РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО
ROCKET PROPELLANT

Изобретение относится к области ракетных топлив.
Известно устройство для реализации в ракетных двигателях, в котором используются бензин и жидкий оксид азота (патент США US 1103503, опубликован 14.07.1914).
Известен способ получения фталевого ангидрида частичным окислением нафталина в паровой фазе (патент США US 2219333, опубликован 29.10.1940). Используется соотношение примерно 1 часть нафталина на 25-35 частей газа и образуется горячая газовая смесь, содержащая пары фталевого анигидрида, улучшение который включает охлаждение горячей газовой смеси при абсолютном давлении от 2 до 5 атмосфер до температуры, немного превышающей точку плавления фталевого ангидрида, чтобы конденсировать фталевый ангидрид в жидкой форме, и отделение жидкого фталевого ангидрида от газов.
Известно ракетное топливо, состоящее из окислителя и горючего, заключенного в капсулы из полимерного материала (патент России RU 2128684, опубликован 10.04.1999), которое содержит горючее в газообразном, жидком или гелеобразном состоянии и в качестве окислителя - жидкий кислород
Известно низкотемпературное топливо для запуска ракет (патент США US 5972136, опубликован 26.10.1999), состоящее в основном из:
А. топливо для реактивных самолетов; и
Б. окислитель, состоящий в основном из
(1) от 20 до 60 мас. % нитрата аммония; и
(2) от 40 до 80 мас. % воды.
8
14
Известен способ увеличения удельного импульса жидкостного ракетного двигателя, работающего на Жидких компонентах топлива: кислорода и углеводородного горючего. В качестве углеводородного горючего используют дициклобутил СН (патент России RU 2146334, опубликован 10.03.2000).
Известно ракетное топливо, содержащее пластификатор, окислитель, дисперсный алюминий, высокомолекулярное связующее и технологическое добавки (патент России RU 2183608, опубликован 20.11.2001). Топливо содержит нитроизобутилтринитроглицерин или тетранитрометан, в качестве связующего - полибутадиеннитрильный каучук или полиуретановый каучук, в качестве окислителя - циклотетраметилентетранитроамин, или гексанитрогексаазоизовюрцитан, или гексанитрогексаазоадамантан при следующем соотношении компонентов, мас. %:
Нитроизобутилтринитратглицерин или тетранитрометан
11,22-25,10
Полибутадиеннитрильный или полиуретановый каучук
2,05-5,90
Циклотетраметилентетранитроамин, или гексанитрогексаазоизовюрцитан,
или гексанитрогексаазоадамантан
57,50-84,80
Алюминий дисперсный
0,07-20,00
Технологические добавки
1,50-2,00
Известно баллистическое ракетное твердое топливо, включающее нитроцеллюлозу, пластификатор, стабилизатор химической стойкости - дифениламин и централит, модификатор и стабилизатор скорости горения, и технологические добавки (патент России RU 2175957, опубликован 20.06.2002). Дополнительно содержит активатор горения - технический углерод или его смесь с порошкообразным полиформальдегидом, стабилизатор горения - диоксид титана или кальций углекислый, а в качестве модификатора горения оксиды металлов 2-ой или 3-ей групп, либо их смесь, либо их сочетание со свинцом углекислым, либо свинцово-медный модификатор на основе комплексного соединения свинца и меди со фталевой кислотой (ФМС) при следующем соотношении компонентов, мас. %:
Пластификатор
30-37
Стабилизатор химической стойкости - дифениламин и централит
1,2-3,0
Активатор горения
0,03-12,0
Стабилизатор горения
0,3-3,5
Модификатор горения
1,0-4,0
Технологические добавки
0,2-1,0
Нитроцеллюлоза (коллоксилин)
Остальное
