Бір компонентті қозғалтқыштар және олардың катализаторы

Кіріспе

Катализатор қолданатын бір түрлі отынмен жұмыс істейтін зымыран.

Моножеткішті зымыран (немесе "монохимиялық зымыран") – бір химиялық затты отын ретінде пайдаланатын зымыран. Моножеткішті зымырандар көбінесе спутникттерде, зымыранның жоғарғы сатыларында, пилотталатын ғарыш кемелерінде және ғарыш ұшақтарында кішігірім бағытталған және траекториялық басқару зымырандары ретінде қолданылады.

Химиялық реакция негізінде моножелтоқсандық зымыран

Ең қарапайым моножелтекті ракеталар катализатор төсегі арқылы өткесімен сақталатын отынның химиялық ыдырауына тәуелді. Дүргізушіге қуат беру реакция кезінде пайда болатын жоғары қысымды газ арқылы жүзеге асады, бұл ракетаның сопласын газды жылдамдатып, итермелеуге мүмкіндік береді. Ең көп қолданылатын монопропеллент – гидразин (H2N\sNH2), катализатордың қатысуында тұрақсыз және күшті тотықсыздандырушы зат. Ең көп таралған катализатор – иридиймен қапталған ұсақ дөңгелек алюминий (алюминий оксиді, Al2O3). Бұл қапталған дөңгелектер әдетте Aerojet S 405 (бұрын Shell өндірген) немесе W. C. Heraeus H KC 12 GA (бұрын Kali Chemie өндірген) коммерциялық атауларымен сатылады. Гидразинге тұтандырғыш қажет емес. Aerojet S 405 – спонтанды катализатор, яғни гидразин катализатормен жанасқанда ыдырайды. Ыдырау өте экзотермиялық болып келеді және 1000 °C (1832 °F) температурада азот, сутек және аммиак қоспасынан тұратын газ шығарады. Моножелтекті ракетаның басты шектеу факторы – оның қызмет ету мерзімі, ол негізінен катализатордың қызмет ету мерзіміне байланысты. Катализатор катализаторлық улануға және катализаторлық тозуға ұшырауы мүмкін, бұл катализатордың істен шығуына әкеледі. Тағы бір монопропеллент – сутек пероксиді, ол 90% немесе одан жоғары концентрацияға дейін тазартылғанда, жоғары температурада немесе катализатор болғанда өздігінен ыдырайды. Химиялық реакциялық моножелтекті ракета жүйелерінің көпшілігі отын багінен тұрады, әдетте титан немесе алюминий шар, этилен пропилен резеңке контейнері немесе отынмен толтырылған беттік кернеулі отын басқару құрылымы. Баг қысыммен гелий немесе азот толтырылады, ол отынды қозғалтқыштарға итеріп шығарады. Багтан құбыр сопақ клапанға, содан кейін ракета қозғалтқышының ыдырау камерасына жетеді. Әдетте, спутникте бір ғана қозғалтқыш емес, екіден он екіге дейін қозғалтқыш болады, әрқайсысының өз клапаны бар. Спутниктер мен ғарыш зондтарының бағытты басқару ракеталары көбінесе өте кішкентай, немесе диаметрі шамалы болады және төрт бағытта (жазықтық ішінде) бағытталған топтарда орнатылады. Ракета компьютер арқылы кішкентай электромагнит арқылы ток жіберіп, сопақ клапанды ашады. Оқ ату жиі өте қысқа, бірнеше миллисекунд, және егер ауада оқ атылса, металл қоқыс жәшігіне лақтырылған тас сияқты естіледі; егер ұзаққа созылса, өткір сызылыс естіледі. Химиялық реакциялық монопропелленттер кейбір басқа қозғалту технологияларына қарағанда тиімді емес. Инженерлер монопропелленттік жүйелерді қарапайымдық пен сенімділік қажеттілігі жоғары импульстік қажеттіліктен басым түскен жағдайларда таңдайды. Егер қозғалту жүйесі үлкен мөлшерде итермелеуді немесе планетааралық ғарыш кемесінің негізгі қозғалтқышындағыдай жоғары меншікті импульске ие болуы керек болса, басқа технологиялар қолданылады.

The simplest monopropellant rockets depend on the chemical decomposition of a storable propellant after passing it over a catalyst bed. The power for the thruster comes from the high pressure gas created during the decomposition reaction that allows a rocket nozzle to speed up the gas to create thrust. The most commonly used monopropellant is hydrazine (|N2H4, or H2N\sNH2), a compound unstable in the presence of a catalyst and which is also a strong reducing agent. The most common catalyst is granular alumina (aluminum oxide, |Al2O3) coated with iridium. These coated granules are usually under the commercial labels Aerojet S 405 (previously made by Shell) or W. C. Heraeus H KC 12 GA (previously made by Kali Chemie). There is no igniter with hydrazine. Aerojet S 405 is a spontaneous catalyst, that is, hydrazine decomposes on contact with the catalyst. The decomposition is highly exothermic and produces a 1000 °C (1832 °F) gas that is a mixture of nitrogen, hydrogen and ammonia. The main limiting factor of the monopropellant rocket is its life, which mainly depends on the life of the catalyst. The catalyst may be subject to catalytic poisoning and catalytic attrition which results in the catalyst failure. Another monopropellant is hydrogen peroxide, which, when purified to 90% or higher concentration, is self decomposing at high temperatures or when a catalyst is present. Most chemical reaction monopropellant rocket systems consist of a fuel tank, usually a titanium or aluminium sphere, with an ethylene propylene rubber container or a surface tension propellant management device filled with the fuel. The tank is then pressurized with helium or nitrogen, which pushes the fuel out to the motors. A pipe leads from the tank to a poppet valve, and then to the decomposition chamber of the rocket motor. Typically, a satellite will have not just one motor, but two to twelve, each with its own valve. The attitude control rocket motors for satellites and space probes are often very small, or so in diameter, and mounted in groups that point in four directions (within a plane). The rocket is fired when the computer sends direct current through a small electromagnet that opens the poppet valve. The firing is often very brief, a few milliseconds, and — if operated in air — would sound like a pebble thrown against a metal trash can; if on for long, it would make a piercing hiss. Chemical reaction monopropellants are not as efficient as some other propulsion technologies. Engineers choose monopropellant systems when the need for simplicity and reliability outweigh the need for high delivered impulse. If the propulsion system must produce large amounts of thrust, or have a high specific impulse, as on the main motor of an interplanetary spacecraft, other technologies are used.

