміло, що максимальну тягу ракетний двигун дасть у вакуумі, коли тиск навколишнього середовища р_з=0:

P = dm/dt*w_а + p_a*f_а

Але наші двигуни не завжди працюють у вакуумі, і їхню тягу розраховують виходячи з призначення. Для двигунів першого ступеню р_а беруть рівним 0,5 МПа, другого — 0,05 МПа.

Давайте придивимося до швидкості витікання w_а. Існує емпірична формула для її розрахунку, і швидкість витікання залежить від складу газів, які витікають, їхньої температури, тиску в КЗ та зовнішнього тиску. Також очевидно, що чим вища ця швидкість, тим вища тяга. Але так само зрозуміло, що на реальну швидкість витікання газів також впливає конструкція двигуна та інші фактори. Для того щоб мати можливість враховувати реальну швидкість витікання газів при конструктивних розрахунках, ввели поняття питомого імпульсу тяги І_п (I_sp). Його розраховують досить просто:

I_п = P/(dm/dt)

Тобто, ділять тягу на секундну масову витрату пального. Очевидно, що розмірність імпульсу в такому випадку м/с. Таким чином, щоб порахувати питомий імпульс тяги двигуна, знаючи його тягу, час роботи і скільки пального він витратив, нам треба просто поділити тягу на масу пального і час роботи. Очевидно, що питомий імпульс буде наближатися до швидкості витікання w_а, і якраз те, наскільки імпульс близький до теоретичної швидкості витікання, і характеризує ефективність ракетного двигуна.

Питомий імпульс тяги присутній у фундаментальній формулі ракетобудування — формулі Ціолковського:

де ∆V — це приріст швидкості після зупинки двигуна(нів) ракети, те саме знамените «дельта ве», яке згадують фантасти і оператори КА, m₀ — початкова, тобто повна маса ракети, а m_f — фінальна, тобто після того як все пальне вигоріло. Очевидно, що ця кінцева маса складається з маси конструкції, тобто пустих баків, двигунів тощо та маси корисного навантаження. (Детальніше про формулу Ціолковського можна почитати у Вікі).

Таким чином, узагальнюючи: чим вищий питомий імпульс тяги, тим більша маса корисного навантаження космічної ракети-носія, яку вона може розігнати до першої космічної швидкості.

Переконатися у важливості питомого імпульсу тяги ви можете на простому прикладі двох двигунів: SpaceX Merlin 1D і РД-171, який використовували на РН Зеніт.

• У Мерліна І_пз = 2770 м/с
• У РД-171 І_пз = 3036 м/с

Обидва значення імпульсу на рівні землі (літера «з» в індексі) — тобто питомого імпульсу тяги, розрахованого за умови, що двигун працює на землі (тиск на зрізі сопла 0,5 МПа — пам’ятаєте?), я взяв з Вікі.

Враховуючи, що 9 Мерлінів на першому ступені працюють 210 с з сумарною тягою 8226 кН, то вони спалюють 623631 кг кисню і гасу. Якби Мерлін мав питомий імпульс тяги такий, як у РД-171, то для своєї роботи перша ступінь Фалкону потребувала би на 77 тонн пального менше. Як би це вплинуло на загальну масу ступеню, можете порахувати самостійно, використовуючи формулу Ціолковського, рахуючи що «дельта-ве» першого ступеню зазвичай дорівнює 4000 м/с.

Добре, так а від чого залежить цей ваш імпульс?

Перш за все питомий імпульс тяги залежить від пального, яке використовує РРД. Саме комбінація компонентів пального і визначає максимально теоретично можливе значення питомого імпульсу тяги, який у свою чергу залежить від компонентів пального. Бо саме комбінація компонентів і визначає, скільки енергії отримає газ у КЗ і якими будуть його молярна маса і газова стала, від яких залежить, власне, швидкість витікання.

Ок, а яке буває пальне?

Пальне для РРД буває усіляке. :)

Перш за все розрізняють висококиплячі, низькокиплячі та кріогенні компоненти пального.