Известно баллистическое топливо, содержащее нитроцеллюлозу, нитроглицерин, динитротолуол, централит, дифениламин, технический углерод, стабилизатор горения, индустриальное масло и стеарат цинка (патент России RU 2189371, опубликован 20.09.2002). Дополнительно, топливо содержит циклический нитрамин октоген, комплексную свинцово-медную соль фталевой кислоты, фторопласт и в качестве стабилизатора горения - диоксид или дисилицид титана при следующем соотношении компонентов, мас. %:
Нитроглицерин
32,2-35,3
Динитротолуол
0,5 - 2,3
Октоген
11,5-17,7
Централит
0,7-1,3
Дифениламин
0,1-0,4
Комплексная свинцово-медная соль фталевой кислоты
4,3-6,5
Фторопласт
0,3-2,0
Диоксид или дисилицид титана
0,4-2,5
Технический углерод
1,1-2,5
Индустриальное масло
0,3-1,1
Стеарат цинка
0,02-0,08
Нитроцеллюлоза
Остальное
Известно баллистическое топливо, содержащее нитроцеллюлозу, нитроглицерин, централит, дифениламин, индустриальное масло, стеарат цинка и модификатор горения (патент России RU 2191765, опубликован 27.10.2002). Дополнительно, топливо содержит октоген, динитротолуол и в качестве модификатора горения - свинцово-медный комплекс фталевой кислоты, технический углерод и карбонат кальция при следующем соотношении компонентов, мас. %:
Нитроглицерин
29,5-32,9
Октоген
7,0-11,0
Индустриальное масло
0,5-1,0
Централит
0,9-1,3
Дифениламин
0,2-0,5
Свинцово-медный комплекс фталевой кислоты
1,5-4,2
Технический углерод
0,2-1,1
Карбонат кальция
0,4-2,3
Динитротолуол
2,0-5,2
Стеарат цинка
0,02-0,08
Нитроцеллюлоза  Остальное
Известно ракетное топливо баллистического типа, включающее нитроцеллюлозу, нитроглицерин, стабилизатор химической стойкости - централит и дифениламин, технологические добавки - индустриальное масло и стеарат цинка, стабилизатор горения - карбонат кальция и модификатор горения (патент России RU 2203872, опубликован 10.05.2003). Топливо дополнительно содержит коллоксилин, синтетический латекс СКД-1, фторопласт и полиметил- или полиэтилсилоксановые жидкости, при этом оно содержит неизмельченную нитроцеллюлозу с содержанием азота не менее 13%, в качестве модификатора горения - гидроксид свинца и технический углерод при следующем соотношении компонентов, мас. %:
Нитроглицерин
38,7- 4,3
Неизмельченная нитроцеллюлоза  5-8,5
Карбонат кальция
0,7-2
Латекс СКД-1
0,3-2
Фторопласт
0,3-2
Технический углерод
1-2,3
Гидроксид свинца
2-4,5
Централит
0,7-1,5
Дифениламин
0,2- ,5
Полиметил или полиэтилсилоксановые жидкости
0,5-1,1
Индустриальное масло
0,2-0,7
Стеарат цинка
0,02-0,08
Коллоксилин
Остальное
Известен состав одноосновного ракетного топлива (патент России RU 2244704, опубликован 20.01.2005), включающий раствор
A) окислителя общей формулы
2
2
где X представляет собой катион, выбранный из группы, состоящей из (HNOH) анион динитрамида, и
B) горючего, выбранного из группы, состоящей из одно-, ди-, три- и многоатомных спиртов, альдегидов, кетонов, простых эфиров, нитрилов, сульфоксидов, сульфонов, аминокислот, карбоновых кислот, первичных, вторичных и третичных аминов, формамидов, насыщенных жидких углеводородов и их смесей или соединения, которое можно сжигать с динитрамидным окислителем и в котором указанный окислитель растворим, и/или которое растворимо в растворителе, в котором растворима соль динитрамида, и
C) необязательно растворителя для окислителя, который либо является смешивающимся с горючим, либо растворителем для горючего при условии, что если (В) и (С) являются одинаковыми или (С) отсутствует, горючее не является диметилформамидом, нитробензолом или ацетонитрилом.
