IV Международный конкурс научно-исследовательских и творческих работ учащихся

Старт в науке

ТОПЛИВО БУДУЩЕГО ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ КОРАБЛЕЙ

• Авторы
• Руководители
• Файлы работы
• Наградные документы

Максимов А.А. 1

---

1МБОУ СОШ №20

Николаева И.И. 1

---

1МБОУ г.о. Королёв "СОШ №20"

Работа в формате PDF

556.9 KB

Автор работы награжден дипломом победителя II степени

Диплом школьникаСвидетельство руководителя

1.Актуальность проекта

Мы живём в эру космических открытий. Уже сейчас гений человече­ской мысли смог достичь результатов, считавшихся ещё сто лет назад неосу­ществимой мечтой. 4 октября 1957 года осуществился первый запуск искус­ственного спутника в космос, а 12 апреля 1961 года состоялся первый полёт человека в космическое пространство. В наше время активно исследуют Марс, астероиды, планеты – газовые гиганты, отправляя к ним современные искусственные спутники, а при помощи орбитальных телескопов человече­ство может увидеть много новых невиданных ранее звезд, экзопланет и пла­нет, находящихся на расстоянии нескольких световых лет от Земли, куда мы скорее всего попасть сможем не скоро. Почему?

Несмотря на то, что мы и добились огромных результатов в освоении космоса, но до меж­планетных перелётов нам ещё долго придется ждать. Одна из основных причин - это маленькая скорость, относительно вселенной, созданная ракетным двига­телем. Возьмём, к примеру, спутник «Вояджер-1», покинувший пределы сол­нечной системы. Его запуск состоялся в 1977 году (≈40 лет назад), а его ско­рость составляла 17 км/с, например, свет проходит это расстояние гораздо быстрее (≈ 5 часов). Правда, ничего не может быть больше скорости света (с ≈300000 км/с). Но возможно ли хоть как-то увеличить скорость передвижения наших летательных аппаратов в космическом пространстве? Как раз для этого разрабатываются новые типы ракетных двигателей и соответственно ракетно­го топлива для них. Эти разработки – будущее космонавтики, нужные для возможно­сти осуществления межпланетных перелётов.

Совсем недавно 1 сентября 2016 года на мысе Канаверал (космодром в штате Флорида, США) случился взрыв на ракетоносителе «Falcon 9» по при­чине попадания ракетного топлива в бак с кислородом. Этого могли бы избе­жать, если бы было разработано топливо менее взрывоопасное.

2.Цель, задачи, гипотезы, методы проекта

Цель проекта: Теоретически обосновать, что такое ракетное топливо и предложить оптимальную концепцию нового ракетного топлива для космических кораблей.

Задачи проекта:

1.Рассмотреть состояние проблемы на основе анализа информационных источников.

2.Выявить содержание и структуру понятия ракетного топлива.

3.Предложить и экспериментально проверить новое ракетное топливо.

4.Ознакомить обучающихся школы с результатами работы.

Гипотеза №1: Существует ли оптимальное топливо, подходящее по всемнеобходимым параметрам.

Гипотеза №2: Возможно ли изготовить ракетное топливо в школьной лаборатории?

Гипотеза №3: Будут ли входить только органические вещества в состав оптимального ракетного топлива?

Гипотеза №4: Пригодно ли химическое ракетное топливо для межпланетных перелётов на небольшие расстояния (пределы солнечной системы и смежных с ней систем)?

Методы проекта:

-анализ источников информации;

-сравнение существующих типов ракетного топлива;

-проведение химических экспериментов;

-математический расчёт удельного импульса ракетного топливо и количества теплоты;

-обобщение и представление информации в виде презентации;

Разработчик проекта: Максимов Алексей,обучающийся 9 «Г» класса МБОУ СОШ № 20

Сроки выполнения проекта: ноябрь – январь 2016-2017 гг.

II. Основная часть

Теоретический и поисковый этап

Для того чтобы космонавт мог попасть на международную космическую станцию (МКС) у ракетоносителя должна быть высокой реактивная тяга, а в космическом пространстве, наоборот должен быть высокий удельный импульс (УИ). Поэтому для каждой ступени ракеты в настоящее время создаются специальные ракетные топлива. Дополнительно для каждого ракетного двигателя они также создаются. Но что же такое ракетное топливо?

