Sıvı roket itici - Liquid rocket propellant - Wikipedia

Ana makale: Sıvı yakıtlı roket

En yüksek özgül dürtü kimyasal roketler kullanım sıvı yakıtlar (sıvı yakıtlı roketler ). Tek bir kimyasaldan (a monopropellant) veya iki kimyasalın karışımı olarak adlandırılan bipropeltler. Bipropellanlar ayrıca iki kategoriye ayrılabilir; hipergolik iticiler, yakıt ne zaman tutuşur ve oksitleyici temas kurmak ve bir ateşleme kaynağı gerektiren hipergolik olmayan iticiler.[1]

Yaklaşık 170 farklı itici gazlar yapılmış sıvı yakıt itici katkı maddeleri, korozyon inhibitörleri veya stabilizatörler gibi belirli bir itici gazda yapılan küçük değişiklikler dışında test edilmiştir. Yalnızca ABD'de en az 25 farklı itici gaz kombinasyonu uçurulmuştur.[2] 2020 itibariyle, 1970'lerin ortalarından bu yana tamamen yeni bir itici gaz kullanılmamıştır.[3]

Sıvı yakıtlı roket motoru için bir itici yakıt seçiminde birçok faktör vardır. Birincil faktörler arasında işletim kolaylığı, maliyet, tehlikeler / çevre ve performans yer alır.[kaynak belirtilmeli ]

Tarih

20. yüzyılın başlarında gelişme

Konstantin Tsiolkovsky 1903'te makalesinde sıvı yakıtların kullanılmasını önerdi Roket Cihazlarıyla Dış Uzayın Keşfi. [4][5]

Robert H. Goddard 16 Mart 1926'da, en dikkate değer buluşunun fırlatma çerçevesini tuttu - ilk sıvı yakıtlı roket.

16 Mart 1926'da, Robert H. Goddard Kullanılmış sıvı oksijen (FÜME BALIK) ve benzin gibi roket yakıtları ilk kısmen başarılı olduğu için sıvı yakıtlı roket başlatmak. Her iki itici gaz da kolaylıkla temin edilebilir, ucuz ve oldukça enerjiktir. Oksijen ılımlı kriyojen hava bir sıvı oksijen tankına karşı sıvılaşmayacağından, LOX'u aşırı izolasyon olmadan bir rokette kısa bir süre saklamak mümkündür.

İkinci Dünya Savaşı dönemi

Almanya, öncesinde ve sırasında çok aktif roket geliştirdi. Dünya Savaşı II her ikisi de stratejik V-2 roket ve diğer füzeler. V-2 bir alkol / LOX kullandı sıvı itici motor, ile hidrojen peroksit yakıt pompalarını çalıştırmak için.[6] Alkol, motor soğutması için suyla karıştırıldı. Hem Almanya hem de Amerika Birleşik Devletleri, LOX'ten çok daha fazla yoğunluğa sahip depolanabilir sıvı oksitleyici ve yüksek yoğunluklu oksitleyici ile temas ettiğinde kendiliğinden tutuşan bir sıvı yakıt kullanan yeniden kullanılabilir sıvı yakıtlı roket motorları geliştirdi. Alman motoru, hidrojen peroksit ve bir yakıt karışımı ile güçlendirildi. hidrazin hidrat ve metil alkol. ABD motoru, Nitrik asit oksitleyici ve anilin. Her iki motor da uçağa güç sağlamak için kullanıldı. Ben 163 Komet Alman motoru durumunda önleme ve RATO ABD motoru söz konusu olduğunda uçağın kalkışına yardımcı olacak birimler.

