НА ГЛАВНУЮ

 

 

***

 

СПРАВОЧНИК

по авиационным и ракетным керосинам

 

 

***

 

В процессе работы над статьей, посвященной вопросам проточного охлаждения ЖРД F-1 (см. главу №13), было обработано большое количество данных о физико-химических свойствах авиационных и ракетных керосинов, применяемых в т.ч. как топливо в ЖРД.

Поскольку эти данные обычно фрагментированы и часто не совпадают друг с другом у разных авторов, то для удобства их использования мною были систематизированы доступные сведения из открытых советских и зарубежных источников.

 

***

 

 

 

Советские авиационные керосины

 

В справочнике[7] «Физико-химические и эксплуатационные свойства реактивных топлив» под редакцией Дубовкина Н. Ф., Маланичевой В. Г., Массур Ю. П., Федорова Е. П. (Москва, изд. Химия, 1985г.) широко представлены свойства советских авиационных керосинов.

 

Справка: авиационные керосины вырабатывают для самолётов дозвуковой авиации по ГОСТ 10227-86 и для сверхзвуковой авиации по ГОСТ 12308-89. Для дозвуковой авиации предусмотрено пять марок топлива (ТС-1, Т-1, Т-1С, Т-2 и РТ), для сверхзвуковой — две (Т-6 и Т-8В). Массовыми топливами в настоящее время являются топлива ТС-1 (высшего и первого сортов) и топливо РТ (высшего сорта).

 

Для ЖРД ракет космического назначения долгие годы основным горючим являлся авиационный керосин Т-1.

В частности, керосин Т-1 был выбран академиком В.П. Глушко в качестве горючего МБР Р-7, на базе которой были созданы ракеты космического назначения: РН «Спутник» (первые три советских ИСЗ), РН «Восток» (первый пилотируемый полет), РН «Молния» (первый спутник связи), РН «Союз» (пилотируемые полеты и спутники различного назначения).

Применяется главным образом для ЖРД РД-107 (первая ступень, «боковушка») и РД-108 (вторая ступень, центральный блок), которые с учетом неоднократных модернизаций и модификаций находятся в серийном производстве почти 60 лет.

 

Ниже приведены некоторые теплофизические данные для основных сортов авиационных керосинов на основе данных Центрального института авиационного моторостроения (ЦИАМ) и в/о «Нефтехим»[7][8]

 

 

Керосин авиационный Т-1 (ГОСТ 10227-86) производят путем прямой перегонки малосернистых нефтей нафтенового основания с пределами выкипания 130÷280 °C.

Содержит большое количество нафтеновых кислот, из-за чего имеет высокую кислотность, поэтому после выделения фракции из нефти её подвергают защелачиванию с последующей водной промывкой. Длительные испытания показали, что при использовании этого топлива в авиадвигателях имеют место повышенные смолистые отложения, из-за чего срок службы двигателей сокращается в два раза.

В настоящее время топливо выпускают только первого сорта и очень ограниченно. Сырьем для производства керосина Т-1 в СССР служили нефтепромыслы Баку и Сахалина[7]

 

Плотность различных сортов авиационных керосинов приведена в справочнике[7]:

 

 

Вязкость различных сортов авиационных керосинов аппроксимируется по уравнениям вида[7]:

 

 

 

Примерные значения динамической вязкости различных сортов авиационных керосинов[7]:

 

* в таблице была исправлена опечатка в названии керосина Т-2 ‒ прим.

 

Теплопроводность различных сортов авиационных керосинов (линейная аппроксимация) [7]:

 

 

 

Энергетические свойства и содержание водорода в различных сортах авиационных керосинов[7]:

 

Q* ‒ удельная теплота сгорания без учета массы кислорода (воздуха)

 

 

Теплоемкость различных сортов авиационных керосинов при различных температурах (в градусах °К) [7]:

 

* в таблице была исправлена опечатка, шкала дана в градусах °К согласно[8] ‒ прим.

 

 

 

 

Керосин Т-1 по данным Александренкова

 

Широкой популярностью в учебной среде пользуется методические пособие МГТУ им. Н.Э. Баумана под редакцией Александренкова В.П. «Расчет наружного проточного охлаждения камеры ЖРД»[1], 2012г.