Ракетное топливо - это определённое вещество или совокупность таких веществ, применяемых в ракетных двигателях, для получения определённых свойств (таких как, реактивная тяга, удельный импульс), в основном, посредством энергии химической реакции горения. Ракетное топливо подразделяется на 4 группы:

Электрореактивные. В этой группе вместо энергии химической реакции горения используется электроэнергия и рабочее тело. Один из главных минусов данной группы – это огромная затрата энергии на создание реактивной тяги. Но зато у топлива данной группы высокий удельный импульс, что хорошо для межпланетных перелётов. Сейчас электродвигатели используются, как двигательные установки у спутников. Данная концепция разрабатывается и совершенствуется в настоящее время.

Ядерные. Минусы этого топлива – маленькая реактивная тяга, но зато имеет превосходный удельный импульс. Энергия создаётся посредством ядерного деления, синтеза и распада изотопов. В настоящее время не используется. Предлагается, как топливо, используемое только для межпланетных перелётов на дальние расстояния.

Физические. В отличие от других групп здесь используется потенциальная энергия сжатых в какой-то ёмкости газов. Сейчас не используется.

Химические. Самая распространенная группа ракетного топлива. Уступает по показателям УИ только ядерному и электрореактивному топливу. Хорошая реактивная тяга. Для получения этих свойств используют энергию реакции горения или реакции разложения вещества, а также энергию реакции рекомбинации (образование двух атомов, радикалов или ионов в одну молекулу).

Например, CH₃● + CH₃●→ C₂Н₆ H₊+ CH₃CO₂¯→ CH₃COOH).

Конечно же, каждое топливо имеет свои плюсы и минусы и их использование зависит от типа ракетного двигателя, для которого оно и производиться. В своём проекте я более детально рассмотрю ракетное топливо химической группы, потому что оно более востребовано и актуально в настоящее время (большинство двигателей делается для них). Также топливо делиться на определённые категории по агрегатному состоянию. Более популярны в наше время жидкие и твердые топлива. Именно от этих состояний конструкторы отталкиваются для того, чтобы разрабатывать ракетные двигатели.

Существует много видов химических ракетных топлив, но все они работают по одному принципу. Каждое топливо состоит из двух веществ – это окислитель и горючее (например, окислитель-кислород вступает в реакцию горения с горючим-керосином). Несмотря на то, что каждое топливо имеет свои характеристики, пока нет топлива, являющегося оптимальным для всех ступеней ракеты. Часто топлива комбинируются.

Рис.1 Устройство ракетного двигателя

На рисунке представлено устройство ракетного двигателя одноступенчатой ракеты для жидкого химического топлива.

В ракетном двигателе, построенном специально для жидкого топлива, окислитель и горючее находятся в разных баках. Дальше они вытесняется насосами или каким-нибудь сжатым газом в специальную камеру – камеру сгорания ракетного двигателя. Такие топлива должны иметь следующие требования:

Большой интервал между температурой кристаллизации (это температура, при которой вещество переходит из жидкого агрегатного состояния в твёрдое) и температурой кипения.

Пригодность одного из компонентов для охлаждения ракетного двигателя (стабильность в плане температуры, высокую температуру кипения и теплоёмкость).

Получение генераторного газа высокой работоспособности.

Минимальная вязкость компонентов.

Также существует практика введения в состав топлива третьего компонента – металлов (бериллия, алюминия, бора и их гидридов) для увеличения УИ, а также для получения генераторного газа. Эти вещества являются ингибиторами коррозии, понижают температуру замерзания. Часто используют самовоспламеняющиеся смеси для упрощения конструкции ракетного двигателя. Но такие топлива очень опасны. К примеру, случай на «Falcon 9», произошедший 1 сентября 2016 года.

Твердые ракетные топлива являют собой гомогенную смесь компонентов или монолитную гетерогенную композицию (смесевые топлива). Топлива могут состоят из каучука и других похожих органических веществ (горючее выполняет функции связки) и перхлората аммония (NH₄ClO₄) (окислитель). Для повышения энергетических характеристик применяются порошки из алюминия, магния, бериллия, бора.

Сейчас используется 4 вида топлива и активно разрабатывается ещё 1 вид - метан + кислород:

Керосин + Кислород - применяется в России на нижних ступенях ракетоносителей «Союз», «Молния», «Энергия», «Ангара». Зарекомендовало себя как мало вредящее экологии углеводородного горючего. Малый УИ, большая реактивная тяга. Можно заменить керосин на синтин, что даже лучше скажется на эффективности работы двигателя. Но из-за высокой стоимости и отсутствия месторождений сырья на российской территории пришлось отказаться от использования синтина с 1996 года. Синтин вместе с кислородом применялись, как топливо, на ракетоносителе «Союз-У2» и на космическом корабле «Буран» Использование керосина в ракетных двигателях было предложено ещё К.Э.Циолковским в 1914 году. Для повышения плотности, и тем самым эффективности ракетной системы, топливо часто переохлаждают.

