Ракетное топливо      Вещества, применяемые в ракетных двигателях как источник энергии и рабочего тела для создания реактивной силы тяги. Основным показателем Р.т., характеризующим его энергетич. свойства, является теплота сгорания или теплопроизводительность - количество тепла в ккал, выделяющегося при сгораниии 1 кг топлива. Экономичность работы ракетного двигателя на различном топливе оценивается уд. тягой, или уд. импульсом Rуд. 0,1 Uэ кГ.сек/кг, где Uэ - эффективная скорость истечения газообразных продуктов сгорания топлива через сопло двигателя. Rуд. показывает, какую тягу может развивать ракетный двигатель при сгорании в нем 1 кг топлива в 1 сек. Чем больше удельная тяга, тем двигатель меньше расходует топлива, тем лучше топливо. По агрегатному состоянию Р.т. делят на твердые (пороха) и жидкие. Соответственно и ракетные двигатели подразделяют на пороховые и жидкостные.    В ракетных двигателях твердые топлива применялись значительно раньше жидких. Первым твердым топливом, издавна применявшимся в простейших ракетах (фейерверочных, сигнальных, зажигательных и др.), был черный прессованный порох. В современных пороховых ракетных двигателях применяют гл. обр. пороха на основе нитроцеллюлозы (см. Баллиститы) и смесевые, или гетерогенные, пороха.    Смесевые твердые топлива представляют собой механич. смесь горючего вещества с окислителем. В качестве горючего обычно применяют смолы, напр. эпоксидные, полиуретановые или полиэфирные, асфальты, синтетич. каучуки, играющие одновременно роль цементатора (связки). В качестве окислителей применяют соединения, содержащие в своем составе большое количество кислорода (перхлорат аммония NH4ClO4, перхлорат калия KClO4 и др.). Окислитель смешивают с горючим и добавками (стабилизаторами, катализаторами, порошкообразными металлами с высокой теплотой сгорания и др.) и из смеси готовят шашки или блоки необходимой величины. Напр., топливо американской ракеты "Поларис" состоит из полиуретановой смолы и перхлората аммония с добавкой до 10% алюминиевого порошка. Смесевые пороха как Р.т. лучше баллиститных: из них легче готовить заряды больших размеров, у них больше теплота сгорания и уд. тяга двигателя, скорость горения меньше зависит от темп-ры и давления в камере двигателя. Уд. тяга ракетных двигателей, работающих на твердых топливах, составляет 180-240 кГ.сек/кг.    К преимуществам пороха как твердого Р.т. относятся: большая плотность (1,50-1,65г/см3), простота снаряжения двигателя пороховым зарядом (камера сгорания является местом хранения порохового заряда), возможность длительного хранения ракеты в снаряженном состоянии в постоянной готовности к применению. Существенный недостаток твердых Р.т. - малая теплота сгорания (800-1300 ккал/кг), неустойчиврсть горения при малых давлениях в камере. Управлять процессом сгорания топлива и регулировать тягу таких двигателей трудно.    В 1903 К.Э. Циолковский предложил применять в ракетных двигателях жидкие топлива, имеющие значительно большую теплоту сгорания. Это позволило увеличить силу тяги, скорость, высоту и дальность полета летательных аппаратов.    К преимуществам жидких топлив перед твердыми относятся также возможность регулирования процесса сгорания, давления в камере и тяги двигателя посредством изменения расхода топлива, возможность многократных запусков и остановок двигателя.    Известно большое число жидких веществ, пригодных для сжигания в камере ракетного двигателя, однако только сравнительно немногие из них получили практич. применение. Это объясняется высокими требованиями, предъявляемыми к топливам. Важнейшими из этих требований являются: большая теплота сгорания, возможно большая плотность, низкая темп-ра замерзания, небольшая вязкость, малая агрессивность по отношению к конструкционным материалам, стабильность при хранении и транспортировке и безопасность в обращении. Кроме того, скорость горения топлива должна быть достаточно большая, а сам процесс горения устойчивым (без пульсации или детонации). Период задержки воспламенения (промежуток времени от момента поджигания топлива до его воспламенения) должен быть небольшим. Темп-ра восламенения топлива должна быть возможно более низкой. Так как в современных ракетных двигателях топливо одновременно используется для охлаждения стенок камеры сгорания, то теплоемкость, теплопроводность, скрытая теплота испарения и темп-ра кипения топлива должны быть достаточно большими; кроме того, оно должно быть термически стойким (не образовывать твердых отложений на горячих стенках камеры. Практически выбирают топлива, способные для заданных условий работы дать наилучшие результаты.    