З висококиплячим все просто — це речовини, які є рідинами при експлуатаційних тиску та температурі баків. Тобто, при тій температурі, при якій експлуатують ракету, в баках не треба підтримувати значний тиск для того, щоб компонент залишався рідиною і не кипів. Приклади висококиплячих компонентів — це перекис водню, азотна кислота, гас тощо.

Низькокиплячі компоненти — це речовини, тиск насичених парів яких близький до тиску, який максимально витримують баки. Тобто, якщо тиск зняти, то при нормальній температурі компонент почне потихеньку кипіти. Якщо ж баки тримати наддутими, то рідина всередині кипіти не буде. Приклади таких речовин — аміак (так, його також використовували як пальне у американському ракетоплані Х-15), пропан, тетраоксид азоту.

Кріогенні компоненти — це речовини, які залишаються рідинами при дуже низьких температурах, і їх неможливо утримувати від кипіння, піднявши тиск. Такі компоненти потребують захолоджування баків і трубопроводів при заправці, а також постійного підживлення компонентом до моменту старту, щоб компенсувати неминучі його втрати внаслідок кипіння.

Часто запитують, чи є різниця між скрапленим (зрідженим) газом та рідким. Скраплений газ — це якраз низькокипляча рідина, її можна утримувати під розумним тиском. Та ви самі можете побачити, як скраплений пропан є рідиною в прозорій запальничці. З рідким газом так не вийде, рідкий метан — це вже кріогенна рідина, і якщо ви його спробуєте залити в запальничку, то її розірве.

Слід зазначити, що висококиплячі та низькокиплячі компоненти можна зберігати в баках довго, а от кріогенні речовини — ні.

Ще пальне буває монокомпонентне, двокомпонентне і три- і більше компонентне.

Монопальне — це речовина, яка може розкладатися з екзотермічною реакцією під впливом якогось зовнішнього керованого фактору, як правило каталізатору. Таке пальне зазвичай не дуже енергетично ефективне, але його використовують у двигунах малої тяги — ці двигуни призначені для керування КА, і там важлива точність імпульсу і простота та надійність самого двигуна.

Двокомпонентні РРД найбільш поширені, і вони використовують два компоненти — паливо та окислювач.

Паливо — це компонент пального, який у процесі екзотермічної реакції, а просто кажучи горіння, окислюється.

Оскислювач — це компонент пального, який у процесі екзотермічної реакції слугує для окислення палива.

От такі от сепульки-сепулькарії :).

Ну і трикомпонентні палива — це рідкі палива, до складу яких входять три компоненти. Це може бути варіант із допоміжним паливом, яке використовується для приводу турбонасосного агрегату (ТНА), як це зроблено в А-4 (Фау-2) і РД-107/108. І цей третій компонент також враховується в питомому імпульсі тяги.

Інший варіант, коли з’являється третій компонент — екзотичні і ще не реалізовані схеми, коли на старті РРД використовує, скажімо, пару гас-кисень, а потім замість гасу починає спалювати водень.

А навіщо так складно?

А від бажання мати оптимальне паливо на оптимальному етапі польоту. Якщо розглянути ту саму формулу Ціолковського і провести оптимізаційні розрахунки, то виявиться, що на 1 ступені, для якого характерна велика тяга двигунів, важливим стає питома вага пального, тому що чим вона більша, тим менші баки потрібні. Тому на 1 ступені неоптимально, скажімо, використовувати водень, який є речовиною з найменшою питомою масою у природі і потребує величезних баків. А от, скажімо, на меншій 2 ступені вже краще використовувати водень. Тому і придумують схеми, щоб використовувати два види палива в одному двигуні, але поки що реальних РРД на двох паливах не існує.

Приклад із двома паливами також показує одну з основних вимог до компонентів пального — як найбільшу питому вагу або питомий імпульс тяги. А краще і те і інше :) Насправді вимог до компонентів пального ще багато — вони на ракеті виконують багато функцій, окрім основної. Це і рідина для гідроприводів, це і охолоджувач для КЗ, і змазка та охолодження для підшипників ТНА. А ще хочеться, щоб пальне не було токсичним, агресивним, дорогим.

Проте часто якась одна вимога, як то можливість зберігатися в баках космічного апарату роками, переважає всі інші — від високого імпульсу тяги і до небажання мати справу з високотоксичними речовинами.

