로켓 발사에 사용되는 연료에는 독성이 있나요?

답변: 일반적으로 사용되는 액체산화제에는 액체산소, 사산화이질소 등이 있고, 연소제로는 액체수소, 비편향 디메틸히드라진, 등유 등이 있습니다. 현대식 액체 연료 로켓은 American Goddard에 의해 개발되었습니다. 최초의 로켓은 액체 산소-등유를 사용했습니다.

위성을 발사하는 데 사용되는 로켓 연료는 크기가 작고 무게가 가벼워야 하지만, 많은 양의 열을 방출해야 로켓의 무게를 줄일 수 있고 위성이 빠르게 궤도에 진입할 수 있습니다. . 액체 연료는 많은 에너지를 방출하고 많은 추력을 생성하므로 제어하기가 더 쉽고 연소 시간도 더 깁니다. 따라서 위성을 발사하는 대부분의 로켓은 액체 연료를 사용합니다.

액체로켓엔진은 액체추진제를 사용하는 화학로켓엔진을 말한다. 산화제와 연소제는 별도의 탱크에 보관해야 합니다. 액체로켓 엔진은 일반적으로 추력실, 추진제 공급 시스템, 엔진 제어 시스템으로 구성됩니다. 추력실은 액체 추진제의 화학적 에너지를 추진력으로 변환하는 중요한 구성 요소입니다. 추진제 노즐, 연소실, 노즐 조립체 등으로 구성됩니다. 추진제는 인젝터를 통해 연소실에 주입되고 분무, 증발, 혼합 및 연소를 거쳐 연소 생성물을 생성하고, 연소 생성물은 고속(2500-5000미터/초)으로 노즐 밖으로 돌진하여 추력을 생성합니다. 연소실의 압력은 200기압(약 20OMPa)에 도달할 수 있고 온도는 300O~400O℃이므로 냉각이 필요합니다. 추진제 공급 시스템의 기능은 필요한 유량과 압력으로 연소실에 추진제를 전달하는 것입니다. 다양한 전달 방법에 따라 압출형(공압형)과 펌프 압력형의 두 가지 공급 시스템이 있습니다. 압출 공급 시스템은 고압 가스를 사용하여 감압기에 의해(산화제 및 가연성제의 유량은 감압기에 의해 설정된 압력에 의해 제어됨) 산화제 및 가연성제 저장 탱크로 감압된 후 압착하여 연소실은 각각 중간입니다. 압착 공급 시스템은 소형 추력 엔진에만 사용됩니다. 고추력 엔진은 추진제를 전달하기 위해 유압 펌프를 사용하는 펌프 공급 시스템을 사용합니다. 엔진 제어 시스템의 기능은 엔진의 작동 절차와 작동 매개변수를 조절하고 제어하는 ​​것입니다. 작업 절차에는 엔진 시동 및 작업이 포함됩니다. 종료에는 세 단계가 있으며 이 프로세스는 미리 정해진 절차에 따라 자동으로 수행됩니다. 작동 매개변수는 주로 추력과 추진제 혼합 비율을 나타냅니다. 액체로켓엔진의 장점은 높은 비추력(250~500초), 넓은 추력 범위(단일 추력 범위는 1그램에서 700톤의 힘), 반복 시동 능력, 추력 제어 능력, 긴 근무 시간.

액체 로켓 추진제로 가장 일반적으로 사용되는 것은 사산화이질소-히드라진(균일 디메틸히드라진, 모노메틸히드라진, 히드라진), 액체 산소-등유, 액체 수소-액체 산소 대기입니다.

사산화이질소-히드라진 추진제는 널리 사용되며 저장성, 사산화이질소와 히드라진 접촉 후 자연발화, 높은 신뢰성이 특징이다. 사산화질소-히드라진은 처음에는 전략 미사일에 사용되었고 나중에는 항공우주 발사체에 사용되었습니다.

소련 SS-7, 능동 SS-18, SS-19, 미국 허큘리스, 중국 장정 1, 2, 3호 로켓, 러시아 프로톤 로켓, 아리안 1, 2호, 3형, 4형 로켓 모두 사용 하부 단계의 사산화이질소-히드라진 추진제.

사산화이질소-히드라진의 특정 충격량은 약 230초로 괜찮지만 추진제와 연소 생성물은 매우 독성이 있어 여러 국가의 차세대 발사체에 더 이상 사용되지 않습니다.

