Ракетные двигатели на ндмг

Несимметричный диметилгидразин

Широко применяется в ракетной технике. В частности, на российской РН «Протон», российско-украинских РН «Днепр», «Космос», украинской РН «Циклон»; американских — семейства «Титан»; французских — семейства «Ариан»; в двигательных установках пилотируемых кораблей, спутников, орбитальных и межпланетных станций, а также некоторых баллистических ракет.

Содержание

Основные сведения

НДМГ — бесцветная или слегка желтоватая прозрачная жидкость с резким неприятным запахом, характерным для аминов. Температура кипения +63 °C, температура кристаллизации −57 °C, плотность 790 кг/м³. Хорошо смешивается с водой, этанолом, большинством нефтепродуктов и многими органическими растворителями. Гигроскопичен, поглощает влагу из воздуха. Обводнение приводит к снижению тяги на 100 Н∙с/кг на каждые 0,5 % воды.

Самовоспламеняется при контакте с окислителями на основе азотной кислоты и тетраоксида азота, что упрощает конструкцию и обеспечивает легкий запуск и возможность многократного включения ракетных двигателей.

Обладает сильным токсическим и мутагенным действием (например, он в четыре раза токсичнее синильной кислоты). Действие на организм человека: раздражение слизистых оболочек глаз, дыхательных путей и легких; сильное возбуждение центральной нервной системы; расстройство желудочно-кишечного тракта (тошнота, рвота), в больших концентрациях может наступить потеря сознания.

К преимуществам пары НДМГ+АТ относятся:

К недостаткам НДМГ+АТ относятся:

Пожароопасные свойства

Средства тушения: Распыленная вода, возд.-мех. пена, порошки. [3]

Получение в промышленности

НДМГ получают из диметиламина, являющегося крупнотоннажным продуктом органического синтеза, в две стадии через N-нитрозодиметиламин:

N-нитрозодиметиламин тоже является высокотоксичным и канцерогенным веществом.

Хранение НДМГ

Гидразинные горючие отличаются низкой химической стабильностью в контакте с атмосферой, однако практически не вызывают коррозии конструкционных материалов в паровой и жидкой фазах. Для хранения НДМГ используют резервуары из малоуглеродистых сталей, установленные наземно или заглубленно. Так же, как и тетраоксид азота, НДМГ хранят под давлением азота в насыщенном состоянии.

Транспортирование НДМГ

Транспортирование НДМГ осуществляют в основном железнодорожным и автотранспортом. Авиационные и водные перевозки в России крайне редки.

Гидразинные горючие транспортируют в железнодорожных и автомобильных цистернах вместимостью 40—60 м³, изготовленных из малоуглеродистых сталей. Для исключения контакта горючего с атмосферой в железнодорожных и автомобильных цистернах поддерживается избыточное давление азота 100—150 кПа.

Нейтрализация проливов НДМГ

Бетон, грунт, различные поверхности обрабатываются кашицей из воды и хлорной извести, взятых в пропорции один к одному, и смываются водой. Расход кашицы — 4 л на квадратный метр. Кашицу на месте пролива выдерживают около 2 часов. Смывные воды обезвреживаются химическим способом теми же хлорными солями, взятыми в 15-кратном избытке.

Ссылки

Примечание

Смотреть что такое «Несимметричный диметилгидразин» в других словарях:

несимметричный диметилгидразин — НДМГ — [http://www.cscleansystems.com/glossary.html] Тематики полупроводниковые приборы Синонимы НДМГ EN UDMH … Справочник технического переводчика

Диметилгидразин — гидразосоединение алифатического ряда, бесцветная прозрачная жидкость с резким запахом органических аминов. Известны два изомерных Д.: Д. симметричный CH3NH NHCH3 и Д. несимметричный (CH3)2N NH2. Практическое значение имеет Д.… … Большая советская энциклопедия