Так а що використовують як пальне?

Багато різних речовин залежно від того, який із параметрів оптимальний для того чи іншого використання. Давайте поговоримо про найбільш поширені компоненти пального, які використовують в існуючих РРД.

Почнемо з речовини, яку від самого початку теоретичних ще досліджень пропонували як окислювач. Її використовували як окислювач на найпершій серійній ракеті Фау-2, саме він допоміг вивести людство в космос, та й саме людство напевно існує завдяки йому :) — це кисень. Звичайнісінький O₂. Щоправда, дихаємо ми газом, а в ракетах використовують рідкий кисень — позначення LOX, яке використовують в англомовних джерелах, якраз і вказує на цей факт. Рідкий кисень має досить таки хорошу густину — важчий за воду — 1140 кг/м³, не є агресивним до конструктивних матеріалів, простий і дешевий у виробництві. Є добрим окисником практично для всіх пальних, які можуть використовуватися в РРД. Сучасні РРД використовують кисень як окисник для гасу, рідкого водню. Ну і, як ви знаєте, Blue Origin використовує у своєму BE-4 метан. Давайте глянемо поближче на кожну пару кисневих пальних.

Гас

Просто гас. Такий самий, як використовують в авіації — у США це RP-1, у нас це ТС-1. Високомолекулярний вуглеводень. Умовна формула C_7,2107H_13,2936. Ніколи не бачили хімічної формули речовини з дробами? Знайомтеся — саме така формула використовується для розрахунків параметрів горіння в КЗ РРД, а дроби там тому, що гас — це суміш різних вуглеводнів. Гас-кисень вважається наразі найкращою паливною парою для першого ступеню РН — у той час як сучасні двигуни здатні досягнути пустотного питомого імпульсу десь біля 3500 м/с, питома вага цього пального, з урахуванням оптимального співвідношення кисню і гасу, становить 1020 кг/м³. А як ви пам’ятаєте, для першого ступеню важливо мати більшу питому вагу пального.

Гас не токсичний. Порівняно дешевий. Має високу температуру кипіння — 423-588 K — тому може довго зберігатися, але може утворювати смолисті осади у баках. Із задоволенням вбирає в себе вологу. При горінні в умовах нестачі окисника виділяє сажу, що нам яскраво демонструє перший ступінь Фалкону після посадки.

Головний недолік гасу — це його порівняно низька питома вага. Тому в СРСР розробляли синтетичний гас із більшою густиною — синтин.

На пальному гас-рідкий кисень працювали і працюють двигуни:

• РД-107 і РД-108 — відповідно перший і другий ступінь РН Восток/Восход/Союз
• F-1 — перша ступінь РН Saturn V
• НК-15 і НК-33 — перша ступінь РН Н-1
• РД-170/171 — перша ступінь РН Енергія і Зеніт
• РД-180 — перша ступінь РН Atlas IV
• SpaceX Merlin 1D — улюбленець місцевої публіки двигун РН Falcon 9.

І це, зауважте, тільки вибрані найбільш відомі ракети! А повний список двигунів та ракет на цій простій і надійній паливній парі набагато більший. Але так сталося, що найкращі РРД кисень-гас розробили в СРСР. США мають меншу експертизу в таких РРД.

Але яким би не був зручний гас, є паливо, яке перевершує його у ефективності, а саме, його Величність

Водень

Вірніше рідкий водень. Формула, звичайно ж, H₂. Англомовне позначення LH₂. Король і головний біль сучасного ракетобудування.

Чому король? А тому що РРД, які використовують пару рідкий кисень-рідкий водень досягають найбільшого питомого імпульсу тяги серед тих пальних, які реально використовуються, — біля 4500 м/с. Водень також є термодинамічно ідеальним робочим тілом для турбіни ТНА. Це прекрасний охолоджувач і що цікаво — на відміну від більшості інших рідин він не втрачає своїх властивостей охолоджувача при переході в газоподібний стан. Тобто, якби система охолодження вашої машини (не дай Боже, правда) використовувала б не тосол, а водень, то він би не боявся закипіти. От і охолоджуючи КЗ РРД, конструктори не бояться давати водню закипіти, ба навіть іноді спеціально це роблять, щоб крутити газоподібним воднем турбіну, як це зробили в американському RL-10, і радянському 11Д122 — ой, вибачте — РД-0120.