Известно смесевое ракетное топливо, включающее перхлорат аммония, порошок алюминия, эпоксидную смолу, углеводородное связующее, пластификатор и отвердитель (патент России RU 2258057, опубликован 10.08.2005). Топливо также содержит гексоген или октоген, лецитин и диэтилферроцен, в качестве углеводородного связующего оно содержит дивинилнитрильный каучук с концевыми карбоксильными группами, в качестве пластификатора - диоктилсебацинат, а в качестве отвердителя -окись свинца при следующем соотношении компонентов, мас. %:
Порошок алюминия
5-15
Эпоксидная смола
1,0-3,5
Дивинилнитрильный каучук с
концевыми карбоксильными группами
7-10
Окись свинца
0,2-0,5
Диоктилсебацинат
1,0-3,0
Диэтилферроцен
0,5-2,0
Лецитин
0,05-0,2
Гексоген или октоген
15-35
Перхлорат аммония
остальное
Известно баллистическое ракетное топливо, включающее нитроцеллюлозу, пластификатор, содержащий смесь нитроглицерина и динитротолуола, централит или его смесь с дифениламином в качестве стабилизатора химической стойкости, индустриальное масло и стеарат цинка в качестве технологических добавок (патент России RU 2380346, опубликован 27.01.2010). В качестве пластификатора, топливо содержит динитродиэтиленгликоль, а в качестве катализатора горения - смесь свинцово-никелевого комплекса фталевой кислоты с карбонатом кальция или окисью магния при следующем содержании компонентов, мас. %:
динитродиэтиленгликоль
14,6…16,9
пластификатор
16,4…19,1
стабилизатор химической стойкости
1,5…3,0
свинцово-никелевый комплекс фталевой кислоты
1,5…3,0
карбонат кальция или окись магния
0,5…3,0
индустриальное масло
0,5…1,5
стеарат цинка
0,01…0,1
нитроцеллюлоза
остальное
Известен способ химической нейтрализации нитроареновой взрывчатой композиции, включающий: получение нитроаренового гиперголя, имеющего множество α, ω-амина, а также ускоритель и усилитель смачивания; и нанесение нитроаренового гиперголя на взрывчатую композицию, при этом происходит воспламенение взрывчатой композиции (патент США US 7648602, опубликован 19.01.2010).
Известен способ получения смесевого ракетного топлива, включающий приготовление топливной массы путем последовательного механического перемешивания окислителя (патент России RU 2429282, опубликован 20.09.2011). В качестве окислителя используют или перхлорат аммония (ПХА), или нитрат аммония (НА), или октоген (НМХ), или смеси ПХА/НА, ПХА/НМХ, НА/НМХ при соотношении компонентов 1/1 для каждой смеси и горючего-связующего, в качестве которого используют или инертный каучук (СКДМ-80), или активный каучук - полиуретановый, пластифицированный нитроглицерином, дополнительно в смесь вводят порошок хлорида олова дисперсностью (100-450) мкм, предварительно перемешанный в течение не менее 30 мин с ультрадисперсным порошком алюминия дисперсностью не ниже 0,1 мкм при следующем соотношении компонентов, мас. %:
ультрадисперсный порошок алюминия
87,5
порошок хлорида олова
12,5
В полученную смесь вводят технологическую добавку - отвердитель и перемешивают топливную композицию в течение не менее 30 мин.
Известно смесевое ракетное топливо на основе перхлората аммония (патент России RU 2430902, опубликован 10.10.2011). Топливо содержит полидивинилизопреновый каучук с концевыми эпоксидными группами, полибутадиеновый каучук с концевыми карбоксильными группами, анилин, пара-аминобензойную кислоту, металлическое горючее - алюминий дисперсный, катализатор отверждения - стеарат цинка, в качестве пластификатора - смесь полидивинилизопренового каучука, ди-(2-этилгексил)-себацината и трибутилфосфата, в качестве модификатора горения - продукт ОСФ, причем соотношение полидивинилизопренового каучука с концевыми эпоксидными группами к полибутадиеновому каучуку с концевыми карбоксильными группами составляет 0,9 моля (5,0 7,1 мас. %) на 0,11 0,2 моля (0,54 1,1 мас. %). Предлагаемый состав топлива обладает улучшенными физико-механическими характеристиками во всем температурном диапазоне и малым временем отверждения.