НДМГ — несимметричный диметилгидразин … Словарь сокращений русского языка

НДМГ — Несимметричный диметилгидразин (НДМГ, гептил, 1,1 диметилгидразин) (CH3)2N2H2 компонент высококипящего (имеющего температуру кипения выше 0 °C) ракетного топлива. В качестве окислителя для НДМГ часто применяется азотный тетраоксид (АТ).… … Википедия

Плесецк (космодром) — У этого термина существуют и другие значения, см. Плесецк. 1 й Государственный испытательный космодром Страна … Википедия

Протон (ракета-носитель) — РН «Протон» «Прото … Википедия

КДУ-414 — (С5.19) Тип: ЖРД с открытой схемой Топливо … Википедия

Источник

Беседы о ракетных двигателях

Просто о том, что кажется сложным

В этот день… №1-04 (16-31 декабря)

Автор публикации: Александр Грищенко · 18 декабря 2015 · 2 комментария

Дорогие друзья! События последних двух недель года тесно связаны с одной очень ядовитой жидкостью, без которой были бы невозможны многие достижения ракетной техники. Приятного чтения! 🙂

КК «Союз Т» был создан на базе пилотируемого корабля 7К-С «Союз». На новой модификации корабля были установлены новые бортовые системы, введены три контура управления движением: дискретный, аналоговый и ручной. На борту появился цифровой вычислительный комплекс. Самое главное – на этих кораблях опять появилась возможность размещать в спускаемом аппарате трёх космонавтов, утраченная после гибели экипажа первой орбитальной станции «Салют» в 1971 году (Г. Т. Добровольский, В. Н. Волков, В. И. Пацаев).

Новый корабль был оснащён и новой двигательной установкой.

В приборно-агрегатном отсеке корабля находилась корректирующая тормозная двигательная установка КТДУ-426 (11Д426), предназначенная для маневрирования КК на орбите ИСЗ (в том числе и при сближении с другими космическими аппаратами) и торможения КК при спуске на Землю. Длительность нахождения на орбите и высокая степень надёжности двигательной установки определили выбор топливных компонентов – несимметричный диметилгидразин (горючее) и четырёхокись азота (окислитель). Компоненты самовоспламеняющиеся, что облегчало решение задачи многократного запуска двигателя в космосе.

Характеристики ЖРД 11Д426:

ЖРД для КК «Союз Т» разрабатывался в КБ «Химмаш» в 1968-1974 годах. В отличие от своих предшественников – ТДУ-1 для КК «Восток», «Восход» и спутников «Зенит», а также КТДУ-35 для КК «Союз», применявших турбонасосную систему подачи, в КТДУ-426 была реализована более простая и надёжная (в космических условиях) вытеснительная система подачи компонентов. Кроме того, выбор четырёхокиси азота вместо азотной кислоты, позволил увеличить время пребывания КК на орбите и повысить значение удельного импульса. Аналогичным путём шли конструкторы и в США.

В предыдущих выпусках было рассказано о ЖРД первой и второй ступеней ракеты-носителя (РН) «Сатурн-5». Настала очередь маршевого двигателя КК «Аполлон», сопло которого очень заметно на фотографии. Этот двигатель (Aerojet-General AJ10-137) должен был обеспечивать:

Как видно из перечня задач (более обширного, чем для КТДУ-426), решаемых маршевым двигателем, он должен был обеспечивать многократность запуска в условиях космического пространства, значительное суммарное время работы, высокий уровень надёжности. Американские конструкторы также выбрали топливные компоненты длительного хранения с самовоспламенением при контакте горючего – аэрозина-50 (смесь 1:1 безводного гидразина с несимметричным диметилгидразином) и окислителя – четырёхокиси азота. Кроме того, была выбрана достаточно простая система подачи топливных компонентов – вытеснительная. Топливо, расположенное в четырёх баках из титанового сплава (толщина стенок баков 1,77 мм), вытеснялось с помощью сжатого гелия, хранящегося в баллонах (давление 28 МПа) и прошедшего через редукторы и теплообменники в баки (давление наддува 1,3 МПа). Уровень компонентов в баках измерялся емкостными уровнемерами. Соотношение компонентов топлива в смеси регулировалось расходом окислителя.

