RP-1

RP-1
이 기사는 로켓 연료에 관한 것이다.단백질은 RP1을 참조한다.기타 용도는 RP 1을 참조하십시오.
RP-1 약 2리터

RP-1(대체로, 로켓 추진체-1 또는 정제된 석유-1)은 제트 연료와 비슷하게 외관상으로 매우 정제된 형태의 등유로, 로켓 연료로 사용된다.RP-1은 액화수소(LH)2보다 낮은 특정 임펄스를 제공하지만 가격이 저렴하고 상온에서 안정적이며 폭발 위험이 낮다.RP-1은 LH보다2 훨씬 밀도가 높아 에너지 밀도가 높다(특정 에너지는 낮지만).RP-1은 또 다른 상온 액체 연료인 하이드라진의 독성과 발암 위험의 일부도 가지고 있다.

사용 및 이력

S-IC 1단계에서[1] RP-1 81만1700리터, LOX 131만1100리터를 탑재한 아폴로 8호, 새턴 V호

RP-1은 소유즈, 제니트, 델타 I-III, 아틀라스, 팔콘, 안타레스, 트론도 2호 로켓의 1단 부스터에 연료로 탑재되어 있다.또한 에네르기아, 타이탄 1호, 토성 1호, 토성 1호, IB호, 토성 V호에도 전력을 공급했다.인도우주연구기구(ISRO)도 RP-1 연료 엔진을 개발하고 있다.[2]

개발

제2차 세계 대전 중과 직후에는 대형 액체 연료 로켓의 연료로 알코올(주로 에탄올, 가끔 메탄올)이 많이 사용되었다.그들의 높은 기화 열은 재생 냉각된 엔진이 녹는 것을 막았고, 특히 알코올이 일반적으로 몇 퍼센트의 물을 포함할 것이라는 점을 고려했다.그러나, 탄화수소 연료는 약간 높은 밀도와 연료 분자 내 산소 원자의 부족, 그리고 무시할 수 있는 수분 함량 때문에 엔진 효율을 증가시킬 것으로 인식되었다.어떤 탄화수소가 선택되었든 간에, 그것은 또한 냉각제로 알코올을 대체해야 할 것이다.

많은 초기 로켓들이 등유를 태웠지만 연소 시간, 연소 효율, 연소실 압력이 증가하면서 엔진 질량이 감소하여 엔진 온도를 관리할 수 없게 되었다.냉각제로 사용되는 원유는 분리되어 중합되는 경향이 있다.기포 형태의 경량 제품은 공동화를 일으키고, 왁스 퇴적 형태의 무거운 제품은 엔진의 좁은 냉각 통로를 차단한다.결과적으로 냉각제 기아는 온도를 더 높이고, 더 많은 중합성을 유발하여 고장을 가속화한다.이 사이클은 엔진 벽 파열이나 기타 기계적 고장이 발생할 때까지 빠르게 상승하며(즉, 열가동) 냉각재 흐름 전체가 등유로 구성돼도 지속된다.1950년대 중반에 로켓 설계자들은 내열성 탄화수소를 제조하기 위해 화학자들에게 의지했고 그 결과는 RP-1이었다.

1950년대에 LOX(액체 산소)는 RP-1과 함께 사용할 수 있는 우선 산화제가 되었지만,[3] 다른 산화제들도 사용되었다.

분수 및 제형

첫째, 유황 화합물이 심하게 제한되었다.화석 연료에는 자연적으로 소량의 황이 존재한다.황과 황 화합물이 금속을 고온으로 공격하는 것으로 알려졌다.게다가 소량의 황도 중합에 도움이 된다.

알케네와 아로마틱은 매우 낮은 수준으로 유지되었다.이러한 불포화 탄화수소는 고온뿐만 아니라 장기간 보관 시에도 중합되는 경향이 있다.그 당시, 등유 연료로 만들어진 미사일은 활성화를 기다리며 수 년 동안 보관되어 있을 것으로 생각되었다.이 기능은 포화 탄화수소의 고온 편익이 남아 있기는 하지만 나중에 고체연료 로켓으로 이전되었다.RP-1은 알케인과 방향성이 낮기 때문에 각종 제트 및 디젤 연료에 비해 독성이 적고 휘발유에 비해 독성이 훨씬 적다.