1950'ler ve 1960'lar

1950'lerde ve 1960'larda, orduya daha uygun yüksek enerjili sıvı ve katı itici gazlar bulmak için itici kimyagerler tarafından büyük bir faaliyet patlaması yaşandı. Büyük stratejik füzelerin kara tabanlı veya denizaltı tabanlı silolarda yıllarca oturması ve bir anda fırlatılabilmesi gerekir. Roketlerinin daha kalın buz örtüleri oluşturmasına neden olan sürekli soğutma gerektiren itici gazlar pratik değildi. Ordu, tehlikeli maddeleri idare etmeye ve kullanmaya istekli olduğu için, büyük gruplar halinde çok sayıda tehlikeli kimyasal üretildi ve bunların çoğu operasyonel sistemler için uygun görülmedi. Bu durumuda Nitrik asit asidin kendisi (HNO
3) dengesizdi ve çoğu metali aşındırarak depolanmasını zorlaştırdı. Mütevazı bir miktarın eklenmesi nitrojen tetroksit, N
2Ö
4, karışımı kırmızıya çevirdi ve bileşimini değiştirmesini önledi, ancak nitrik asidin yerleştirildiği kapları aşındırması ve işlem sırasında basınç oluşturabilecek gazları serbest bırakması sorununu bıraktı. Atılım, biraz eklenmesiydi hidrojen florid (HF), tank duvarlarının iç kısmında kendinden sızdırmaz bir metal florür oluşturur. Engellenmiş Kırmızı Dumanlı Nitrik Asit. Bu, "IRFNA" yı saklanabilir yaptı. IRFNA veya saflığa dayalı itici gaz kombinasyonları N
2Ö
4 oksitleyici ve gazyağı olarak veya hipergolik (kendiliğinden tutuşan) anilin, hidrazin veya simetrik olmayan dimetilhidrazin Yakıt olarak (UDMH) daha sonra stratejik ve taktik füzelerde kullanılmak üzere Amerika Birleşik Devletleri ve Sovyetler Birliği'nde kabul edildi. Kendiliğinden tutuşan depolanabilir sıvı çift itici gazlar, LOX / gazyağından biraz daha düşük özgül dürtüye sahiptir ancak daha yüksek yoğunluğa sahiptir, bu nedenle aynı boyuttaki tanklara daha büyük bir itici kütle yerleştirilebilir. Benzin yerine farklı hidrokarbon yakıtlar[kaynak belirtilmeli ] Örneğin RP-1 - oldukça rafine bir derece gazyağı. Bu kombinasyon, depolanması gerekmeyen roketler için oldukça pratiktir.

Gazyağı

Nazi Almanyası tarafından geliştirilen V-2 roketleri LOX ve etil alkol kullandı. Alkolün temel avantajlarından biri, daha büyük roket motorlarında soğutma sağlayan su içeriğiydi. Petrol bazlı yakıtlar alkolden daha fazla güç sunuyordu, ancak standart benzin ve gazyağı, motor tesisatını tıkayabilecek çok fazla silt ve yanma yan ürünleri bırakıyordu. Ek olarak etil alkolün soğutma özelliklerinden yoksundular.

1950'lerin başlarında, ABD'deki kimya endüstrisine, geride kalıntı bırakmayan ve aynı zamanda motorların soğuk kalmasını sağlayan gelişmiş bir petrol bazlı roket itici gazını formüle etme görevi verildi. Sonuç oldu RP-1, özellikleri 1954'te kesinleşti. Oldukça rafine edilmiş bir jet yakıtı olan RP-1, geleneksel petrol yakıtlarından çok daha temiz bir şekilde yandı ve ayrıca yer personeli için patlayıcı buharlardan daha az tehlike oluşturuyordu. Atlas, Titan I ve Thor gibi erken dönem Amerikan roketlerinin ve balistik füzelerin çoğu için itici güç oldu. Sovyetler hızlı bir şekilde R-7 füzeleri için RP-1'i benimsedi, ancak Sovyet fırlatma araçlarının çoğu nihayetinde depolanabilir hipergolik iticiler kullandı. 2017 itibariyle, içinde kullanılır ilk aşamalar birçok yörünge fırlatıcı.

Hidrojen

Birçok erken roket teorisyeni şuna inanıyordu: hidrojen en yüksek değeri verdiği için harika bir itici özgül dürtü. Ayrıca oksitlendiğinde en temiz olarak kabul edilir. oksijen çünkü tek yan ürün sudur. Buharla yeniden biçimlendirme doğal gaz dünya üretiminin yaklaşık% 95'inde ticari dökme hidrojen üretmenin en yaygın yöntemidir[7][8] 500 milyar m3 1998 yılında.[9] Yüksek sıcaklıklarda (700 - 1100 ° C) ve yüksek sıcaklıklarda metal tabanlı katalizör (nikel ), buhar metanla reaksiyona girer karbonmonoksit ve hidrojen.