Известно двухкомпонентное топливо (патент США US 8034202, опубликован 11.10.2011), содержащее
а) ИЖ-топливо, содержащее по меньшей мере один дицианамидный анион и азотсодержащий катион на основе гетероцикла, выбранный из группы, состоящей из имидазолия, триазолия, пирроллидиния, пиридини и тетразолия; и
б) окислитель для того, чтобы сделать это двухкомпонентное топливо гиперголичным.
Известно ракетное топливо для жидкостных ракетных двигателей (патент России RU 2442904, опубликован 20.02.2012), состоящее из жидкого окислителя, предпочтительнее жидкого кислорода, и горючего в виде раствора горючего компонента в жидком аммиаке, в качестве горючего компонента применен ацетилен с содержанием в аммиаке от 40 до 90 мас. %.
Известно ракетное топливо (патент России RU 2513850, опубликован 20.04.2014), состоящее из боразина и окислителя.
Известно ракетное топливо, содержащее жидкий или связанный кислород и гидрид или смесь гидридов (патент России RU 2570010, опубликован 10.12.2015). В качестве связанного кислорода содержит кислородовыделяющее вещество или смесь кислородовыделяющих веществ, а в качестве гидридов содержит расплавленный гидрид, или суспензию твердого гидрида в жидком, причем кислород имеется в таком количестве, чтобы в результате реакции выделялся водород.
Известно ракетное топливо на основе нитроцеллюлозы, включающее нитроглицерин, динитротолуол, дибутилфталат, централит, карбонат кальция, стеарат цинка, индустриальное масло (патент России RU 2507187, опубликован 20.02.2014). Топливо также содержит в качестве стабилизатора химической стойкости - 1,2-дибутоксибензол или смесь с централитом, а в качестве модификатора горения - оксид меди, покрытый полиакриламидом, при следующем соотношении компонентов, масс. ч.:
Нитроглицерин
27,0-29,0
Динитротолуол
6,5-7,5
Дибутилфталат
2,5-3,5
Централит или 1,2-дибутоксибензол или их смесь
0,6-1,8
Карбонат кальция
1,8-2,5
Стеарат цинка
0.01-0,1
Индустриальное масло
0,6-1,2
Оксид меди
2,8-3,5
Полиакриламид
0,02-0,05
Нитроцеллюлоза
остальное.
15
18
Известна композиция жидкого топлива, включающая жидкое топливо и присадку в количестве 0,005-0,03 мас. % (патент России RU 2526620, опубликован 27.08.2014). Присадка к жидкому топливу включает соль металла органической кислоты с числом углеродных атомов C-C, в которой металл является металлом, расположенным в электрохимическом ряду активности правее водорода, ароматический амин, полимер сукцинимида и глицерин, при следующем соотношении компонентов, мас. %:
соль металла органической кислоты
с числом углеродных атомов С<sub>15</sub>-C<sub>18</sub>
10-90
ароматический амин
1-5
полимер сукцинимида
3-9
глицерин
1-75
Известно льдообразующее ракетное топливо, термическая основа которого содержит нитроцеллюлозу и нитроглицерин, включающие функциональный йодид серебра и йодат меди, катализатор горения - оксид железа(III) (патент России RU 2571753, опубликован 20.12.2015). Топливо включает технологические добавки, в том числе централит и технический углерод. В качестве термической основы введен утилизируемый баллистический порох, при этом топливо дополнительно содержит алюминиевый порошок, динитротолуол, йодид аммония или калия и активирующую добавку - оксид меди(II), при следующем соотношении компонентов (мас. %):
баллиститный порох
65-72
алюминиевый порошок
4-6
динитротолуол
9-2
йодид серебра
-6
йодид аммония/калия
3-6
йодат меди
5-3
оксид железа(III)
2-5
оксид меди(II)
1-2
технический углерод
1-3
централит
1-2
Известен патент, защищающий 11 композиций ракетного топлива (патент России RU 2582712, опубликован 27.04.2016), в том числе:
1. Смесь нитрата аммония с тетрабораном в соотношении 69,25:30,75;
2. Нитрат аммония - 59,40±15%, бериллий - 20,06±15%, диборан -20,54±15%;
3. Нитрат аммония - 56,85±15%, гидрид бериллия - 23,50±15%, и диборан -19,65±15%;
4. Нитрат аммония, гидрид бериллия, боргидрид бериллия - 56,85:15,67:27,48, все ±15%;
5. Нитрат аммония - 62,20±15%, бериллий - 21,00±15%, и бор - 16,80±15%;
6. ДНА - 63,26±15%, бор - 36,74±15%;
7. ДНА - 69,94±15%, тетраборан - 30,06±15%;
8. ДНА - 62,84±15%, бериллий - 9,13±9%, диборан - 28,03±15%;
9. ДНА - 70,1±15%, боргидрид бериллия - 5,47±5%, бор - 24,43±15%;
10. ДНА - 61,58±15%, боргидрид бериллия - 38,42±15%;
11. ДНА - 66,95±45%, бериллий - 9,72±9%, бор - 23,33±15%.