Як ви розумієте, водню навколо нас ну просто цілий океан, ба навіть це найбільш поширений елемент у Всесвіті! Виробляти його порівняно просто, а продукт згоряння — звичайна вода. Здавалося б, які проблеми? Всі переходимо на водень! І ракети, і автомобілі, і літаки!

Але я не просто так назвав водень головним болем. На жаль, у нього є багато недоліків. І два основні недоліки походять від його першого номеру в таблиці елементів — водень є найлегшою речовиною у Всесвіті, його питома вага — 71 кг/м³, а температура кипіння близька до абсолютного нуля — 20,46К.

Через таку малу густину баки для рідкого водню потрібні дуже великі, подивіться на Аріан-5, Шаттл і Енергію.

У них схожа і характерна для водневих РН форма, і розмір баків. Саме низька густина водню і призводить до того, що на першому ступені краще використовувати хай не таке ефективне, але компактніше пальне — гас, або взагалі тверде пальне. Також низька густина водню робить проектування відцентрових насосів для нього досить таки складною справою, і для того щоб забезпечити потрібний тиск, їх роблять багатоступінчатими. Це ускладнює конструкцію двигуна і додає їй маси.

Через те, що рідкий водень є кріогенною рідиною з надзвичайно низькою температурою, заправка його в ракету є складним і довгим процесом — необхідно захолодити всі магістралі і баки, бо інакше водень у них закипає і просто-напросто виштовхує все назад. Ну і пам’ятаємо, що будь-який кріогенний компонент неможливо довго зберігати.

Думаєте, на цьому проблеми з воднем скінчилися? А от і ні. В рідкого водню є ще декілька поганих властивостей.

Водень легко проникає до кристалічної гратки металів і робить їх крихкими, що, звісно, не є добре для конструктивних матеріалів деталей, які працюють під значним навантаженням. Для того щоб уникнути цього, доводиться покривати деталі, які контактують із воднем, сріблом або виготовляти їх зі спеціальних сплавів.

Ще одна дивна властивість рідкого водню полягає в тому, що він стискається. Всі рідини, з якими ми маємо справу, не стискаються на відміну від газів. А рідкий водень стискається. Що призводить до виникнення стрибків ущільнення (ударних хвиль) у трубопроводах і насосах. І цей ефект робить процес розрахунку насосів рідкого водню та його тракту трохи складнішим, ніж для нормальних рідин.

Також водень має високу проникну здатність, тобто його складно герметизувати. І саме висока проникна здатність унеможливила створення композитних водневих баків для проекту Venture Star X-33 — водень проникав у мікротріщини композитних баків, там закипав і розривав стінки.

Ну про вибухо- і пожежонебезпечність водню згадувати навіть смішно.

Але, за всіх своїх складнощів і всіх неприємностей, які приносить водень, він таки має найбільший питомий імпульс тяги з усіх палив, які реально використовує людство. Тому його активно використовували, використовують і будуть використовувати.

На паливній парі LOX-LH2 працюють:

• RL-10 — ступінь Centaur
• J-2 — Saturn IVB
• RS-25 aka SSME — Space Shuttle
• 11Д122 ака РД-0120 — 2-й ступінь РН Енергія
• Vulcain — РН Ariane 5

Легко помітити, що найбільше водень використовують в американських двигунах, і власне на відміну від гасових двигунів у США є глибока експертиза у водневих двигунах.

Зовсім недавно список екологічно чистих паливних пар на цьому б і завершився, але у нас з’явився новий гравець у цій лізі.

Метан

Хімічна формула CH₄. Позначення СН₄, але якщо побачите, що його обізвали LNG — Liquid Natural Gas — не дивуйтеся, бо позаяк натуральний газ це майже повністю і є метан, то можна використовувати і його. Чому ж останнім часом зацікавилися метаном — і SpaceX хоче його використовувати в новому двигуні, і Blue Origin вже на всю котушку тестують свій ВЕ-4?