첨단 액체산소(등유) 로켓 엔진에 대해 이야기해 보세요

항공우주 기술은 현대 과학 기술에서 가장 빠르게 성장하는 첨단 기술 중 하나입니다. 국력의 종합적인 반영은 나라의 과학기술수준과 국민경제에 영향을 미치는 중요한 요소이며, 국가의 과학기술수준을 보여주는 중요한 상징이며, 종합적인 국력의 상징입니다. 항공우주기술은 수학, 현대역학, 자동제어, 전자컴퓨터, 진공 및 극저온 기술 등 많은 기초과학 및 신기술과 고도로 융합되어 있습니다. 항공우주기술의 발전은 수많은 기초과학과 현대기술의 발전을 촉진해왔습니다. 신소재, 우주물리학, 항공우주의학, 생명과학 등 항공우주 기술의 발전과 우주환경의 응용은 예상치 못한 일련의 기술 혁신을 가져왔습니다.

로켓 엔진은 발사체의 핵심이며, 그 고급 기능은 저렴하고, 무공해이며, 높은 신뢰성, 고성능, 사용하기 안전하고 작동하기 쉽습니다. 운반 동력 장치로서 액체 산소/등유 로켓 엔진의 장점은 다음과 같습니다. 첫째, 등유는 상온 추진제이므로 사용이 매우 편리하고 안전하며, 메탄, 프로판 및 액체 수소는 저온 추진제입니다. 저장, 운반, 처리가 어렵고, 주입 및 조작이 불편하고, 특히 누출 후 화재가 발생하기 쉽고 폭발하기 쉽습니다. 둘째, 등유는 등유 1kg당 가격이 액화수소의 1/100, 유니모늄디메틸히드라진의 1/30에 불과해 엔진 개발비와 발사체 발사 비용을 획기적으로 줄일 수 있다. 예를 들어, 20T 저궤도 탑재체를 발사하려면 액체 수소/액체 산소와 사산화이질소/균일 디메틸히드라진으로 구성된 2단계 반추진제 용액의 추진제 비용이 3천만 위안이 드는 반면, 전체 액체 산소/등유 용액은 3천만 위안이 소요됩니다. 비용은 3000만 위안에 불과하다. 추진제 비용은 100만 위안이다. 셋째, 액체산소/등유 조합은 비중이 높아 이상적인 하위단(부스트단 및 코어 1단) 엔진으로, 약간만 개선하면 이상적인 상위단 엔진으로도 사용할 수 있다. 넷째, 우리나라는 등유 자원이 풍부하고 매장량이 많아 장기적인 수요를 충족시킬 수 있습니다. 우리나라 카라메이 유전에서 채굴된 등유는 저빙점 나프텐계 중질 원유로 로켓 추진제에 사용되는 등유 기준을 완벽하게 충족하며 매장량은 연간 생산량 기준으로 5억톤 이상인 것으로 확인됐다. 200만톤의 석유를 연속적으로 채굴할 수 있으며 동시에 우리나라 흑호산, 요하, 성리 등 유전에는 수요에 맞는 풍부한 원유 매장량이 있습니다. 다양한 연구 테스트와 두 가지 액체 산소/등유 엔진 고온 테스트의 성공을 통해 국내 등유가 사용 요구 사항을 완전히 충족할 수 있음을 완전히 입증했습니다. 다섯째, 액체 산소/등유 엔진을 사용하면 독성이 있고 환경을 오염시키는 사산화이질소/균일 디메틸히드라진의 심각한 단점을 완전히 제거할 수 있습니다. 여섯째, 액체 산소/등유 엔진은 발사체의 모듈식 빌딩 블록 설계를 실현할 수 있습니다. 다양한 조합을 사용하여 다양한 하중의 발사 임무를 완료할 수 있으며, 이는 우리나라에서 차세대 발사체 시리즈를 형성할 수 있습니다. 위의 장점은 고급 전력 시스템의 요구 사항과 개발 방향을 반영합니다.

대형발사체의 동력시스템과 우주-지상 수송시스템에 대한 기술실증과 연구, 핵심기술 연구를 약 10년 동안 진행한 끝에 국가는 액체산소/등유고유체 개발을 결정했다. "863" 계획에 포함된 압력 보조 연소 엔진. 이는 의심할 바 없이 우리나라의 항공우주 기술 수준을 향상시키기 위한 주요 조치이자, 우리나라 발사체의 산업화 과정을 가속화하기 위한 현명한 조치이기도 합니다.

최근에는 대형발사체 및 우주-지상 수송체계의 동력계통 실증작업과 예비연구 및 핵심기술 연구업무에 참여하여 책임을 맡고 있다. "863" 액체산소/등유 엔진. 최근 몇 년간의 작업 진행 상황으로 볼 때 액체 산소/등유 고압 보조 연소 엔진은 기술이 매우 발전했으며 오늘날 액체 로켓 엔진 분야에서 최고 수준을 나타냅니다.