Жидкие ракетные топлива делят на однокомпонентные и двукомпонентные (под компонентами топлива подразумевают каждое из веществ, раздельно подводимых в камеру сгорания).    К однокомпонентным относятся топлива, к-рые при сгорании не нуждаются в подаче окислителя извне. В этот класс топлив входят (см. табл. 1): вещества, молекулы к-рых содержат горючие элементы и необходимый для горения кислород (напр., метилнитрат, этилнитрат, изопропилнитрат, нитрометан, нитроэтан и др.); р-ры горючих и окислителей, не взаимодействующих друг с другом при обычных темп-рах (смеси перекиси водорода, этилового спирта и воды; четырехокиси азота и бензола); соединения, выделяющие при своем распаде большое количество тепла и газообразных продуктов без участия окислителя (перекись водорода, гидразин, окись этилена). Таблица 1. Физико-химические свойства нек-рых ракетных топлив и их компонентов Наименование Плотность при 20C,г/см3 Т. кип.,C Т.пл., C Окислители Кислород 1,14 а -183 -219 Азотная кислота 1,52 б 86 -41,6 Четырехокись азота 1,46 б 21 -11,3 Перекись водорода 1,44 150 -2 Фтор 1,51 а -188 -220 Озон 1,46 а -112 -193 в Тетранитрометан 1,64 125 13,9 Хлорная кислота 1,77 110 -112 Горючие Керосин 0,78-0,85 180-320 -50 Этиловый спирт 0,79 78 -115 Метиловый спирт 0,79 65 -98 Анилин 1,02 184 -6 Ксилидин 0,98 216 -54 Триэтиламин 0,73 90 -115 Диметилгидразин 0,80 63 -58 Аммиак 0,68 а -33 -78 Водород 0,07 а -253 -259 Однокомпонентные топлива Метилнитрат 1,21 64 -83 Изопропилнитрат 1,02 102 -60 Нитрометан 1,14 101 -29 Окись этилена 0,88 13 -111 а- При темп-ре кипения. б -При 15C. в - Способен к переохлаждению (см. Озон).    Применение однокомпонентных топлив упрощает конструкцию топливный системы и уменьшает вес двигателя, однако взрыоопасность и сравнительно низкая теплота сгорания (470-1100 ккал/кг) этих топлив ограничивает их применение. Наибольшее распространение как однокомпонентное топливо получила перекись водорода. При разложении 1 кг 100%-ной H2O2 выделяется 690 ккал тепла, а продукты распада (вода и кислород) нагреваются до 470C. Для ускорения разложения перекиси водорода применяют катализаторы NaMnO4, MnO2 и др.    Двухкомпонентные топлива состоят из горючего и окислителя, раздельно подаваемых в камеру сгорания. Они получили широкое применение, т.к. теплота их сгорания значительно выше, чем у однокомпонентных топлив (2000-2500 ккал/кг). Такие топлива более безопасны, их легче хранить и транспортировать, сырьевые ресурсы их значительно больше, чем однокомпонентных топлив. По способу воспламенения в двигателе двухкомпонентные топлива делятся на самовоспламеняющиеся и несамовоспламеняющиеся.    Применение самовоспламеняющихся топлив упрощает конструкцию двигателя и повышает надежность его запуска, однако эти топлива опасны в пожарном отношении.    В качестве окислителей наиболее широкое распостранение за рубежом получили жидкий кислород, четырехокись азота, конц. азотная к-та и перекись водорода. Из них наиболее эффективным является жидкий кислород; его недостаток - низкая темп-ра кипения (-183C), в связи с чем велики потери его от испарения. Широко применяются как окислители четырехокись азота и конц. азотная к-та в связи с тем, что эти вещества при обычных темп-рах являются жидкостями и дают с нек-рыми горючими (анилин, гидразин, диметилгидразин и др.) самовоспламеняющиеся смеси. Азотная к-та, четырехокись азота и их смеси весьма агрессивны. Для уменьшения коррозионной активности к ним добавляют различные ингибиторы коррозии, например 0,4-0,6% фтористого водорода. Перекись водорода как окислитель используется реже, т.