Нууууу… Почнемо з того, що зацікавилися метаном вже давно — ще у XX сторіччі. Дипломною роботою автора був саме РРД 2500 кН тяги для другого ступеню РН на парі кисень-метан. Ага. А цікавий метан тим, що він важчий за водень — його густина 420 кг/м³ — помітно важчий, чи не так? При цьому питомий імпульс тяги пари метан-кисень… А от тут, на жаль, я точного числа не наведу, бо імпульс ВЕ-4 не публікують, а я свої розрахунки диплому вже загубив. Але пам’ятаю, що при тиcку в КЗ 25 МПа в мене виходив імпульс більший, ніж у гасу, але менший, ніж у водню — десь біля 4000 м/с. Таким чином, метан — це компроміс між гасом і воднем. Імпульс менший за водневий, але й баки менші.

Однак метан все ж кріогенна рідина — кипить при 112 К. Що, звісно, незручно. Також у деяких режимах горіння метану може виділятися сажа — це знижує питомий імпульс тяги, а також погіршує умови охолодження камери згоряння. Але я думаю, що ці проблеми вирішуються, і будемо з нетерпінням чекати перших польотів метанових Blue Origin ВЕ-4 і SpaceX Raptor.

І це все? Що, немає більше окисників, крім кисню?

Чому, є, звісно. Але якщо ми згадаємо шкільний курс хімії, то виявиться, що це не дуже приємні речовини. І це, так би мовити, накладає.

От візьмемо наприклад рідкий фтор. Знову ж таки з курсу хімії зрозуміло, що це мав би бути дуже хороший окислювач. Ну так і є — теоретично найбільший питомий імпульс тяги можна би отримати за допомогою паливної пари берилій-фтор — більше 6000 м/с! Уявили собі такий двигун? А я ні :).

У СРСР у КБ Глушка пробували зробити фторо-водневий двигун. Легенда каже, що стало одного вогневого випробування, щоб зрозуміти, що фтороводнева кислота, яку генерує цей двигун, штука занадто ядуча, щоб мати з нею справу. У США також експериментували як із рідким фтором, так і з його сумішшю з рідким киснем (FLOX) однак покинули ці експерименти з тієї ж причини — продукти згоряння виходили отруйними й агресивними. Та і сам рідкий фтор — речовина дуже небезпечна.

Але іноді можна заплющити очі на агресивність і отруйність самого компоненту пального, якщо він дає нам важливі переваги, а продукти згоряння не є вже такою отрутою. І для військових, які активно використовували РРД на міжконтинентальних балістичних ракетах (МБР) у минулому сторіччі, було надзвичайно важливо відмовитися від будь-яких кріогенних компонентів. Все просто — ви не можете дозволити собі постійно заправляти МБР рідким киснем, не кажучи вже про водень. У першої радянської МБР, знаменитої Р-7 час підготовки до запуску становив 20 годин! Ну для РН Союз це нормально, але не для МБР. Навіть наступна корольовська Р-9 із системою заправки переохолодженим киснем потребувала 20 хвилин. Ага. Чекайте-чекайте, зараз ми її заправимо і яа-аак бахнемо… Ну, одним словом, кріогенні компоненти військовим не підходили. Так а що ж використати як окислювач? Нууу… Кислоту. Знайомтеся — некріогенний окислювач

Азотна кислота

HNO₃. Досить щільна рідина — 1510 кг/м³, яка кипить при 359К. Тобто за винятком того, що це кислота, зберігати її простіше, ніж рідкий кисень. Щоправда, і питомий імпульс тяги у неї не дуже високий — малувато кисню у складі. Тому ще німці, які першими почали її використовувати в РРД, додумалися додавати до неї ще одну речовину —

Азотний тетраоксид

або скорочено АТ — N₂O₄ — і отримали те, що вони назвали «червона димляча азотна кислота», а в радянській номенклатурі позначають як АК-45, наприклад, де 45 — це процент тетраоксиду в кислоті. Потім вирішили, що ще краще використовувати чистий азотний тетраоксид, який є жовтуватою рідиною з густиною 1450 кг/м³ і температурою кипіння 294К, тобто десь 20°С. Ага — це якраз той низькокиплячий компонент, про які я згадував — тетраоксид можна зберігати під трохи підвищеним тиском. Це хороший окислювач, який дозволяє отримувати непоганий питомий імпульс тяги — наприклад із гасом десь 2710 м/с. Паливні пари на основі азотного тетраоксиду, так само, як і на основі азотної кислоти, мають дуже цікаву і корисну для РРД властивість — самозагорятися. Що, звісно, дуже спрощує конструкцію РРД, особливо багаторазового запуску.