1. 첨단 폐쇄 순환 시스템. 이 시스템은 연료의 화학적 잠재력을 최대한 활용합니다. 후연소 엔진은 단계적 연소 엔진이라고도 합니다. 이 시스템은 먼저 사전 연소실에서 산소가 풍부한(또는 연소가 풍부한) 연소로 추진제 요소 그룹을 연소하여 저온 및 대유량 가스를 생성합니다. 터빈을 돌린 후 작동된 가스를 연소시켜 연소실로 유입시켜 완전 연소시킵니다. 이는 개방형 사이클 시스템에서 터빈 배기의 에너지 손실을 방지합니다(그림 2: 개방형 사이클 시스템, 그림 3: 폐쇄형 사이클 시스템 참조). 폐쇄 사이클 엔진은 연소실 압력을 크게 증가시켜 연소 효율을 향상시킬 수 있습니다. 폐쇄 사이클 시스템을 사용하는 경우에만 비추진량이 6% 이상 증가할 수 있습니다. 2단 반 로켓의 경우 이륙 질량이 동일하면 탑재량을 30% 이상 늘릴 수 있으며 탑재량이 동일하면 발사체의 이륙 중량을 줄일 수 있습니다. 20%씩. 이는 1kg 페이로드를 발사하는 데 드는 수명주기 비용을 약 16% 줄입니다. 이러한 엔진시험기를 이용하여 1995년 12월부터 1996년 1월까지 2차례에 걸쳐 전계통 고압보조엔진 시험을 실시하였다. 진공 추력은 85T, 진공 비충격량은 3500m/s, 혼합비 K는 2.34였다. -- 2.6 사이.

2. 고급 연소실 혼합 인젝터. 보조 연소 사이클 시스템에서는 모든 산화제가 예연소실에서 기화되고 연소실로 유입되어 연소됩니다. 이를 통해 기액 연소가 이루어지며 엔진의 연소 안정성이 크게 향상됩니다.

연소 안정성을 더욱 향상시키기 위해 인젝터는 길이가 다른 노즐로 여러 영역으로 나누어져 있으며, 기액 노즐은 1/4 파장 길이의 동축 내부 혼합 유형으로 수백 개의 작은 음공을 형성합니다. 진동을 효과적으로 감쇠할 수 있으며, 연소실 상류에 정류 장치를 설치하여 불규칙한 터빈 배기 가스를 정류하고 연소실로 유입시킵니다. 고압보충연소사이클 시스템은 불안정 연소라는 핵심적인 기술적 문제를 해결하는 데 도움을 줄 뿐만 아니라 연소 효율도 크게 향상시킵니다. 인젝터에 대한 혼합 미립화 테스트와 엔진에 대한 핫 테스트를 실시한 결과, 고압보조사이클 시스템의 연소효율이 0.98에 달하는 것으로 나타났습니다.

3. 진보되고 영리한 연소실 냉각 조치. 등유를 냉각수로 사용하는 문제는 수십 년 동안 논의되어 왔으며, 수많은 열전달 테스트와 계산 분석을 통해 적절한 조치를 취하면 완전히 해결될 수 있는 것으로 나타났습니다. Karamay 등유를 연료로 사용하여 두 번의 테스트 실행 후 작업 시간은 각각 10초와 50초였습니다. 두 번의 테스트 결과 연소실은 이전과 같이 손상되지 않고 매끄러워져 등유를 엔진 냉각수로 사용하는 것이 완전히 가능함을 나타냅니다. 효과는 아주 이상적입니다. 연소실의 냉각 구조 설계에는 일련의 조치가 취해졌습니다. 첫째, 총 추진제 흐름의 2~3%에 해당하는 유량으로 스로트 앞에 3개의 냉각 영역을 설정합니다. 둘째, 연소실 노즐은 팽창비 8의 단면에서 원통형 단면까지 나선형 냉각 홈을 사용하고 목 근처의 냉각 홈은 물결 모양으로 가공됩니다. 냉각 효과를 향상시켜 내벽 온도를 약 40°C 정도 낮출 수 있습니다. 셋째, 저온의 등유가 수렴 구간에서 냉각 탱크로 유입되어 가장 큰 열 흐름으로 목 부분을 먼저 냉각시키는 이점을 얻을 수 있습니다. 40°C의 온도차 때문이다. 위의 조치 외에도 내벽에 니켈-크롬 내열층을 도금하면 가스벽 온도를 30~40°C까지 낮출 수 있으며, 열전도율이 좋은 내벽 재료를 선택할 수 있습니다. 위의 조치는 뜨거운 테스트를 거쳤으며 매우 효과적인 것으로 입증되었습니다.