Данное пособие содержит неплохую подборку сведений о свойствах ракетных топлив, в т.ч. данные по основному ракетному топливу линейки советских ракет серии Р-7 («Восток», «Молния», «Союз» и т.д.) ‒ авиационному керосину Т-1.

 

 

 

 

Здесь приняты следующие обозначения:

 

 

Графически свойства керосина Т-1 выглядят так:

 

 

Следует заметить, что Александренков приводит не собственные данные, а компилирует их на основании более ранних источников, в частности, ‒ на основе данных Справочника по теплофизическим свойствам газов и жидкостей Н.Б. Варгафтика[2] издания 1972г.

Сопоставление данных Варгафтика и Александренкова показывает их некоторое незначительное расхождение.

 

 

Керосин Т-1 по данным Варгафтика

 

 

 

 

 

 

 

При этом Варгафтик в основном ссылается на Труды Московского авиационного института, №132, 1961г.

Его данные, в свою очередь, несколько расходятся с данными В.Б. Зенкевича[3], полученные им лично в 1961 году.

 

 

Керосин Т-1 по данным Зенкевича

 

 

 

Для сравнения, приведу дополнительно данные по свойствам керосина ТС-1 по данным Зенкевича:

 

 

 

 

Сравнительные таблицы свойств керосина Т-1

 

Обобщая вышеприведенные данные, а также производя корректную интерполяцию и экстраполяцию* данных (в т.ч. для Зенкевича в диапазоне температур свыше Т ≥ 100°C ), мною были построены следующие таблицы выборочных данных:

 

 

Свойства T-1   (Дубовкин, ЦИАМ[7])

Т, К 

Т, С

ρ, кг/м3

C, Дж/(кг∙К)

μ, 10-4, Н∙с/м2

λ, Вт/(м∙К)

К,

кг0,2 ∙м1,8/(с2,2∙К)

293 20 821,0 1897 13,60 0,1168 79,1
303 30 813,9 1931 11,41 0,1154 84,9
313 40 806,7 1966 9,80 0,1140 90,2
323 50 799,6 2001 8,45 0,1123 95,5
373 100 763,9 2180 4,77 0,1056 119,7
423 150 731,7 2367 3,14 0,0986 140,3
473 200 687,2 2560 2,26 0,0916 158,0
523 250 622,2 2752 1,63 0,0846 176,8

 

Свойства T-1   (Александренков[1])

Т, К 

Т, С

ρ, кг/м3

C, Дж/(кг∙К)

μ, 10-4, Н∙с/м2

λ, Вт/(м∙К)

К,

кг0,2 ∙м1,8/(с2,2∙К)

293 20 819 2050 15,00 0,117 80,0
303 30 814 2075 12,50 0,116 85,0
313 40 808 2100 10,00 0,114 90,0
323 50 801 2150 8,89 0,112 95,0
373 100 766 2360 5,00 0,104 120,0
423 150 728 2605 3,69 0,098 145,0
473 200 685 2900 2,60 0,090 160,0
523 250 638 3060 2,00 0,084 178,0

 

Свойства T-1   (Варгафтик[2])

Т, К 

Т, С

ρ, кг/м3

C, Дж/(кг∙К)

μ, 10-4, Н∙с/м2

λ, Вт/(м∙К)

К,

кг0,2 ∙м1,8/(с2,2∙К)

293 20 819 2000 14,90 0,1161 77,6
303 30 814 2040 12,85 0,1145 82,3
313 40 808 2090 10,80 0,1130 88,4
323 50 801 2140 9,40 0,1114 93,5
373 100 766 2380 5,45 0,1042 116,6
423 150 728 2630 3,62 0,0965 136,5
473 200 685 2890 2,62 0,0891 153,8
523 250 638 3160 2,01 0,0816 168,3

 

Свойства T-1 (Зенкевич[3])        

Т, К 

Т, С

ρ, кг/м3

C, Дж/(кг∙К)

μ, 10-4, Н∙с/м2

λ, Вт/(м∙К)

К,

кг0,2 ∙м1,8/(с2,2∙К)

293 20 812,8 1888 14,71 0,1163 76,3
303 30 805,5 1932 12,19 0,1145 82,0
313 40 798,2 1976 10,38 0,1128 87,7
323 50 790,8 2020 8,91 0,1110 93,0
373 100 758,5 2235 5,01 0,1023 116,4
423 150 726,2 2450 3,31 0,0936 135,0
473 200 693,9 2665 2,42 0,0849 149,4
523 250 661,6 2880 1,86 0,0762 160,2

 

* ‒ прим.: теплоемкость C, плотность ρ и теплопроводность λ керосина в широком диапазоне экстраполируются линейно по температуре.