Але. Азотний тетраоксид таки досить неприємний у поводженні. Це хімічно агресивна речовина, яка реагує з водою з утворенням азотної та азотистих кислот. З одного боку, це означає, що водою його можна нейтралізувати, а з іншого — нейтралізацію треба продовжувати далі вже для кислоти. Власне через цю його реакцію з водою на слизовій оболонці людини тетраоксид є токсичним.

Саме азотний тетраоксид є відповідальним за бурий димок, який ми бачимо на старті РН, які його використовують — Протон, китайські Великі Походи, Циклон, Рокот, Дніпро та ін.

Азотний тетраоксид широко використовували як окислювач для військових ракет. А в пару до нього для нього зазвичай ставлять

Гідразинові палива

Називають їх так, тому що це група речовин, в основі яких є гідразин – N₂H₄. Це прозора рідина з густиною близькою до густини води — 1010 кг/м³ і температурою кипіння 386,66К — тобто досить таки легкою для зберігання. Двигуни на гідразині і АТ досягають питомого імпульсу тяги десь 2860 м/с. Так само, як і гас, гідразин самозаймається з азотною кислотою і тетраоксидом. Тобто ми бачимо, що це досить зручне паливо. Але… Все би добре, але є одна біда — гідразин дуже токсичний. Так само як і його похідні, і найбільш вживана з них

НДМГ

або несиметричний диметил гідразин — H₂N — N(CH₃)₂. Несиметричний тому, що метильні групи розташовані несиметрично. Що цікаво — СДМГ — симетричний диметил гідразин — не використовується в ракетній техніці.

Як і гідразин, НДМГ має високу температуру кипіння — 336К, але меншу густину — 785 кг/м³. Він добре зберігається і тому його широко використовують там, де це важливо — для військових ракет і космічних апаратів. Тим більше що він також самозаймається з АТ і має хороший питомий імпульс тяги з цим окислювачем — десь 3300 м/с.

До речі, той самий страшний гептил це і є НДМГ. Але гептил — це назва від військових, а на жаргоні ракетників палива на основі азотних окислювачів і гідразинових похідних називають «смердючими» — через токсичність.

Незважаючи на цю дуже неприємну властивість гідразинові палива, а варто згадати ще монометилгідразин (ММГ) і суміш НДМГ та гідразину — аерозин-50, досить популярні. Їх широко використовують по цілому світі — не дивно, бо такі РРД можна використовувати для військових ракет і вони досить таки прості. Тому обмежуся тільки двома прикладами найбільш відомих РРД КБ Глушка:

• РД-253 — перший ступінь РН Протон
• РД-270 — один з найпотужніших РРД свого часу, призначений для місячної РН УР-700

І саме з РД-270 і НДМГ пов’язана сумна історія радянської, та напевно і світової, космонавтики — сварка і повний розрив між С.П.Корольовим і В.П.Глушком. Справа в тому, що у пального АТ-НДМГ є ще одна хороша властивість — двигуни, які їх використовують, менш схильні до високочастотних коливань у КЗ, які приводять до катастрофічних наслідків. У 60-х роках, коли тривала місячна гонка, у Глушка не могли зробити кисневий РРД потрібної тяги саме через ці коливання. А РД-270 вже був у процесі розробки, і було очевидно, що зробити його вийде. Але через токсичність НДМГ проти його використання в пілотованій програмі категорично виступав Корольов. Сергій Павлович не хотів ризикувати космонавтами і запускати їх на РН повній токсичних компонентів. У ході «дискусії» з Глушком два старі приятелі дійшли до матюків і таких образ, що після цього вони більше ніколи один з одним не розмовляли… І це стало одною з причин провалу радянської місячної програми…