4. 안정적이고 다양한 씰링. 엔진의 각 부품은 -200°C~3500°C의 고온 및 저온 환경, 150~500기압의 압력을 견뎌야 하며, 강한 진동 환경에서는 엔진의 씰링 문제가 치명적인 문제가 됩니다. 해당 밀봉 구조는 현지 조건에 따라 설계되어야 합니다. 과거에는 플랜지 사이에 서로 다른 재질의 가스켓이나 "O"링을 사용하는 구조를 사용했으며, 중직경 및 소직경 파이프 조인트의 경우 대부분 볼 헤드 벨 마우스 구조를 사용했습니다. 이러한 후방 밀봉 구조는 신뢰성이 높고 성능이 뛰어난 고급 엔진의 요구 사항을 충족하지 못합니다. 이를 위해 다양한 씰링 구조에 대한 연구와 테스트를 진행해왔습니다. 저온액체산소는 "К", "Э"형 링으로 밀봉하고, 고온가스씰은 디스크형 가스켓을 사용하며, 고압액체 및 가스씰은 볼헤드와 가이드를 사용하며, 볼 헤드에 홈이 추가되고, 다양한 재질의 "" 씰이 추가됩니다. O" 링은 적절한 공기압을 가지며 누출되지 않습니다. 터보 펌프의 씰은 엔진의 다양한 작동에 적응하고 마찰과 발열을 방지하며 마모를 줄이기 위해 브레이크어웨이 씰을 채택합니다. 터빈이 회전하지 않을 때는 정적 씰입니다. 터빈 펌프 속도가 미리 정해진 값에 도달하면 압력이 제어되어 씰이 해제됩니다. 이 고급 씰링 형태는 신뢰성과 수명을 크게 향상시킵니다.

5. 고급 예압 터빈 펌프. 주 터빈 펌프가 정상적으로 작동하고 캐비테이션을 방지하려면 펌프 입구에 일정한 압력이 있는지 확인해야 합니다. 펌프 입구 압력 요구 사항이 높으면 로켓 탱크 압력을 높여야 하며, 이는 발사체 탱크 구조의 무게를 증가시킵니다. 로켓 구조물의 무게를 줄이고 운반 능력을 향상시키기 위해서는 펌프 입구 압력을 최대한 줄여야 합니다. 이를 위해 예압 터빈 펌프 세트가 메인 펌프 앞에 설치됩니다. 산소가 풍부한 가스 흐름은 주 터빈 뒤쪽에서 산화제 예압 터빈 펌프의 작동 유체로 추출되어 터빈을 구동한 다음 산화제 주류로 배출됩니다. 메인 등유 펌프 뒤에는 등유 예압 터빈 펌프의 작동 유체로 사용되며 터빈을 회전시킨 다음 예압 펌프 이후의 메인 흐름으로 배출합니다. 이 예압 터빈 펌프 시스템은 참신한 설계 아이디어와 독창적인 구조를 가지고 있습니다. 특히 작동 후 산소가 풍부한 가스가 액체 산소의 주류로 들어가기 때문에 이 설계 개념은 매우 대담하고 독창적입니다. 현재 예압 터빈 펌프는 수많은 액체 흐름 냉간 테스트를 거쳤으며 엔진의 고온 테스트가 성공적으로 수행되었습니다. 예압 펌프 구조를 사용하면 전방 압력을 높일 수 있습니다. 메인 펌프는 6기압이고 탱크 압력은 2기압에 불과합니다.

6. 고급 탄력적 지원. 엔진은 발사체 전체의 주요 진동원이다.

작동 중에는 엔진의 모든 부품에 고주파 및 저주파를 포함한 강한 진동이 가해지며, 일부 부품의 가속도는 수십 g, 심지어 수백 g에 달합니다. 따라서 각 구성요소의 연결 및 고정 형태는 매우 중요한 문제이다. 예를 들어, 질량이 큰 밸브를 직경이 수 밀리미터 또는 10밀리미터 이상인 파이프에 연결하는 경우 심한 진동을 견뎌야 하며 과학적인 방법으로 설계해야 합니다. 완전히 단단히 고정된 지지대의 방진 효과는 좋지 않지만, 적절한 탄성 지지대를 사용하면 진동 크기를 줄일 수 있을 뿐만 아니라 부품 및 엔진의 진동 문제를 해결하는 데 도움이 됩니다. 또한, 진동에 저항하고 풀림을 방지하기 위해 각 패스너를 조일 때 접착제를 도포해야 합니다. 특히 우주-지상 운송 시스템 및 유인 운반선에서는 운반선의 매우 높은 신뢰성 요구 사항으로 인해 진동 방지 및 풀림 방지 문제가 매우 중요하며 완벽하게 보장되어야 합니다. 이를 위해 우리는 수많은 연구 실험을 수행했습니다.