Principes de base de propergols Space Flight

Propulseur est le mélange de produits chimiques brûlé pour produire une poussée dans les fusées et se compose d'un combustible et un oxydant. Un carburant est une substance qui brûle lorsqu'il est combiné avec de l'oxygène de production de gaz pour la propulsion. Un oxydant est un agent qui libère de l'oxygène pour la combinaison avec un carburant. Le rapport de l'oxydant au combustible est appelé le rapport de mélange. Ergols sont classés en fonction de leur état - liquide, solide ou hybride.

Dans une fusée à propergol liquide, le combustible et l'oxydant sont stockés dans des réservoirs séparés, et sont alimentés par un système de tuyaux, de vannes, et des turbopompes à une chambre de combustion où ils sont combinés et brûlés pour produire une poussée. Les moteurs à propergol liquide sont plus complexes que leurs homologues de propergol solide, cependant, ils offrent plusieurs avantages. En contrôlant l'écoulement du gaz propulseur à la chambre de combustion, le moteur peut être étranglé, arrêté ou redémarré.

Un bon agent propulseur liquide est l'un d'une impulsion spécifique élevée ou, dit d'une autre manière, l'un avec une grande vitesse d'éjection des gaz d'échappement. Ceci implique une température élevée, la combustion et les gaz d'échappement avec de petits poids moléculaires. Cependant, il y a un autre facteur important qui doit être pris en considération: la densité du gaz propulseur. Utilisant des propergols à faible densité signifie que de plus grands réservoirs de stockage seront nécessaires, augmentant ainsi la masse du véhicule de lancement. La température de stockage est également important. Un agent propulseur avec une faible température de stockage, à savoir un cryogénique, il faudra une isolation thermique, ce qui augmente encore la masse du lanceur. La toxicité du gaz propulseur est également important. les risques de sécurité existent lors de la manipulation, le transport et le stockage des composés hautement toxiques. En outre, certains agents propulseurs sont très corrosifs; Cependant, les matériaux résistants à certains agents propulseurs ont été identifiés pour une utilisation dans la construction de fusées.

propergols liquides utilisés dans fuséologie peuvent être classés en trois types: le pétrole, cryogènes et hypergols.

Combustibles pétroliers raffinés sont celles du pétrole brut et sont un mélange d'hydrocarbures complexes, à savoir des composés organiques contenant uniquement du carbone et de l'hydrogène. Le pétrole utilisé comme carburant de fusée est un type de pétrole très raffinée, appelé aux États-Unis RP-1. Combustibles pétroliers sont généralement utilisés en combinaison avec de l'oxygène liquide comme oxydant. Kérosène fournit une impulsion spécifique nettement moins que les carburants cryogéniques, mais il est généralement mieux que hypergolique.

Spécifications pour RP-1 où le premier publié aux États-Unis en 1957 a été reconnu la nécessité d'un carburant de fusée de pétrole à combustion propre. expérimentation préalable avec les carburéacteurs produit résidu goudronneux dans les passages de refroidissement du moteur et de la suie, coke excessive et d'autres dépôts dans le générateur de gaz. Même avec les nouvelles spécifications, les moteurs à combustion kérosène produisent encore suffisamment de résidus que leur durée de vie opérationnelle sont limitées.

L'oxygène liquide et RP-1 sont utilisés comme propulseurs dans les boosters de premier étage des lanceurs Atlas et Delta II. Il a également alimenté les premiers stades de la fusée Saturn 1B et Saturn V.

ergols cryogéniques sont des gaz liquéfiés stockés à des températures très basses, de l'hydrogène liquide le plus fréquemment (LH2) comme combustible et de l'oxygène liquide (LOX ou LO2) comme oxydant. Un atome d'hydrogène reste liquide à des températures de -253 ° C (-423 ° F) et de l'oxygène reste dans un état liquide à des températures de -183 ° C (-297 ° F).

En raison des basses températures de ergols cryogéniques, ils sont difficiles à stocker sur de longues périodes de temps. Pour cette raison, ils sont moins souhaitables pour une utilisation dans les fusées militaires qui doivent être conservés pendant des mois lancement prêt à la fois. En outre, l'hydrogène liquide a une densité très faible (0,071 g / ml) et, par conséquent, nécessite un volume de stockage de nombreuses fois supérieure à d'autres combustibles. En dépit de ces inconvénients, l'efficacité élevée d'hydrogène oxygène / liquide liquide rend ces problèmes avec une valeur d'adaptation lorsque le temps de réaction et l'aptitude au stockage ne sont pas trop critique. L'hydrogène liquide fournit une impulsion spécifique d'environ 30% à 40% plus élevé que la plupart des autres carburants de fusée.