Herhangi bir durumda hidrojen çok hantaldır; tipik olarak derin kriyojenik bir sıvı olarak depolanır, 1950'lerin başlarında uzmanlaşan bir teknik hidrojen bombası geliştirme programı -de Los Alamos. Sıvı hidrojen kaynatılmadan depolanır ve taşınır çünkü helyum Hidrojenden daha düşük kaynama noktasına sahip olan, soğutucu soğutucu olarak işlev görür. Sadece soğutmanın olmadığı bir fırlatma aracına hidrojen yüklendiğinde, atmosfere açılır.[10]

1950'lerin sonlarında ve 1960'ların başında aşağıdaki gibi hidrojen yakıtlı aşamalar için kabul edildi. Centaur ve Satürn üst aşamalar.[kaynak belirtilmeli ] Sıvı haldeyken bile, hidrojenin yoğunluğu düşüktür, büyük tanklar ve pompalar gerektirir ve aşırı soğuk, tank yalıtımı gerektirir. Bu ekstra ağırlık, sahnenin kütle oranını azaltır veya ağırlığı azaltmak için tankların basınç stabilizasyonu gibi olağanüstü önlemler gerektirir. Basınç stabilize edilmiş tanklar, katı yapılar yerine iç basınçla yüklerin çoğunu destekler ve öncelikle gerilme direnci tank malzemesinin.[kaynak belirtilmeli ]

Sovyet roket programı, kısmen teknik yetenekler eksikliğinden dolayı, LH
2 için kullanıldığı 1980'lere kadar itici olarak Energiya çekirdek aşama.[kaynak belirtilmeli ]

Üst sahne kullanımı

Sıvı roket motoru itici yakıt kombinasyonu sıvı oksijen ve hidrojen, halihazırda kullanılan geleneksel roketlerin en yüksek özgül itici gücünü sunar. Bu ekstra performans, düşük yoğunluğun dezavantajını büyük ölçüde ortadan kaldırır. Bir iticinin düşük yoğunluğu, daha büyük yakıt depolarına yol açar. Bununla birlikte, bir üst kademe uygulamasında özgül dürtüdeki küçük bir artış, yörüngeye kadar olan yükte önemli bir artışa sahip olabilir.[3]

Gazyağı ile karşılaştırma

Dökülen gazyağı nedeniyle fırlatma rampası yangınları, öncelikle iki nedenden ötürü hidrojen yangınlarından daha zararlıdır. İlk olarak, gazyağı mutlak sıcaklıkta hidrojenden yaklaşık% 20 daha sıcak yanar. İkinci sebep yüzdürmesidir. Hidrojen derin bir kriyojen olduğundan, hızla kaynar ve bir gaz olarak çok düşük yoğunluğu nedeniyle yükselir. Hidrojen yandığında bile, gazlı H
2Ö sadece 18 moleküler ağırlığa sahip olan sen 29.9'a kıyasla sen hava için, bu yüzden de hızla yükselir. Öte yandan gazyağı yere düşer ve büyük miktarlarda döküldüğünde saatlerce yanar ve kaçınılmaz olarak zaman alan onarımlar ve yeniden inşa gerektiren yoğun ısı hasarına neden olur. Bu, büyük, kanıtlanmamış roket motorlarının ateşlenmesiyle ilgilenen test standı ekiplerinin en sık deneyimlediği bir derstir. Hidrojen yakıtlı motorlar, sevk hatlarının yatay olarak çalıştırılması gibi özel tasarım gereksinimlerine sahiptir, bu nedenle hatlarda tuzaklar oluşmaz ve dar alanlarda kaynama nedeniyle kopmalara neden olur. Bu hususlar, sıvı oksijen gibi tüm kriyojenler için geçerlidir ve sıvı doğal gaz (LNG) de. Sıvı hidrojen yakıtının kullanımı, diğer tüm pratik kimyasal roket iticilerinin çok üzerinde mükemmel bir güvenlik siciline ve üstün performansa sahiptir.