С₉Н₂О + 14О₂ = 9СО₂ + 10Н₂О + Q

Уравнение реакции горения керосина

Несимметричный диметилгидразин + Тетраоксид диазота – применяется на российском ракетоносителе «Протон», на американских ракетоносителях семейства «Титан». Самое плотное жидкое топливо. Самовоспламеняется при контакте топливных элементов. Возможно длительное хранение его при нормальных температурах. Очень токсичен. Имеет меньше УИ, чем пары «кислород + керосин» и «жидкий кислород + жидкий водород». Большая вероятность взрыва.

Н₂NN(CH₃₎₂ + 2N₂O₄ = 2CO₂ + 3N₂ + 4H₂O

Уравнение реакции несимметричного диметилгидразина и тетраоксида диазота

Рис.2 Структурная формула Несимметричного диметилгидразина

Жидкий водород + Жидкий кислород – использовалось лишь один раз (на ракетоносителе на всех ступенях было только это топливо) «Дельта-4». Имеет хорошую реактивную тягу. Самый большой УИ из-за маленькой молекулярной массы, а также из-за этого уменьшается эрозия сопла и самой камеры сгоранияТяжёлое использование на первых ступенях ракет из-за низкой плотности и низкой температуре хранения.

2Н₂ + О₂ = 2Н₂О

Твёрдое топливо на основе перхлората аммония – широко используется на первой ступени западных ракетоносителей, т.к. имеет хорошую реактивную тягу, но имеет маленький УИ. Наносит большой вред экологии, иногда продуктами реакции некоторых веществ могут быть диоксины. Для замены перхлората аммония может применяться динитрами́даммо́ния ((ДНА или АДНА) — химическое соединение с формулой NH₄N(NO₂₎₂, аммониевая соль динитраминовой кислоты HN(NO₂₎₂. При нормальных условиях представляет собой твёрдое кристаллическое вещество. Применяется, как окислитель в составе экологически чистых ракетных топлив на двигателях геостационарных спутников. Будучи экологически чистым при применении (АДНА не содержит хлора), он применяется ограниченно из-за очень высокой цены и худших эксплуатационных свойств.

Метан + Кислород – к этому топливу начинают проявлять всё больший интерес. На первой ступени ракеты он уступает место первенства керосинокислородному топливу, но если его использовать на второй ступени, то у нас увеличивается грузоподъёмность ракетоносителя.

СН₄ + 2О₂ = СО₂↑ + 2Н₂О

Вычисления удельного импульса я проводил по формуле, выведенной из уравнения Циолковского.

где T_k — температура газа в камере сгорания, p_k и p_a — давление газа в камере сгорания и на выходе из сопла; М — молярная масса газа в камере сгорания; u — коэффициент, характеризующий теплофизические свойства газа в камере, u≈15

1). Расчет УИ керосино-кислородного топлива

T_k= 3755 К^о

p_a /p_k = 0,00156

М = 180 г/моль

I= √16641*(3755/15*180)*(1-0, 00156*180) ≈124

2). Расчет УИ диметилгидразин-диазотного топлива

T_k= 3469 К^о

p_a /p_k = 0,00123

М = 152 г/моль

I = √16641*(3469/15*152)*(1-0, 00123*152) ≈ 114

3). Расчет УИ кислородно-водородное топлива

T_k= 3250 К^о

p_a /p_k = 0,0034

М = 34 г/моль

I = √16641*(3250/15*34)*(1-0, 0034*34) ≈ 306

4). Расчет УИ перхлоратоаммониевого топлива

T_k= 1225 К^о

p_a /p_k = 0,00103

М = 117,5 г/моль

I = √16641*(1225/15*117,5)*(1-0, 00103*117,5) ≈ 107

5). Расчет УИ метано-кислородного топлива

T_k= 2323 К^о

p_a /p_k = 0,0035

М = 48 г/моль

I = √16641*(2323/15*48)*(1-0, 0035*48) ≈ 210

Рассчитав УИ для разных видов топлив, я представил результаты вычислений в таблице. Для сравнения УИ топлив пишу приблизительные вычисления.

По данным таблицы видно, что самый большой показатель УИ у кислородно-водородного топлива. Самый маленький УИ у перхлоратаммониевого топлива. Также по таблице и формуле видна обратно-пропорциональная зависимость от молярной массы вещества.