Здавалося б, гідразинові палива вже йдуть на пенсію — військові переходять на твердопаливні МБР, екологи воюють з РН на «смердючих» пальних. Он і український Цилон-4 хочуть переробити на кисень-гас замість токсичної пари АТ-НДМГ, незважаючи на те, що це не модифікація, а по суті нова РН з новими двигунами…

Але! Є царина, де спроможність «смердючок» зберігатися роками просто незамінна — двигуни космічних апаратів. Космічні кораблі, супутники і міжпланетні станції заправляють старим добрим гідразином, НДМГ, азоткою, АТ і запускають на багато років у космос, де токсичність вже не так хвилює, а от властивість зберігатися весь термін зовсім не короткої місії просто життєво необхідна. Та й те, що пальне загоряється саме, сильно спрощує життя конструкторам і підвищує надійність РРД КА, які зазвичай вмикають досить багато разів. Так що для космічних РРД альтернативи «смердючкам» зараз немає, і навіть найновіші КА, такі як SpaceX Dragon 2 чи X-37B, використовують АТ і ММГ чи гідразин (відповідно) у своїх рушійних установках.

Треба також згадати, що гідразин використовують взагалі без окисника — він може розкладатися за допомогою каталізатора і давати тягу, що надзвичайно зручно для РРД малої тяги. Такі двигуни здійснюють керування КА і їх задача давати дуууже маленькі але дууууже точні імпульси щоб акуратно повертати апарат в потрібну сторону. Тобто гідразин є також і монопальним.

О! Я ледве не забув про ще одне монопальне. А воно цього не заслужило. Пальне яке дозволило людству отримати перші фото Землі з космосу. Пальне яке дозволило вивести перший супутник людства і перший супутник Великобританії. Пальне яке використовують в двигунах РН Восток і досі в РН Союз. Речовина яка є в кожній аптечці. Ну, не спирт, а

Перекис водню

Ага, ото саме H₂O₂, тільки високої концентрації — десь біля 80%. За такої концентрації перекис у присутності каталізатору — сполуки марганцю, наприклад — бурно розкладається на гарячий парогаз. І саме таким парогазом від розпаду перекису приводилась у рух турбіна у двигуні ракети А4, більш відомої як Фау-2. І точно так само крутиться ТНА двигуна РД-107/108 відповідно на першому і другому ступені РН Союз, яка досі возить людей у космос. Також перекис широко використовують як монопальне для космічних РРД і особливо РРД малої тяги — наприклад, на КК Союз або у вже згаданого X-15.

Цікаво, що перекис водню також може слугувати окисником. Перша та єдина британська РН Black Arrow, яка вивела перший британський штучний супутник Землі, використовувала паливну пару гас-перекис водню. Американська Beal Aerospace наприкінці 90-х років минулого сторіччя спробувала побудувати свою РН BA-2, яка використовувала таку саму пару компонентів.

Я свого часу спробував порахувати параметри двигуна цієї РН і, можливо, таки є сенс спробувати це пальне для простої дешевої одноразової РН. За досить-таки низького тиску в камері — 1 МПа — гас і кисень дають пустотний питомий імпульс тяги біля 2800 м/с. При цьому не потрібний ТНА, а обидва компоненти можна зберігати в композитних баках. Тож може перекис ще про себе нагадає.

Отже, я розповів вам про основні формули теорії РРД та про те, які паливні компоненти зараз використовують. Є ще дуже багато різних екзотичних і не дуже ракетних палив — тим, хто цікавиться, раджу заглянути на сторінку сайту Марка Вейда. Але реально зараз використовуються тільки ті, про які я згадав. І основна проблема сучасної космонавтики в тому, що хімічні двигуни — а РРД хімічні — обмежені у своїй ефективності пальним, яке можна використовувати.

Тому перспективи розвитку РРД пов’язані не з новими пальними, а з удосконаленням конструкції двигунів. А от в яку сторону і для чого, я розповім у наступному матеріалі, з якого ви дізнаєтесь, які бувають типи РРД, чому Мерлін називають двигуном 60-х років ХХ сторіччя, чим відрізняється РРД закритої схеми від РРД з передкамерною турбіною і який РРД я називаю паровозиком.