Күн-термиялық негіздегі моноқозғалтқыштар

Жердің төменгі орбитасында (ЖЖО) басқа ғарыш кемелерінің LEO орбитасынан тыс миссияларға бағытталғанда тоқтап, жанармай құю үшін пайдаланылатын жанармай қоймаларын құру концепциясы, ғарыш кеңістігінің радиациялық жылу ортасында ұзақ сақтау кезінде сұйық сутегінің сөзсіз туындайтын қалдық газы – сутегін, күн жылулық қозғалтқыш жүйесінде моножанармай ретінде қолдану мүмкіндігін ұсынады. Бұл қалдық сутегі орбиталық станцияны сақтап тұру және бағытты бақылау үшін тиімді пайдаланылады, сондай-ақ жанармай қоймасынан жанармай алуға келе жатқан басқа ғарыш кемелерімен кездесуді жақсарту үшін орбиталық маневрлерге қолданылатын шектеулі жанармай мен итермелеуді қамтамасыз етеді. Күн жылулық моножанармайлық қозғалтқыштар, сонымен қатар, АҚШ-тың United Launch Alliance (ULA) компаниясы ұсынған келесі буын криогендік жоғарғы сатылы зымыранның құрамында да маңызды рөл атқарады. Advanced Common Evolved Stage (ACES) – бұл қолданыстағы ULA Centaur және ULA Delta Cryogenic Second Stage (DCSS) жоғарғы сатылы көлік құралдарын толықтыратын, тіпті ауыстыратын, арзан, тиімді және икемді жоғарғы саты ретінде көзделеді. ACES Integrated Vehicle Fluids опциясы ғарыш кемесінен әдетте бағытты бақылау және орбиталық станцияны сақтап тұру үшін қолданылатын барлық гидразин мен гелийді жояды және оның орнына қалдық сутегін пайдаланатын күн жылулық моножанармайлық қозғалтқыштарға сүйенеді.

Тарих

Кеңес конструкторлары 1933 жылдан бастап моножелгіштік зымырандармен тәжірибе жүргізе бастады. Гельмут Вальтер – неміс инженері, сутек пероксидін отын ретінде пайдаланатын моножелгіштік зымырандардың алғашқы дамушысы. Оның алғашқы жұмысы су асты кемелерін жылжытумен байланысты болғанмен, газ турбиналарында жану үшін өндірілген оттегі ағындары соқпа арқылы бағытталып, итеру күшін тудыруға болатын. Дегенмен, ерте моножелгіштерге негіделген жылдамдықтардың қарапайымдылығы көптеген артықшылықтарды ұсынды және олар алғаш рет 1959 жылы Able 4 миссиясында сынақтан өтті, сондай-ақ Ұлттық Әуе және Ғарыш мұражайы ғарыш жарысының басындағы ең маңызды байланыс спутнигі деп санайтын "Телстар" спутнигінің орбитаға енгізілуі кезінде де қолданылды. 1964 жылы НАСА Аполлон ғарышкерлерін Айға түсу модулін (LEM) ай бетіне бағыттау үшін 16 сутек пероксиді моножелгіштік жылдамдықтарынан тұратын бағдарламалық басқару жүйесін пайдаланып, Айға түсуді зерттеу көлігін басқаруға үйретті. Жоғарғы сатыдағы зымырандар 1960 жылдардың басында General Dynamics компаниясы АҚШ Әскери-әуе күштеріне Centaur жоғарғы сатысын ұсынған кезде моножелгіштік жылдамдықтарды ыңғайлы басқару құралы ретінде қолдана бастады, оның модификациялары бүгінгі күнге дейін United Launch Alliance компаниясының Atlas және Vulcan зымырандарында қолданылуда.

Жаңалықтар

НАСА 10–150 м/с delta v талаптары бар, шығынға бағытталған шағын ғарыш кемелері үшін жаңа монопропелленттік қозғалту жүйесін әзірлеп жатыр. Бұл жүйе гидроксиламмоний нитраты (HAN)/су/жанармай қоспасына негізделген, ол өте тығыз, экологиялық тұрғыдан зиянсыз және жақсы өнімділік пен қарапайымдылықты қамтамасыз етеді. EURENCO Bofors компаниясы LMP 103S-ті 65% аммоний динитрамидін, NH4N(NO2)2, метанол және аммиактың 35% су ерітіндісінде еріту арқылы гидразиннің 1:1 орнына шығарды. LMP 103S гидразинге қарағанда 6% жоғары меншікті импульсқа және 30% жоғары импульстік тығыздыққа ие. Гидразин өте улы және канцерогенді, ал LMP 103S орташа деңгейде ғана улы. LMP 103S – БҰҰ 1.4S класына жатады, бұл коммерциялық әуе көлігімен тасымалдауға мүмкіндік береді, және 2010 жылы Prisma спутнигінде сынақтан өтті. Арнайы өңдеу қажет емес. LMP 103S гидразиннің ең көп қолданылатын монопропеллент ретіндегі орнын баса алады.