1 – предохранительный клапан;
2 – быстроразъёмное соединение дренажа окислителя;
3 – быстроразъёмное соединение заправки и слива окислителя;
4 – заборное устройство;
5 – расходный бак окислителя;
6, 10 – баки хранения окислителя и горючего;
7 – баллон с гелием;
8 – электропневмоклапан подачи гелия;
9 – блок регулятора расхода гелия;
11 – расходный бак горючего;
12 – первичный преобразователь уровня;
13 – емкостной первичный преобразователь уровня;
14 – успокоитель;
15 – быстроразъёмное соединение заправки гелия;
16 – быстроразъёмное соединение дренажа горючего;
17 – быстроразъёмное соединение заправки и слива горючего;
18 – теплообменник;
19 – сильфон;
20 – обратный клапан;
21 – дроссель системы опорожнения баков (СОБ);
22 – первичный преобразователь давления;
23 – первичный преобразователь температуры.

Как видно из ПГС большая часть оборудования двигателя дублируется (клапаны, редукторы), за счёт чего была достигнута расчётная надёжность 99,99% в течение двенадцатисуточного полёта.

Камера сгорания и сопло изготовлены из стеклопластика способом намотки. При испытаниях один двигатель работал на неполной тяге непрерывно в течение 750 секунд, эрозии критического сечения сопла не наблюдалось. На сопле двигателя устанавливается неохлаждаемый насадок, состоящий из двух частей: передней и задней. Передняя часть насадка крепится к соплу болтами. Продукты сгорания в районе стыка сопла с передней частью насадка имеют температуру 1373 К. Поэтому передняя часть насадка изготовлена из жаростойкого ниобиевого сплава (10% Hf, 10% W, 3% Y). Для предотвращения окисления ниобиевого сплава на насадок нанесено кремнийорганическое покрытие. Толщина стенки этой части насадка изменяется от 0,76 мм (стык с соплом) до 0,56 мм. Задняя часть насадка изготовлена из титанового сплава (5% Al, 2,5% Sn). Эта часть насадка сваривается роликовой сваркой из 24 секций толщиной 0,63 мм и имеет два шпангоута. На эту часть насадка наносится покрытие, повышающее коэффициент излучения. Задняя часть насадка приваривается к передней (роликовая сварка при температуре 1950 К и высоком давлении).

Маршевый двигатель установлен в карданном подвесе и может отклоняться в плоскостях тангажа и рыскания на угол до 8° при помощи электромеханических приводов.

Вес маршевого двигателя — 350 кг, длина (вместе с неохлаждаемым насадком на сопло) — 3,9 м, диаметр выходного сечения сопла — 2,5 м, степень расширения сопла — 60. Тяга двигателя в вакууме – 97,3 кН, удельный импульс – 3090 м/с. Двигатель рассчитан на 50 включений при общей продолжительности работы 750 секунд.
Несмотря на успешно выполненную научную программу, после «Аполлон-17» пилотируемых полетов на Луну не было уже целых 43 года!

Для Френка Бормана и Джеймса Ловелла это был не первый полёт. На КК «Джемини-7» в декабре 1965 года они установили рекорд пребывания на орбите, который через три года, в декабре 1968 года ещё не был побит. Джеймс Ловелл был также командиром КК «Аполлон-13», известного своей аварией на пути к Луне и спасением всего экипажа благодаря, не в последнюю очередь, безотказной работе маршевого двигателя лунного модуля. Но об этом в апрельском выпуске исторического обзора.