Здесь ДНА - динитроамид аммония.
представляет собой неорганическую кислородно-галогеновую соль.
Известны композиции ракетного топлива, содержащие частицы металла, сплава, бора, кремния, селена или теллура с кислородом, которые представляет собой либо оксид металла, либо соль, органическую или неорганическую, способную давать оксид металла, причем материал представляет собой неорганическую кислородно-галогеновую соль (патент Сингапура SG 11201707227, опубликован 30.10.2017).
Известно топливо, в котором содержится твердая компонента (патент США US 9850182, опубликован 26.12.2017). Твердая компонента топлива содержит алюминиево-литиевый сплав, в котором соотношение лития к алюминию в сплаве составляет от 17 до 34 мас. %. В состав топлива также входят окислитель и связующее вещество. Дисперсность твердой компоненты следующая:
Свыше 200 мкм
26,8%
20÷200 мкм
49,2%
10÷20 мкм
12,3%
Меньше 10 мкм
11,7%
Известно гипергольное ракетное топливо, самовоспламеняющееся при контакте с окислителем (патент России RU 2638989, опубликован 19.12.2017), состоящее из горючего с пиротехнической добавкой и окислителя. В качестве окислителя используют водные растворы пероксида водорода с концентрацией 81,5-98%, а в качестве горючего используют керосин с растворенной в нем пирофорной высокоактивной добавкой, содержание которой составляет 10-15 мас. % от веса горючего, причем добавка представляет собой смесь, в состав которой входит 87 мас. % триэтилбора и 13 мас. % триэтилалюминия.
2
Наиболее близким к заявляемому топливу, является суспензия ультрадисперсного угольного порошка в жидкой закиси азота NO (патент России RU 2740948, опубликован 21.01.2021). В этом топливе содержится твердый компонент и окислитель. В качестве твердого компонента используется ультрадисперсный порошок углерода, а в качестве окислителя - жидкая закись азота при соотношении масс. %:
порошок углерода
- 12,0
закись азота
- 88,0;
Термохимическая реакция сгорания этого топлива (углерод - горючее, закись азота - окислитель), запишется следующим образом:
Во второй строчке, в левой части, вес вступающих в реакцию веществ, в г, в правой части - вес выхлопных газов. В третьей строчке, в левой части, энергии, в кДж, необходимые для разложения молекул вступающих в реакцию веществ на отдельные атомы, в правой части - энергии, выделяющиеся при образовании новых молекул. В четвертой строчке, в левой части, плотность суспензии угольного порошка в жидкой закиси азота, в правой части указаны плотности выхлопных газов при нормальном давлении и теплотворная способность этого топлива.
К преимуществам данного топлива можно отнести его высокую плотность, по сравнению с другими топливами, применяемыми в ракетных двигателях, т.к. это топливо будет занимать меньший объем, а также более высокую теплотворную способность.
К недостаткам этого топлива можно отнести расслоение топлива при длительном хранении.