Одна из задач, которую я решал - это скомбинировать уже существующие топлива, которые можно использовать, пока будет разрабатываться оптимальное ракетное топливо и специальный двигатель, если понадобиться. Самое оптимальное решение, которое я выбрал, исходя из своих расчётов, – это использование на первой ступени ракеты керосино-кислородное топливо, а на второй ступени интригующее и разрабатываемое метано-кислородное топливо. Почему я выбрал именно метано-кислородное, а не кислородно-водородное топливо? Потому, что у метано-кислородного топлива больше грудоподъёмность.

2. Практический этап

Целью моего проекта было предложение оптимального топлива для космических полетов. Какие же существуют критерии оптимальности ракетного топлива. Изучив литературу, я могу сделать следующий вывод про главнейшие технические требования. Это реактивная тяга и удельный импульс. Реактивная тяга зависит от массы ракеты и её ускорения. УИ обратно-пропорционально зависит от молярной массы. Но также я поставил еще два критерия оптимальности. Во-первых, экологичность. Проблемы экологии очень важны в современном мире. Будут ли выделяться токсичные вещества в результате реакции горения? Это один из главных пунктов оптимальности. Во-вторых, безопасность использования. Оптимальное ракетное топливо не должно содержать опасность для человека. По двум критериям подходят только два вещества: водород и кислород. Но уже существует кислородно-водородное топливо, но оно не подходит для первой ступени ракеты. Но мы можем попробовать взять не их, а сложные вещества, которые они образуют. Только кислород и водород входят в состав 2 веществ: воды (Н₂О) и перекиси водорода (Н₂О₂). Перекись водорода неустойчива, при хранении она медленно разлагается на воду и кислород:

2Н₂О₂= 2Н₂О + О₂

Рис 3 Структурная формула пероксида водорода

Проведение эксперимента.

Так как целью моей работы было предложение нового ракетного топлива, я провёл эксперимент, подтверждающий окислительные свойства перекиси водорода. Я взял раствор перекиси водорода 3 % и два катализатора: оксид марганца (IV) и перманганат калия для проведения эксперимента в школьной лаборатории. Для этого:

1. Сначала я взял пробирку и налил в неё 3 мл раствора перекиси водорода 3%.

2. Затем при помощи ложечки насыпал в пробирку с перекисью оксид

марганца (IV) (катализатор).

3. Наблюдал за реакцией разложения пероксида водорода.

4.В ходе реакции выделялась теплота, которую можно было ощутить по нагретой пробирке.

Аналогичный опыт я провел с перманганатом калия. В результате сравнения хода двух химических реакций я заметил, что когда катализатором был перманганат калия, то тепло (энергия) выделялось быстро, а при оксиде марганца (IV) медленно, но равномерно (примерно за равные определённые промежутки времени выделялось примерно равное определённое количество тепла).

После проведения эксперимента я, используя математические расчеты, рассчитал количество теплоты, выделившейся во время реакции.

Использую формулы:

1. Расчет плотности вещества.

2.Расчет массовой доли вещества

3.Расчет количества вещества.

Дано:

ώ = 3%

m раствора = 3 г

Найти:

Q = ?

Решение:

2Н₂О₂= 2Н₂О + О_{2 +} 690 ккал/кг^[4]

1.  
   Рассчитаю массу чистого вещества Н₂О₂.

m (вещества) = 3%*3 г /100% = 0,09 г

2.Рассчитаю количество вещества Н₂О₂ по известной массе.

n (Н₂О₂) = 0,09 г / 34 г/моль = 0,003 моль

3. Рассчитаю количество теплоты, выделившейся при таком количестве вещества Н₂О₂.

По уравнению реакции

2 моль Н₂О₂ — 690 ккал/кг

0,003 моль Н₂О₂ — х ккал/кг

х = 0,003*690/2 = 1,035 ккал/кг

Если нам будет дано, что m(Н2О2) = 3000 кг, то по уравнению реакции рассчитаем количество вещества и выделившуюся теплоту.

2Н₂О₂= 2Н₂О + О_{2 +} 690 ккал/кг

n (Н₂О₂) = 3 * 10⁶г/34 г/моль = 88235 моль

По уравнению реакции

2 моль Н₂О₂ — 690 ккал/кг

88235 моль Н₂О₂ — х ккал/кг

х = 88235*690/2 = ккал/кг

Соответственно, если взять ещё большую массу перекиси водорода, то будет выделяться в ходе реакции ещё большее количество теплоты. Так как количество теплоты преобразуется в энергию, то логично предположить, что чем больше теплоты выделяется, тем больше энергии образуется для увеличения скорости корабля и, как следствие, реактивной тяги на первой ступени.