к. она по эффективности несколько уступает азотной к-те. Кроме того, она чувствительна к различным примесям, особенно к окислам и солям железа, свинца и др. тяжелых металлов. Как окислители могут использоваться также жидкий фтор, жидкий озон, тетранитрометан, хлорная к-та и др.    Самым сильным окислителем является жидкий фтор. В паре с жидким водородом, гидразином или аммиаком, как горючими он дает топлива с наиболее высокими энергетич. показателями (см. табл. 2). Преимущество жидкого фтора перед другими окислителями состоит в сравнительно большой плотности, высокой теплопроизводительности, благоприятном химич. составе продуктов горения. Серьезными препятствиями к практич. освоению жидкого фтора ракетной техникой пока являются сильная агрессивность, ядовитость, низкая темп-ра кипения.    В качестве ракетного горючего применяют: углеводороды и их смеси (керосин, бензин); спирты (метиловый, этиловый, фурфуриловый и др.); амины (анилин, триэтиламин, ксилидин и др.); гидразин и его производные (метилгидразин, диметилгидразин), жидкий водород и др.    Углеводородное горючее относительно дешево, отличается высокой теплотой сгорания и темп-рой горения, но имеет большой период задержки воспламенения и сравнительно низкую охлаждающую способность; применяется с жидким кислородом или азотной к-той. Спирты обладают меньшей теплотой сгорания, чем углеводороды, но имеют более низкую темп-ру горения, лучшую охлаждающую способность и меньший период задержки воспламенения. Хорошими эксплуатационными качествами как горючие отличаютсч амины и диметилгидразин. У них сравнительно высокие теплота сгорания, плотность и темп-ра кипения, низкие темп-ры воспламенения и замерзания. Таблица 2. Расчетные характеристики некоторых жидких ракетных топлив Окислитель Горючее Весовое отношениеокислителя к горючему Плотность топлива,г/см3 Темп-ра продуктов сгорания,C Средний мол. вес продуктов сгорания Уд. тяга двигателя, кГ.сек/кг (при давлениях в камере сгорания 70 кг/см2, при срезе сопла 1 кг/см2 Жидкий Кислород аммиак 1,4 0,84 2790 19,7 285 спирт этиловый 1,68 0,99 3115 23,9 274 Гидразин 0,80 1,06 3075 18,6 301 Диметилгидразин 1,39 0,96 3170 19,8 295 Водород 3,4 0,26 2415 18,0 368 Керосин 2,48 1,02 3385 23,0 286 Фтор Аммиак 3,85 1,21 4280 19,9 330 Гидразин 1,83 1,29 4220 18,5 334 Водород 5,54 0,33 2535 20,0 398 85% Азотной кислоты+15% Четырех-Окиси Азота Гидразин 1,45 1,28 2805 20,7 277 Диметилгидразин 2,46 1,22 2845 22,2 267 Керосин 4,1 1,33 2900 24,6 258 Четырех-Окиси Азота Гидразин 1,42 1,23 2990 21,3 292 Диметилгидразин 2,75 1,19 3150 24,0 274 Керосин 3,62 1,24 3105 25,2 263    В сочетании с четырехокисью азота и азотной к-той амины и диметилгидразин образуют самовоспламеняющееся устойчиво горящее топливо с малым периодом задержки самовоспламенения. Высокие энергетич. показатели имеет жидкий водород. В смеси с кислородом он легко воспламеняется от постороннего источника, имеет очень высокую теплоту сгорания при сравнительно низкой темп-ре горения. Применение жидкого водорода позволяет значительно повысить уд. тягу двигателя (см. табл. 2). Практическое применение жидкого водорода затрудняют малая плотность и чрезвычайно низкая температура кипения. Большая часть используемых жидких ракетных топлив весьма агрессивна и ядовита. Работа с ними требует соблюдения мер предосторожности.    Стремление повысить скорость и дальность полета летательных аппаратов ведет к поискам новых источников энергии для использования в ракетных двигателях. Интенсивно изучаются свободные радикалы. При рекомбинации радикалов выделяется большое количество тепла. Если тепловой эффект обычных реакций окисления не превышает 3000 ккал/кг, то запас энергии радикалов достигает 55000 ккал/кг (при рекомбинации атомов водорода). Большие перспективы открывают возможность использования в ракетных двигателях энергии внутриядерных реакций, плазменного, ионного и фотонного топлива.    Лит.:    Паушкин Я.М., Химия реактивных топлив, М., 1962; Моторные, реактивные и ракетные топлива, под ред. К.К.Папок и Е.Г.Семенило, 4 изд., М., 1962; Синярев Г.Б., Добровольский М.В., Жидкостные ракетные двигатели, М., 1957. П.П.Зарудный.