Lityum ve flor

Bir roket motorunda şimdiye kadar test edilmiş en yüksek özgül dürtü kimyası lityum ve flor, egzoz termodinamiğini iyileştirmek için eklenen hidrojen ile (tüm itici gazların kendi tanklarında tutulması gerekiyordu, bu da tripropellant ). Kombinasyon, 5320 m / s egzoz hızına eşdeğer bir vakumda 542 s spesifik itici güç sağladı. Bu kimyanın pratik olmaması, neden egzotik itici gazların gerçekte kullanılmadığının altını çiziyor: üç bileşenin tümünü sıvı yapmak için, hidrojen –252 ° C'nin (sadece 21 K) altında ve lityumun 180 ° C'nin (453 K) üzerinde tutulması gerekiyor. . Lityum ve florin ikisi de aşırı derecede aşındırıcıdır, lityum hava ile temas ettiğinde tutuşur, florin hidrojen dahil çoğu yakıtla temas ettiğinde tutuşur. Egzozdaki flor ve hidrojen florür (HF) çok zehirlidir, bu da fırlatma rampası çevresinde çalışmayı zorlaştırır, çevreye zarar verir ve başlatma lisansı bu çok daha zor. Hem lityum hem de flor, çoğu roket iticisine kıyasla pahalıdır. Bu kombinasyon bu nedenle asla uçmadı.[11]

1950'lerde, Savunma Bakanlığı başlangıçta balistik füze itici gücü olarak lityum / florin önerdi. Bir flor bulutunun atmosfere salındığı bir kimya fabrikasında 1954 yılında meydana gelen bir kaza, onları LOX / RP-1 kullanmaya ikna etti.

Metan

Kasım 2012'de, SpaceX CEO Elon Musk geliştirme planlarını duyurdu sıvı metan / LOX roket motorları.[12] Daha önce sadece kullanılmıştı RP-1 / LOX girişi SpaceX roket motorları. Mart 2014 itibariyleSpaceX, Raptor Methalox bipropellant roket motorunun 2016 yılına kadar 3.000 kN (670.000 lbf) itme kuvveti oluşturması bekleniyordu.[13] Motorun gelecekteki süper ağır roketlerde kullanılması planlanıyor. Starship.[14][15]

Temmuz 2014'te, Ateşböceği Uzay Sistemleri uydu fırlatmalı küçük araçları için metan yakıtı kullanma planlarını duyurdu, Ateşböceği Alfa bir ile havacılık motoru tasarım.[16]

Eylül 2014'te, Mavi Kökeni ve United Launch Alliance ortak geliştirmeyi duyurdu BE-4 LOX / LNG motoru. BE-4, 2.400 kN (550.000 lbf) itme sağlayacaktır.[17]

Monopropellan

Yüksek test peroksit
Yüksek test peroksit konsantredir Hidrojen peroksit yaklaşık% 2 ila% 30 su ile. Bir katalizör üzerinden geçirildiğinde buhar ve oksijene ayrışır. Bu, kolayca depolanabilir olması nedeniyle tarihsel olarak reaksiyon kontrol sistemleri için kullanılmıştır. Genellikle araba kullanmak için kullanılır Turbo pompalar, üzerinde kullanılıyor V2 roketi ve modern Soyuz.
Hidrazin
enerjik olarak azot, hidrojen ve amonyağa (2N2H4 → N2+ H2+ 2 NH3) ve uzay araçlarında en yaygın kullanılanıdır. (Okside olmayan amonyak ayrışması endotermiktir ve performansı düşürür).
Azot oksit
nitrojen ve oksijene ayrışır.
Buhar
Dışarıdan ısıtıldığında oldukça mütevazı bir I verirsp malzeme korozyonuna ve termal sınırlara bağlı olarak 190 saniyeye kadar.