Давайте рассчитаем, сколько пероксида водорода потребуется, для выведения ракетоносителя типа «Союз» на околоземную орбиту.

m(Союз) = 306 т^[5]

Е (Н₂О₂) для 1 кг = 3,04*10⁷ Дж

Е (Н₂О₂) для 306 т = 3,04*10⁷ * 3,06* 10³ = Дж

2 моль Н₂О₂ — 690 ккал/кг

х моль Н₂О₂ — 930,24* 10¹⁰ ккал/кг

х = 930,24* 10¹⁰ * 2 / 690 = 26963478*10³ моль

m(Н₂О₂) = 26963478*10³ * 0,034 = 916758292 кг

Можно подумать, что масса, полученная в итоге, слишком большая, но не надо забывать, про то, что я использовал обычный и не слишком сильный катализатор.

Руководствуясь полученными результатами, можно сказать, что пероксид водорода можно рекомендовать, как самостоятельное топливо (однокомпонентное) и в составе двухкомпонентного топлива, как окислитель, если найти более сильный катализатор (более сильный окислитель).

III. Выводы и практические рекомендации

Цель моей работы достигнута. Все задачи выполнены. Я предлагаю перекись водорода, как оптимальное топливо, потому что:

1) это топливо имеет достаточную реактивную тягу для выхода ракетоносителя в космос;

2) УИ приблизительно равен УИ некоторым распространенным УИ топлив (УИ ≈ 190), например, этот показатель выше, чем у перхлоратаммониевого топлива и диметилгидразин-триазотного топлива;

3) не наносит вред экологии.

Но, это топливо будет оптимальным, только в том случае, если найти более сильный катализатор, а пока можно использовать те топлива, которые я скомбинировал в группу: керосино-кислородное для двигателей первой ступени ракеты, и метано-кислородное топливо. Керосино-кислородное топливо имеет хорошую реактивную тягу, не слишком вредит экологии (продукты реакции: углекислый газ и вода) по сравнению с другими распространенными видами топлива, но в то же самое время с ним тяжело работать, из-за пожароопасности и взрываопасности. Метано-кислородное топливо имеет хороший УИ, высокую грузоподъёмность и мало вредит экологии (продукты реакции: углекислый газ и вода) по сравнению с другими распространенными видами топлива.

В начале работы над проектом я выдвинул гипотезу, что существует ли оптимальное топливо. Гипотеза подтвердилась. Оптимальное топливо существует, но для того чтобы получать больше энергии из пероксида водорода нужно найти более сильный катализатор (в своем исследовании я использовал MnO₂ (IV))

Следующая гипотеза об изготовлении ракетного топлива в школьной лаборатории не подтвердилась. Этого сделать нельзя, в силу отсутствия надлежащего оборудования, но можно провести опыт, объясняющий устройство работы данного топлива (Н₂О₂ ).

В третьей гипотезе я предположил, что в ракетном топливе будут только органические вещества? Нет, это не так. Пероксид водорода относится к классу неорганических веществ. Ещё одно доказательство неверности этой гипотезы заключается в том, что оптимальное топливо должно быть экологичным, а при горении органических веществ всегда будет выделяется углекислый газ (CO₂).

Последняя выдвинутая гипотеза – это пригодность химического ракетного топлива для межпланетных перелётов на небольшие расстояния. Она подтвердилась. Это правда. Для дальних путешествий необходимы огромные запасы топлива, из-за чего будет увеличиваться масса ракеты. Это очень неэкономично.

Я предлагаю заменить использование демитилгидразин-триазотного топлива и перхлоратаммониевого на керосино-кислородное топливо на нижних ступенях ракеты для улучшения экологической обстановки на нашей планете (продукты реакции и перхлоратамониевого топлива являются ядовитые вещества, например, как диоксины, а демитилгидразин-триазотное топливо токсично). На второй ступени ракеты я предлагаю использовать метано-кислородное топливо, потому что оно увеличивает грузоподъёмность ракеты, что немало важно для ракетоносителя.

Обучающихся школы я ознакомил со своим проектом.

Источники

1.Большая Советская Энциклопедия. http://www.xumuk.ru/bse/2295.html

2. Метан – последняя надежда? И. Афанасьев http://epizodsspace.airbase.ru/bibl/nk/1998/17-18/17-18-1998-3.html

3. Проектирование транспортных средств специального назначения: учеб. пособие / Е.В. Воробьев, О.Е. Денисов, В.И. Кузнецов; под ред. А.Н. Совы. – М.: МАДИ, 2014. – 96 с. http://lib.madi.ru/fel/fel1/fel14E207.pdf

4.http://chem21.info/page/092181164013170203138218082215207043134020157191/

5. https://www.roscosmos.ru/468/