Тяга ракетного двигателя F и расход топлива W являются его главными характеристиками. Их отношение F/W определяет эффективность топлива и конструкции ракетного двигателя. Чем больше это отношение, тем эффективнее топливо и конструкция. В свою очередь, величина F/W зависит как от давления в камере сгорания Pf, так и от плотности выхлопных газов ρ при давлении в сопле Ps и от доли каждого i-ro газа в тепловыделении ki.
В этой формуле F сила тяги, N, W - скорость подачи топлива (горючее + окислитель),  ki - массовая доля i-ro газа в смеси выхлопных газов, Pf - давление в камере сгорания, Па, Ps - давление в сопле, Па, ρi - плотность i-ro газа при давлении Ps,  n - количество выхлопных газов.
Давление в камере сгорания Pf можно выразить формулой:
где Q - теплотворная способность топлива (горючее + окислитель), V -объем камеры сгорания.
При известной тяге и давлении в камере сгорания можно определить, какому расходу топлива соответствует данная тяга, а именно:
Рассмотрим применение этих формул для ракетных двигателей, работающих на различных видах топлива.
1. Жидкий водород (горючее)+жидкий кислород (окислитель)
Термохимическая реакция:
1
Для этой реакции n=1, k=1
2
2
В таблице ниже представлена величина W для различный ракетных двигателей в порядке убывания тяги, использующих топливо H+О, Ps=98000 Па.
2. Керосин (горючее) + жидкий кислород (окислитель)
Термохимическая реакция:
1
2
3
Для данной реакции n=3, k=0,652, k=0,325, k=0,023
2
В таблице ниже представлена величина W для различный ракетных двигателей в порядке убывания тяги, использующих топливо керосин + О, Ps=98000 Па.
3. несимметричный диметилгидразин (горючее) + пероксид азота (окислитель)
Термохимическая реакция:
1
2
Для данной реакции n=2, k=0,639, k=0,361
2
4
В таблице ниже представлена величина W для различный ракетных двигателей в порядке убывания тяги, использующих топливо НДМГ+NO, Ps=98000 Па.
4. жидкий метан (горючее) + жидкий кислород (окислитель
Термохимическая реакция:
1
2
Для данной реакции n=2, k=0,464, k=0,536
4
2
В таблице ниже представлена величина W для различный ракетных двигателей в порядке убывания тяги, использующих топливо СН+Ο, Ps=98000 Па.
Задачей изобретения является разработка ракетного топлива с максимально возможной теплотворной способностью. Теплотворная способность ракетного топлива ΔQ является его важнейшей характеристикой, так как чем больше ее значение, тем выше давление в камере сгорания, выше скорость выходящих из нее частиц газа и выше тяга.
Техническим результатом настоящего изобретения является достижение более высокого значения теплотворной способности ракетного топлива по сравнению со всеми рассмотренными видами топлива.
Технический результат достигается тем, что в качестве горючего выбран жидкий водород, а в качестве окислителя - жидкая закись азота. Соответствующее уравнение запишется следующим образом:
жидкий водород + жидкая концентрированная закись азота
Таким образом, заявленное топливо имеет максимальное значение теплотворной способности  по сравнению с предлагаемыми в патентах топливами и применяемыми топливами в ракетных двигателях.
Величину тяги ракетного двигателя также можно выразить соотношением:
В этой формуле F - сила тяги, N, W - скорость подачи топлива, кг/с, Pf - давление в камере сгорания, Па, G - параметр эффективности выхлопных газов,  который определяется по формуле:
n
n
В этой формуле k - доля n-го выхлопного газа в общем тепловыделении, ρ - плотность n-го выхлопного газа при давлении вне камеры сгорания.
В таблице ниже представлены значения F для различных видов топлива при скорости подачи топлива в камеру сгорания  (это примерно соответствует двигателю Merlin-1D производства США, который работает на топливе керосин RP-1 + жидкий кислород). В этой таблице Q - теплотворная способность,
Из этой таблицы видно, что топливо жидкий водород + жидкая закись азота является самым эффективным из применяемых и заявленных топлив.