보다 바람직한 등사체를 선정하거나 합성했다.선형 알칸은 고도로 갈라지고 순환하는 분자를 위해 제거되었다.이러한 이소머 유형은 피스톤 엔진의 옥탄 정격을 향상시키므로 열 파괴에 대한 저항성이 증가하였다.등유의 이전 사용자인 제트 엔진과 난방 및 조명 애플리케이션은 열 파괴와 이소머 함량에 훨씬 덜 신경을 썼다.가장 바람직한 등소체는 사다리꼴을 느슨하게 닮은 다순환체였다.

생산에서는 불순물과 옆구리 분수를 제거하기 위해 이 등급들을 촘촘히 가공했다.재는 연료 라인과 엔진 통로를 차단하고 연료에 의해 윤활된 마모 밸브와 터보펌프 베어링을 차단할 것으로 우려되었다.너무 무겁거나 너무 가벼운 분수는 윤활 능력에 영향을 미쳤고 보관 중과 부하가 낮은 상태에서 분리될 가능성이 있었다.나머지 탄화수소는 C 질량12 또는 그 근처에 있다.경량 탄화수소가 부족하기 때문에 RP-1은 플래시 포인트가 높고 가솔린/가솔린 또는 일부 제트 및 디젤 연료에 비해 화재 위험이 적다.

모두 종합해 보면, 최종 제품은 정액 등유보다 더 비싸다.서류상으로는, 어떤 석유라도 충분한 가공으로 약간의 RP-1을 생산할 수 있다.실제로 연료는 고품질 베이스 재고를 가진 소수의 유전에서 조달된다.이것은 다른 석유 사용자에 비해 틈새 시장에서의 작은 수요와 결합되어 가격을 견인한다.RP-1의 군사 사양은 MIL-R-25576에서 다루며,[4] RP-1의 화학적 및 물리적 특성은 NISTIR 6646에서 설명한다.[5]

소련과 러시아 로켓급 케이로스엔은 RP-1과 매우 유사하며 T-1과 RG-1로 지정되어 있다. 밀도는 0.81g/ml로 RP-1과 비교하여 0.82~0.85g/ml로 높다.짧은 기간 동안 소련은 로켓의 연료 탱크에 있는 등유를 슈퍼히드함으로써 훨씬 더 높은 밀도를 달성했지만, 이것은 다른 슈퍼히드 연료보다 등유를 사용하려는 목적을 부분적으로 좌절시켰다.소유즈 등 R7 기반 로켓의 경우 온도 처벌이 미미했다.차량의 극저온성 액체산소와 액체 질소를 관리하는 시설은 이미 마련되어 있었는데, 이 두 시설 모두 등유 온도보다 훨씬 춥다.발사대의 중앙 등유 탱크는 4면, 상단에는 액체산소 탱크로 둘러싸여 있고, 하단에는 액체질소 탱크가 인접해 있다.4개의 부스터의 등유 탱크는 비교적 작고 소형이며, 또한 액체-산소와 액체-질소 탱크 사이에 있다.따라서 처음에 등유가 냉각되면 발사 준비를 마치는 데 필요한 짧은 시간 동안 그렇게 남아 있을 수 있었다.최신판 팰컨 9 풀러스트레이트는 RP-1 연료를 -7°C까지 과냉각해 2.5~4%의 밀도를 높이는 기능도 갖고 있다.

다른 연료와의 비교

LOX/케로센
나는sp 해수면에[4] 있다. 220-265초
나는sp[4] 진공상태다. 292~309초
산화제 대 연료비 2.56
밀도(g/mL) 0.81–1.02
열용량비 1.24
연소 온도 3,670 K

화학적으로 탄화수소 추진체는 연소 시 수소가 단위 질량 당 더 많은 에너지를 방출하여 더 높은 배기 속도를 가능하게 하기 때문에 수소 연료보다 효율이 떨어진다.이것은 부분적으로 수소 원자에 비해 탄소 원자의 높은 질량의 결과물이다.탄화수소 엔진도 일반적으로 연료가 풍부하게 작동하는데, 이는 불완전 연소의 결과로 CO2 대신 일부 CO를 발생시키지만, 수소 엔진도 일반적으로 최상의 전체 성능을 위해 연료가 풍부하게 작동하기 때문이다.일부 러시아 엔진은 터보펌프 프리버너를 가동해 산소가 풍부하지만 주 연소실은 여전히 연료가 풍부하다.모두 말해, 등유 엔진은 270~360초 범위에서 I를sp 발생시키는 반면, 수소 엔진은 370~465초를 달성한다.