Mevcut kullanım

bensp çeşitli roketlerin vakumunda
Roketİtici gazlarbensp, vakum (lar)
Uzay mekiği
sıvı motorlar		FÜME BALIK /LH2453[18]
Uzay mekiği
katı motorlar		APCP268[18]
Uzay mekiği
OMS		NTO /MMH313[18]
Satürn V
Aşama 1		FÜME BALIK /RP-1304[18]

2018 itibariyle, yaygın olarak kullanılan sıvı yakıt kombinasyonları:

Gazyağı (RP-1) / Sıvı oksijen (FÜME BALIK)
Alt aşamaları için kullanılır Soyuz güçlendiriciler, ilk aşamaları Satürn V ve Atlas ailesi ve her iki aşaması Elektron ve Falcon 9. Robert Goddard'ın ilk roketine çok benziyor.
Sıvı hidrojen (LH) / LOX
Aşamalarında kullanılır Uzay mekiği, Uzay Fırlatma Sistemi, Ariane 5, Delta IV, Yeni Shepard, H-IIB, GSLV ve Centaur.
Simetrik olmayan dimetilhidrazin (UDMH) veya Monometilhidrazin (MMH) / Dinitrojen tetroksit (NTO veya N
2Ö
4)
Rusça'nın ilk üç aşamasında kullanıldı Proton güçlendirici, Hintli Vikas motoru için PSLV ve GSLV roketler, çoğu Çinli itici, bir dizi askeri, yörünge ve derin uzay roketi, çünkü bu yakıt kombinasyonu hipergolik ve makul sıcaklık ve basınçlarda uzun süre depolanabilir.
Hidrazin (N
2H
4)
Derin uzay görevlerinde kullanıldığından depolanabilir ve hipergoliktir ve bir katalizör ile bir monopropellant olarak kullanılabilir.
Aerozine-50 (50/50 hidrazin ve UDMH)
Derin uzay görevlerinde kullanıldığından depolanabilir ve hipergoliktir ve bir katalizör ile bir monopropellant olarak kullanılabilir.

Tablo

Ben yaklaşık olaraksp diğer oda basınçlarında[açıklama gerekli ]
Mutlak basınç kPa; ATM (psi )Şununla çarpın:
6.895 kPa; 68,05 atm (1.000 psi)1.00
6,205 kPa; 61,24 atm (900 psi)0.99
5.516 kPa; 54,44 atm (800 psi)0.98
4,826 kPa; 47,63 atm (700 psi)0.97
4,137 kPa; 40,83 atm (600 psi)0.95
3,447 kPa; 34,02 atm (500 psi)0.93
2,758 kPa; 27,22 atm (400 psi)0.91
2,068 kPa; 20,41 atm (300 psi)0.88

Tabloda, Rocketdyne tarafından aşağıdaki varsayımlar altında hesaplanan mümkün olan en iyi spesifik itme ile JANNAF termokimyasal tablolarından (Birleşik Ordu-Deniz Kuvvetleri-NASA-Hava Kuvvetleri (JANNAF) Ajanslar Arası İtki Komitesi) alınan veriler kullanılır. adyabatik yanma, izantropik genişleme, tek boyutlu genişleme ve kayan denge[19] Bazı birimler metriğe dönüştürüldü, ancak basınçlar dönüştürülmedi.

Tanımlar

Ve
Ortalama egzoz hızı, m / s. Farklı birimlerdeki özgül dürtüyle aynı ölçü, sayısal olarak N · s / kg cinsinden özgül dürtüye eşittir.
r
Karışım oranı: kütle oksitleyici / kütle yakıtı
Tc
Oda sıcaklığı, ° C
d
Kütle yoğunluğu yakıt ve oksitleyici, g / cm³
C *
Karakteristik hız, m / s. Boğaz alanı ile çarpılan hazne basıncına eşit, bölü kütle akış hızı. Deneysel roketin yanma verimliliğini kontrol etmek için kullanılır.