L'oxygène liquide et de l'hydrogène liquide sont utilisés comme propulseurs dans les moteurs principaux à haute efficacité de la navette spatiale. LOX / LH2 également alimenté les étages supérieurs des fusées Saturn V et Saturn 1B, ainsi que l'étage supérieur Centaur, le premier des États-Unis fusée LOX / LH2 (1962).

fluor liquide (-188 ° C) moteurs de combustion ont également été mis au point et avec succès tiré. Fluor est non seulement extrêmement toxiques; il est un super-oxydant qui réagit généralement avec violence, avec presque tout sauf l'azote, les gaz plus légers nobles, et les substances qui ont déjà été fluoré. En dépit de ces inconvénients, le fluor produit les performances du moteur très impressionnant. Il peut également être mélangé avec de l'oxygène liquide pour améliorer les performances des moteurs LOX-combustion; le mélange résultant est appelé FLOX. En raison de la toxicité élevée du fluor, il a été largement abandonnée par la plupart des nations spatiales.

Certains composés contenant du fluor, tels que le pentafluorure de chlore, ont également été considérés pour être utilisé comme un « oxydant » dans les applications de l'espace lointain.

combustibles hypergoliques comprennent généralement l'hydrazine, l'hydrazine monométhylique (MMH) et de l'hydrazine diméthylique dissymétrique (UDMH). Hydrazine donne les meilleures performances comme carburant de fusée, mais il a un point de congélation élevé et est trop instable pour être utilisé comme liquide de refroidissement. MMH est plus stable et donne les meilleures performances lorsque le point de congélation est un problème, telles que les applications de propulsion de l'engin spatial. UDMH a le point de congélation le plus bas et a suffisamment de stabilité thermique à utiliser dans les gros moteurs refroidis régénérative. Par conséquent, UDMH est souvent utilisé dans les applications de véhicules de lancement, même si elle est le moins efficace des dérivés d'hydrazine. De plus couramment utilisés sont des mélanges de carburants, tels que Aerozine 50 (ou « 50-50 »), qui est un mélange de 50% et 50% UDMH hydrazine. Aerozine 50 est presque aussi stable que UDMH et offre de meilleures performances.

Le comburant est généralement tétroxyde d'azote (NTO) ou l'acide nitrique. Aux États-Unis, la formulation de l'acide nitrique le plus couramment utilisé est du type III-A, appelé inhibé l'acide nitrique fumant rouge (IRFNA), qui se compose de HNO3 + 14% N2 O4 + 1.5 à 2.5% H2 O + 0,6% de HF ( ajouté comme inhibiteur de corrosion). tétroxyde d'azote est moins corrosif que l'acide nitrique et fournit de meilleures performances, mais il a un point de congélation supérieur. Par conséquent, peroxyde d'azote est généralement l'oxydant de choix lorsque le point de congélation est pas un problème, cependant, le point de congélation peut être abaissé avec l'oxyde nitrique d'introduction. Le comburant résultant est appelé oxydes mixtes d'azote (MON). Le nombre compris dans la description, par exemple, MON-3 ou MON-25, indique le pourcentage de l'oxyde nitrique en poids. Bien que le tétroxyde d'azote pur a un point de congélation d'environ -9 ° C, le point de congélation MON-3 est -15 ° C et celle de MON-25 est -55 o C.

USA spécifications militaires pour IRFNA ont d'abord été publié en 1954, suivi en 1955 avec les spécifications de UDMH.

La famille Titan de véhicules de lancement et le deuxième étage de la fusée Delta II utilisent propulseur NTO / Aerozine 50. NTO / MMH est utilisé dans le système de manoeuvre orbitale (OMS) et le système de commande de réaction (RCS) de l'orbiteur de la navette spatiale. IRFNA / UDMH est souvent utilisé dans les missiles tactiques tels que Lance (1972-1991) de l'armée américaine.

D'autres propergols ont également été utilisés, dont quelques-uns méritent d'être cités:

Étaient couramment utilisés des alcools comme combustibles pendant les premières années de fuséologie. Le missile V-2 allemands, ainsi que la Redstone USA, brûlé LOX et d'alcool éthylique (éthanol), on le dilue avec de l'eau pour réduire la température de la chambre de combustion. Cependant, comme les carburants plus efficaces lorsqu'elles existent, les alcools sont tombés en désuétude générale.