Трёхступенчатая РН предназначалась для вывода полезной нагрузки более 1700 кг на переходную орбиту с высотой в апогее 36000 км. Стартовая масса – около 200 т. Объединённые усилия нескольких стран Европы позволили потеснить на рынке пусковых услуг признанных лидеров – СССР и США. Кстати, Франция была третьей страной в мире, обеспечившей запуск ИСЗ исключительно собственными усилиями (26.11.1965). Но отнести семейство РН «Ариан» к наиболее передовым образцам ракетной техники нельзя. В конструкции ракеты явно видно влияние американских ракет «Атлас» — аэродинамические рули, хорошо заметные на фотографии, были в конце 70-х годов ХХ века несовременны. Не совсем понятен выбор топливных компонентов для ЖРД I и II ступеней – несимметричный диметилгидразин (горючее) и четырёхокись азота (окислитель). «Ариан» сразу создавалась как ракета-носитель. Она не была модификацией МБР, как это было в случае РН «Титан» и «Циклон» (см. обзор №1-03 1-15.12.2015). Целесообразнее было сразу выбрать более высокоэнергетические компоненты кислород + керосин. Может быть, в этом проявился французский патриотизм? Еще в 1881 году Тюрпен (Turpin) предложил взрывчатые смеси из чистого безводного азотного тетраоксида с сероуглеродом, углеводородами, продуктами нитрации ароматических углеводородов (французские патенты 146497 от 1881 г. и 147676 от 1882 г.). Правда, на третьей ступени использовалась топливная пара кислород + водород.

Кроме того, ЖРД I ступени «Викинг-5» (Viking-5) заимствовали некоторые решения от предыдущей разработки французских двигателистов – ЖРД «Валуа» (Valois). В отличие от охлаждаемых камер американских и советских двигателей, «Валуа» и «Викинг-5» имели неохлаждаемые конструкции. Точнее, использовалось емкостное охлаждение в комбинации с теплозащитным покрытием внутренней поверхности стенки камеры сгорания окисью циркония. В области критического сечения – вставка из фенопласта.

Генераторный газ для привода турбины ТНА генерировался в камере газогенератора при сгорании основных топливных компонентов. Так как реакция шла при соотношении компонентов близком к стехиометрическому, то продукты сгорания балластировались водой (до 1,5% от расхода компонентов). Этот позволяло снизить температуру газа до приемлемого значения и не сжечь турбину. На роторе ТНА, помимо двухступенчатой турбины (мощность 5,4 МВт), насосов горючего и окислителя, размещался водяной насос.

Разработчики двигателя – компании «Сосьете эропен де пропольсьон» (Société Européenne de Propulsion, Франция) и «Мессершмитт-Бёльков-Блом» (Messerschmitt-Bolkow-Blohm, ФРГ). На первой ступени размещалось четыре ЖРД «Викинг-5». Управление вектором тяги осуществлялось поворотом шарнирно закрепленной камеры.

Технические характеристики двигателя:

Характеристики ЖРД I ступеней РН.

Двигатель	РД-107	F-1	РД-251	LR87-AJ-5	РД-253	Викинг-5
Схема	открытая	открытая	открытая	открытая	с дожиганием	открытая
Топливные компоненты	кислород + керосин	кислород + керосин	НДМГ + АТ	Аэрозин-50 + АТ	НДМГ + АТ	НДМГ + АТ
Давление в камере сгорания, МПа	5,85	7	8,33	6,9	14,7	5,4
Тяга, МН	0,821	6,77	2,364	0,956	1,47	0,677
Удельный импульс, м/с	2520	2580	2649	2533	2795	2440

Сравнение по основному параметру – удельному импульсу, явно не в пользу ЖРД «Викинг-5». А ведь все двигатели создавались до франко-немецкого проекта. В конце 70-х годов уже шла отработка на стендах американского SSME и советского РД-170, которые обладали намного более выдающимися данными. И тем не менее, «Ариан» все же занял свое место на рынке выводных услуг. С 1982 года после четырёх лётных испытаний, одно из которых было неудачным, началась эксплуатация РН «Ариан» и её последующих модификаций. Всего было изготовлено 11 экземпляров ракеты, она находилась в эксплуатации до 1986 года. О её последующих модификациях мы ещё поговорим в следующих обзорах.

Несмотря на все недостатки семейства РН «Ариан» — это положительный пример того, как дальновидные европейские управленцы попытались освоить и сохранить относительно передовые технологии, необходимые для того, чтобы остаться в ряду наиболее развитых стран.

При подготовке материала были использованы следующие источники:

Источник