Bipropellan

OksitleyiciYakıtYorum YapOptimum genişleme
68,05 atm ila 1 atm[kaynak belirtilmeli ]		Genişleme
68.05 Atm - vakum (0 atm)
(Alanağızlık = 40:1)[kaynak belirtilmeli ]
VerTcdC *VerTcdC *
FÜME BALIKH
2		Hydrolox. Yaygın.38164.1327400.29241644624.8329780.322386
H
2:Ol 49:51		44980.8725580.23283352950.9125890.242850
CH
4 (metan)		Methalox. Birçok motorlar 2010'larda geliştirme aşamasında.30343.2132600.82185736153.4532900.831838
C2H630062.8933200.90184035843.1033510.911825
C2H430532.3834860.88187536352.5935210.891855
RP-1 (gazyağı)Kerolox. Yaygın.29412.5834031.03179935102.7734281.031783
N2H430650.9231321.07189234600.9831461.071878
B5H931242.1238340.92189537582.1638630.921894
B2H633511.9634890.74204140162.0635630.752039
CH4: H2 92.6:7.431263.3632450.71192037193.6332870.721897
GOXGH2Gazlı form39973.292576-255044853.922862-2519
F2H240367.9436890.46255646979.7439850.522530
H2:Li 65.2:34.042560.9618300.192680
H2: Li 60,7: 39,350501.0819740.212656
CH434144.5339181.03206840754.7439331.042064
C2H633353.6839141.09201939873.7839231.102014
MMH34132.3940741.24206340712.4740911.241987
N2H435802.3244611.31221942152.3744681.312122
NH335313.3243371.12219441433.3543411.122193
B5H935025.1450501.23214741915.5850831.252140
NIN-NİN2H240145.9233110.39254246797.3735870.442499
CH434854.9441571.06216041315.5842071.092139
C2H635113.8745391.13217641373.8645381.132176
RP-134243.8744361.28213240213.8544321.282130
MMH34272.2840751.24211940672.5841331.262106
N2H433811.5137691.26208740081.6538141.272081
MMH: N2H4:H2Ö 50.5:29.8:19.732861.7537261.24202539081.9237691.252018
B2H636533.9544791.01224443673.9844861.022167
B5H935394.1648251.20216342394.3048441.212161
F2:Ö2 30:70H238714.8029540.32245345205.7031950.362417
RP-131033.0136651.09190836973.3036921.101889
F2:Ö2 70:30RP-133773.8443611.20210639553.8443611.202104
F2:Ö2 87.8:12.2MMH35252.8244541.24219141482.8344531.232186
OksitleyiciYakıtYorum YapVerTcdC *VerTcdC *
N2F4CH431276.4437051.15191736926.5137071.151915
C2H430353.6737411.13184436123.7137431.141843
MMH31633.3538191.32192837303.3938231.321926
N2H432833.2242141.38205938273.2542161.382058
NH332044.5840621.22202037234.5840621.222021
B5H932597.7647911.34199738988.3148031.351992
ClF5MMH29622.8235771.40183734882.8335791.401837
N2H430692.6638941.47193535802.7139051.471934
MMH: N2H4 86:1429712.7835751.41184434982.8135791.411844
MMH: N2H4: N2H5HAYIR3 55:26:1929892.4637171.46186435002.4937221.461863
ClF3MMH:N2H4: N2H5HAYIR3 55:26:19Hipergolik27892.9734071.42173932743.0134131.421739
N2H4Hipergolik28852.8136501.49182433562.8936661.501822
N2Ö4MMHHipergolik, yaygın28272.1731221.19174533472.3731251.201724
MMH:Ol 76.6:29.431060.9931931.17185837201.1034511.241849
MMH:Al 63:2728910.8532941.271785
MMH: Al 58:4234600.8734501.311771
N2H4Hipergolik, yaygın28621.3629921.21178133691.4229931.221770
N2H4:UDMH 50:50Hipergolik, yaygın28311.9830951.12174733492.1530961.201731
N2H4: 80:20 olun32090.5130381.201918
N2H4: 76.6: 23.4 ol38490.6032301.221913
B5H929273.1836781.11178235133.2637061.111781
HAYIR:N2Ö4 25:75MMH28392.2831531.17175333602.5031581.181732
N2H4:Ol 76.6:23.428721.4330231.19178733811.5130261.201775
IRFNA IIIaUDMH:DETA 60:40Hipergolik26383.2628481.30162731233.4128391.311617
MMHHipergolik26902.5928491.27166531782.7128411.281655
UDMHHipergolik26683.1328741.26164831573.3128641.271634
IRFNA IV HDAUDMH:DETA 60:40Hipergolik26893.0629031.32165631873.2529511.331641
MMHHipergolik27422.4329531.29169632422.5829471.311680
UDMHHipergolik27192.9529831.28167632203.1229771.291662
H2Ö2MMH27903.4627201.24172633013.6927071.241714
N2H428102.0526511.24175133082.1226451.251744
N2H4:Ol 74.5:25.532890.4829151.21194339540.5730981.241940
B5H930162.2026671.02182836422.0925971.011817
OksitleyiciYakıtYorum YapVerTcdC *VerTcdC *