Les moteurs à propergol solide sont les plus simples de tous les modèles de fusées. Ils se composent d'une enveloppe, généralement en acier, rempli d'un mélange de composés solides (combustible et comburant) qui brûlent à une vitesse rapide, l'expulsion des gaz chauds à partir d'une buse pour produire une poussée. Lorsqu'il est allumé, brûle un combustible solide à partir du centre vers les côtés du boîtier. La forme du canal central détermine le débit et le motif de la brûlure, fournissant ainsi un moyen de commande de poussée axiale. Contrairement aux moteurs à propergol liquide, moteurs à propergol solide ne peut pas être arrêté. Une fois mis à feu, ils vont brûler jusqu'à ce que tout le propulseur est épuisé.

ergols sont soit la base Homogène simples ou double base. Un simple propulseur de base est constituée d'un seul composé, habituellement nitrocellulose, qui a à la fois une capacité d'oxydation et une capacité de réduction. ergols de base doubles se composent généralement de nitrocellulose et de nitroglycérine, auquel est ajouté un plastifiant. ergols n'ont pas Homogène habituellement des impulsions spécifiques supérieure à environ 210 secondes dans des conditions normales. Leur principal atout est qu'ils ne produisent pas de fumées traçables et sont donc couramment utilisés dans les armes tactiques. Ils sont souvent utilisés pour exécuter des fonctions auxiliaires telles que larguer des pièces passées ou à séparer une étape d'une autre.

Les moteurs à propergol solide ont une variété d'utilisations. Les petits solides alimentent souvent la dernière étape d'un véhicule de lancement, ou joindre à des charges utiles pour les stimuler à des orbites plus élevées. solides moyens tels que le Payload Assist Module (PAM) et le inertielle étage supérieur (IUS) donner l'impulsion supplémentaire pour placer des satellites en orbite géosynchrone ou sur des trajectoires planétaires.

Le Titan, Delta, et la navette spatiale véhicules de lancement utilisent sangle sur les fusées à propergol solide pour fournir une poussée supplémentaire au décollage. La navette spatiale utilise les plus grands moteurs de fusée à propergol solide jamais construit et piloté. Chaque booster contient 500.000 kg (1.100.000 livres) de gaz propulseur et peut produire jusqu'à 14,680,000 Newtons (3.300.000 livres) de poussée.

Les moteurs de propulsion hybride représentent un groupe intermédiaire entre les moteurs à propergol solide et liquide. L'une des substances est solide, généralement le carburant, tandis que l'autre, habituellement l'oxydant, est liquide. Le liquide est injecté dans la matière solide, dont le réservoir de carburant sert également de la chambre de combustion. Le principal avantage de ces moteurs est qu'ils ont de hautes performances, similaire à celle des propergols solides, mais peut être atténué la combustion, arrêté, ou même redémarrés. Il est difficile d'utiliser ce concept pour varier les grands axes, et donc, les moteurs de propulsion hybrides sont rarement construits.

Un moteur hybride combustion protoxyde d'azote comme oxydant liquide et de caoutchouc de HTPB en tant que combustible solide alimenté du véhicule SpaceShipOne. qui a remporté le Ansari X-Prize.

PROPRIETES DES propergols

ROCKET PERFORMANCE PROPULSEUR

pression de la chambre de combustion, Pc = 68 atm (1000 psi). pression de sortie de la buse, Pe = 1 atm

impulsion spécifique
(S, niveau de la mer)

densité Impulse
(Kg-s / l, S.L.)

Éthanol + 25% d'eau

Peroxyde d'hydrogène
(Concentration 85%)

Aluminium + HTPB (a)

Aluminium + PBAN (b)

ROQUETTES ET LEURS PROPERGOLS SÉLECTIONNÉS

ROCKETDYNE YLR89-NA7 (x2)
Rocketdyne YLR105-NA7
PW RL-10A-3-3 (x2)

259S SL / 292s vac
220s sl / 309S vac
vide 444S

Aerojet LR-87-AJ-5 (x2)
Aerojet LR-91-AJ-5

NTO / Aerozine 50
NTO / Aerozine 50

259S SL / 285s vac
vide 312S

ROCKETDYNE F-1 (x5)
J-2 (x5)
J-2

LOX / RP-1
LOX / LH 2
LOX / LH 2

265S / 304S sl vac
vide 424s
vide 424s

Navette spatiale (1981)

PBAN solide
LOX / LH 2
NTO / MMH
NTO / MMH

242S SL / 268s vac
363s sl / 453s vac
vide 313S
vide 280s