엔진이 정지하는 동안 연료 흐름은 빠르게 0으로 가는 반면 엔진은 여전히 꽤 뜨겁다.잔류하고 갇힌 연료는 뜨거운 지점이나 뜨거운 구성 요소에서 중합하거나 심지어 탄산화할 수 있다.뜨거운 지점이 없어도, 무거운 연료는 수년 동안 사용되어 온 가솔린, 디젤 또는 제트 연료 탱크에서 볼 수 있듯이, 석유 잔여물을 발생시킬 수 있다.로켓 엔진은 몇 분 또는 심지어 몇 초 만에 사이클 수명을 측정하여 정말로 무거운 침전물을 방지한다.그러나 로켓은 위에서 설명한 바와 같이 예치금에 훨씬 민감하다.따라서 등유 시스템은 일반적으로 더 많은 분해와 과도한 화력을 수반하여 운영비와 인건비를 발생시킨다.이것은 엔진은 발사 전에 몇 번 지상 발사되어야 하기 때문에 재사용 가능한 엔진뿐만 아니라 소모성 엔진의 문제야.추진체에 불이 붙지 않는 냉류 실험도 잔류물을 남길 수 있다.

위쪽의 경우, 약 1,000 psi(7 MPa)의 챔버 압력 아래에서는 등유가 노즐과 챔버 라이너 내부에 그을린 침전물을 생성할 수 있다.이것은 상당한 절연층 역할을 하며 벽으로 들어오는 열 흐름을 대략 2배 정도 줄일 수 있다.그러나 대부분의 현대식 탄화수소 엔진은 이 압력 이상으로 작동하므로 대부분의 엔진에는 큰 영향이 없다.

최근의 중탄소 엔진은 남은 연료를 더 잘 관리하거나, 더 점진적인 재사용 대기 또는 두 가지 모두를 위해 부품과 새로운 작동 주기를 수정했다.이것은 여전히 분리되지 않은 석유 잔여물의 문제를 남긴다.다른 새로운 엔진들은 메탄이나 프로판 가스와 같은 가벼운 탄화수소로 전환함으로써 이 문제를 완전히 우회하려고 노력해왔다.둘 다 휘발성 물질이기 때문에 엔진 잔여물은 간단하게 증발한다.필요한 경우 엔진에 용제 또는 기타 정제를 주입하여 분산을 마칠 수 있다.프로판(C3 분자)의 짧은 사슬의 탄소 백본은 끊기 매우 어렵다; 단일 탄소 원자(C1)를 가진 메탄은 기술적으로 전혀 사슬이 아니다.두 분자의 분해 산물도 기체인데, 위상 분리로 인한 문제가 적고, 중합과 퇴적 가능성이 훨씬 적다.그러나 메탄(그리고 프로판도 더 적게)은 애초에 케이로스네를 자극했던 불편사항을 처리하는 것을 다시 도입한다.

케로젠의 낮은 증기압은 지상 승무원들에게 안전을 준다.그러나 비행 중에 등유 탱크는 배수할 때 연료량을 대체하기 위해 별도의 가압 시스템이 필요하다.일반적으로 이것은 질소나 헬륨과 같은 액체 또는 고압 불활성 기체의 별도 탱크다.이것은 추가적인 비용과 무게를 만들어낸다.극저온 또는 휘발성 추진체는 일반적으로 별도의 가압제가 필요하지 않으며, 대신 일부 추진체를 저밀도 가스로 확장(흔히 엔진 열로)한 후 탱크로 돌려보낸다.휘발성이 높은 몇몇 추진체 설계는 가스 루프조차 필요하지 않다; 액체 중 일부는 자동으로 기화하여 자체 용기를 채운다.어떤 로켓들은 연료 탱크를 가압하기 위해 가스 발전기의 가스를 사용한다; 보통 이것은 터보펌프로부터의 배출이다.비록 이것이 별도의 가스 시스템의 무게를 줄여주지만, 이제 루프는 시원하고 불활성화된 가스 대신 뜨겁고 반응적인 가스를 처리해야 한다.