Bazı karışımların tanımları:

IRFNA IIIa
83.4% HNO3, 14% HAYIR2, 2% H2Ö, 0.6% HF
IRFNA IV HDA
% 54,3 HNO3,% 44 HAYIR2,% 1 H2O,% 0.7 HF
RP-1
MIL-P-25576C'ye bakın, temelde gazyağı (yaklaşık olarak C
10H
18)
MMH monometilhidrazin
CH
3NHNH
2

CO / O için tüm verilere sahip değil2, Mars'a dayalı roketler için NASA için tasarlandı, sadece 250 saniye civarında belirli bir itici güç.

r
Karışım oranı: kütle oksitleyici / kütle yakıtı
Ve
Ortalama egzoz hızı, m / s. Farklı birimlerdeki özgül dürtüyle aynı ölçü, sayısal olarak N · s / kg cinsinden özgül dürtüye eşittir.
C *
Karakteristik hız, m / s. Boğaz alanı ile çarpılan hazne basıncına eşit, bölü kütle akış hızı. Deneysel roketin yanma verimliliğini kontrol etmek için kullanılır.
Tc
Oda sıcaklığı, ° C
d
Kütle yoğunluğu yakıt ve oksitleyici, g / cm³

Monopropellan

İticiYorum YapOptimum genişleme
68,05 atm ila 1 atm[kaynak belirtilmeli ]		Genişleme
68.05 atm için vakum (0 atm)
(Alanağızlık = 40:1)[kaynak belirtilmeli ]
VeTcdC *VeTcdC *
Amonyum dinitramid (LMP-103S)[20][21]PRISMA misyonu (2010–2015)
2016'da 5 S / C piyasaya sürüldü[22]		16081.2416081.24
Hidrazin[21]Yaygın8831.018831.01
Hidrojen peroksitYaygın161012701.451040186012701.451040
Hidroksilamonyum nitrat (AF-M315E)[21]18931.4618931.46
Nitrometan
İticiYorum YapVeTcdC *VeTcdC *

Referanslar

  1. ^ Larson, W.J .; Wertz, J.R. (1992). Uzay Görev Analizi ve Tasarımı. Boston: Kluver Akademik Yayıncılar.
  2. ^ Sutton, G.P. (2003). "Birleşik Devletler'deki sıvı yakıtlı roket motorlarının tarihi". Tahrik ve Güç Dergisi. 19 (6): 978–1007.
  3. ^ a b Sutton, E.P; Biblarz, O. (2010). Roket Tahrik Elemanları. New York: Wiley.
  4. ^ Tsiolkovsky, Konstantin E. (1903), "The Exploration of Cosmic Space by Means of Reaction Devices (Исследование мировых пространств реактивными приборами)", The Science Review (Rusça) (5), 19 Ekim 2008 tarihli orjinalinden arşivlendi. 22 Eylül 2008
  5. ^ Zumerchik, John, ed. (2001). Macmillan enerji ansiklopedisi. New York: Macmillan Referans ABD. ISBN  0028650212. OCLC  44774933.
  6. ^ Clark, John D. (1972). Ateşleme! Sıvı Roket İtici Gazlarının Gayri Resmi Tarihçesi. Rutgers University Press. s. 9. ISBN  978-0-8135-9583-2.
  7. ^ Ogden, J.M. (1999). "Hidrojen enerjisi altyapısı inşa etme beklentileri". Yıllık Enerji ve Çevre Değerlendirmesi. 24: 227–279. doi:10.1146 / annurev.energy.24.1.227.
  8. ^ "Hidrojen Üretimi: Doğal Gaz Reformu". Enerji Bölümü. Alındı 6 Nisan 2017.
  9. ^ Rostrup-Nielsen. "Büyük Ölçekli Hidrojen Üretimi" (PDF). Haldor Topsøe. s. 3. Toplam hidrojen pazarı 1998'de 390 · 10 ^ 9 Nm3 / y + 110 · 10 ^ 9 Nm3 / y ortak üretimdi.
  10. ^ Richard Rhodes, Kara Güneş: Hidrojen Bombasının Yapılışı, 1995, s. 483-504, Simon ve Schuster, NY ISBN  978-0-684-82414-7
  11. ^ Zurawski, Robert (Haziran 1986). "Tripropellant Kavramının Güncel Değerlendirmesi" (PDF).
  12. ^ Todd, David (2012-11-20). "Musk, Mars'ı kolonileştirmek için metan yakan yeniden kullanılabilir roketleri tercih ediyor". FlightGlobal / Bloglar Hiperbol. Arşivlenen orijinal 2012-11-28 tarihinde. Alındı 2012-11-22. "Metan yapacağız." Musk, astronotları 15 yıl içinde Mars'a götürmek için tasarlanmış olanlar da dahil olmak üzere yeniden kullanılabilir fırlatma araçları için gelecek planlarını açıklarken duyurdu.
  13. ^ Belluscio, Alejandro G. (2016-10-03). "ITS Propulsion - SpaceX Raptor motorunun evrimi". NASASpaceFlight.com. Alındı 2016-10-03.
  14. ^ "SpaceX itici güç şefi Santa Barbara'da kalabalığı yükseltti". Pacific Business Times. 2014-02-19. Alındı 2014-02-22.
  15. ^ Belluscio, Alejandro G. (2014-03-07). "SpaceX, Raptor gücü ile Mars roketi için sürücüyü ilerletiyor". NASAspaceflight.com. Alındı 2014-03-07.
  16. ^ "Ateşböceği α". Ateşböceği Uzay Sistemleri. Arşivlenen orijinal 6 Ekim 2014. Alındı 5 Ekim 2014.
  17. ^ "United Launch Alliance ve Blue Origin, Yeni Amerikan Roket Motorunu Geliştirme Ortaklığını Duyurdu". United Launch Alliance. Alındı 5 Ekim 2014.
  18. ^ a b c d Braeunig, Robert A. (2008). "Roket İtici Güçleri". Roket ve Uzay Teknolojisi.
  19. ^ Huzel, D. K .; Huang, D. H. (1971), NASA SP-125, "Sıvı Yakıtlı Roket Motorlarının Tasarımı için Modern Mühendislik", (2. baskı), NASA
  20. ^ Anflo, K .; Moore, S .; Kral, P. ADN tabanlı Monopropellant İtici Ailesini Genişletmek. 23. Yıllık AIAA / USU Küçük Uydular Konferansı. SSC09-II-4.
  21. ^ a b c Shchetkovskiy, Anatoliy; McKechnie, Tim; Mustaikis, Steven (13 Ağustos 2012). Gelişmiş Monopropellan Yanma Odaları ve Küçük Uydu İtici Gücü için Monolitik Katalizör (PDF). 15. Yıllık Uzay ve Füze Savunma Konferansı. Huntsville, AL. Alındı 14 Aralık 2017.
  22. ^ Dingertz, Wilhelm (10 Ekim 2017). HPGP® - Yüksek Performanslı Yeşil Tahrik (PDF). ECAPS: Polonya - İsveç Uzay Endüstrisi Toplantısı. Alındı 14 Aralık 2017.

Dış bağlantılar