RP-1은 화학적 제약조건과 관계없이 다른 석유 소비자에 비해 발사차량 산업의 규모가 매우 작기 때문에 공급 제약이 있다.이처럼 고도로 정제된 탄화수소의 재료 가격은 여전히 많은 다른 로켓 추진체에 비해 낮은 반면, RP-1 공급자는 제한적이다.몇몇 엔진은[specify] 제트 연료나 심지어 디젤과 같은 더 표준적이고 널리 분포된 석유 제품을 사용하려고 시도했다.대체 또는 보조 엔진 냉각 방법을 사용함으로써 일부 엔진은 최적화되지 않은 제형을 허용할 수 있다.

탄화수소를 기반으로 한 연료는 수소만 연소할 때보다 더 많은 대기오염을 일으킨다.탄화수소 연소는 이산화탄소(CO2), 일산화탄소(CO), 탄화수소(HC) 배출량을 발생시키고 수소(H2)는 산소(O2)와 반응해 물(HO2)만 생산하며 일부 비작동 H도2 방출된다.탄화수소 기반 연료와 수소 연료는 모두 질소(NOx) 오염물질을 생성하는데, 이는 1600°C(2900°F) 이상의 로켓 배기 온도가 대기 중에 이미 존재하는 질소(N2)와 산소(O2)의 일부를 열적으로 결합시켜 질소산화물을 생성하기 때문이다.

RP-1 유사 연료

로버트 고다드의 초기 로켓은 휘발유를 사용했다.

RP-1 규격이 개발되고 있는 동안, 로켓딘은 디에틸 사이클로헥산을 실험하고 있었다.RP-1보다 우수하지만, 결코 사용을 위해 채택되지 않았다. – 아틀라스와 타이탄 I(RP-1에 따라 설계됨)가 개발되기 전에는 제형이 완료되지 않아 RP-1이 표준 탄화수소 로켓 연료가 되었다.[6]

소련의 공식은 위에서 논의된다.또한 소련은 상단에서 사용하는 고에너지 제형인 싱틴(러시아어: стн)을 잠깐 사용했다.신틴은 1-메틸-1,2-디시클로프로필 사이클로프로판(CH
10
16)이다.러시아도 소유즈-2를 RP-1에서 나프틸(naftil)[7] 또는 나프틸(naphtyl)[8][9]로 전환하는 작업을 벌이고 있다.

RP-1 표준 이후, RP-2가 개발되었다.주요 차이점은 훨씬 낮은 유황 함량이다.그러나 대부분의 사용자들이 RP-1을 받아들이기 때문에 1초, 심지어 더 드물고 더 비싼 제형을 생산하고 비축할 동기가 거의 없었다.

OTRAG 그룹은 더 일반적인 혼합물을 사용하여 시험 차량을 출시했다[when?].적어도 한 예로, 로켓은 디젤 연료에 의해 추진되었다.그러나 궤도 가까이까지 온 OTRAG 로켓은 없었다.[citation needed]

참조

  1. ^ 다이어그램 토성 V.
  2. ^ 반결정성 프로젝트 ISRO 2013 - 2014년 연차 보고서
  3. ^ Sutton, George Paul (2006). History of Liquid Propellant Rocket Engines. American Institute of Aeronautics and Astronautics. p. 42. ISBN 9781563476495.
  4. ^ a b c "Basics of Space Flight: Rocket Propellants". Braeunig.us. Retrieved December 11, 2012.
  5. ^ "Thermophysical Properties Measurements and Models for Rocket Propellant RP-1: Phase I (NISTIR 6646)" (PDF).
  6. ^ Clark, John D. (1972). Ignition! An informal history of liquid rocket propellants (PDF). New Brunswick, N.J.: Rutgers University Press. p. 105. ISBN 0-8135-0725-1. OCLC 281664.{{cite book}}: CS1 maint: 날짜 및 연도(링크)
  7. ^ "Vostochny launches on schedule for 2017". Russian Space Web. Retrieved February 5, 2018.
  8. ^ "When will Russia's 1st carrier rocket firing naphthyl blast off?". Russia Now. October 11, 2016. Retrieved January 29, 2018.
  9. ^ "Russia completes engine tests of Soyuz rocket's second stage using new fuel". Russian Aviaton. February 22, 2019.

외부 링크