Кинематическая вязкость ν экстраполируется по эмпирической формуле, проверенной на данных Варгафтика, вида:

 

  1     1   +     (   1    ‒    1  )   ∙   t100°C

 ∙ 1,05

ν(t) ν(100°C) ν(100°C) ν(70°C) 30

 

При этом, отклонение аппроксимации от табличных данных (для Варгафтика) в диапазоне температур t 100°C менее ±1%.

Далее, кинематическая вязкость ν переводится в динамическую μ по известной формуле:  μ = ν ∙ ρ

Важная оговорка: поскольку величины вязкости керосина очень сильно расходятся у разных авторов, то уравнения для расчета вязкости для керосина Т-1 согласно Дубовкину[7] не подходят для экстраполяции данных в диапазоне температур t 100°C других авторов.

 

Сравнение данных показывает некоторое расхождение у различных авторов относительно теплоемкости и теплопроводности керосина Т-1 при высоких температурах, что дает в итоге разброс охлаждающих свойств керосина.

При этом свойства керосина Т-1 как охладителя показаны выше у Александренкова, чуть ниже у Варгафтика и слабее всего у Зенкевича.

Данные Дубовкина (ЦИАМ)[7] по теплоемкости и вязкости ближе к Зенкевичу, но по теплопроводности значительно выше и ближе к Варгафтику, что в итоге дает охлаждающие свойства керосина Т-1 в комплексе близкими к данным Александринкова.

 

 

Особенности применения керосина Т-1 для ЖРД

 

Выбор авиационного керосина Т-1 в качестве основного горючего для ЖРД МБР Р-7 и всех последующих ракет космического назначения определялся дешевизной и доступностью Т-1, а также низкой токсичностью и простотой наземной инфраструктуры.

Однако, как топливо для ЖРД авиационный керосин далеко не лучший и не самый оптимальный выбор по совокупности показателей.

В частности, как охладитель камеры ЖРД керосин Т-1 занимает последнее место среди прочих горючих и окислителей[9]:

 

 

Слишком «минусовая» энтальпия образования ( ΔHобр = ‒1958 кДж/кг) для керосина Т-1 говорит о большой потере энергии химической реакции горения топливной смеси на фазовые превращения и на расщепление молекулы керосина на части при воспламенении.

Поэтому гидразины (монометилгидразин, диметилгидрази и др.) безусловно превосходят керосин по энергетике (см. табл.)[11]:

 

 

В силу этих причин при разработке синтетических углеводородных горючих (синтин, боктан) предпочтение отдается веществам с «плюсовой» энтальпия образования ( ΔHобр > 0 ).

Кроме того, в процессе эксплуатации выяснилось, что авиационный керосин Т-1 склонен к сильным смолистым отложениям на проточных каналах охлаждения камеры ЖРД, что является серьезным препятствием для создания ЖРД с большим ресурсом службы (в т.ч. многоразовых ЖРД), а также двигателей с высоким давлением в камере и тепловыми нагрузками.

На практике применение керосина Т-1 ограничено ЖРД по открытой схеме с невысоким давлением в камере рк ≤ 70 кгс/см2

В дальнейшем, начиная с МБР Р-9 для двигателей РД-111 (8Д716) - первая ступень, РД-461 (11Д55) - вторая ступень, было решено перейти на специально разработанный для применения в космической сфере ракетное горючее керосин РГ-1 (нафтил).

Соответственно, для двигателя третьей ступени РН «Союз-У» РД-0110 (11Д55) как потомка РД-461 применяется керосин РГ-1.

В отношении ЖРД РД-107 и РД-108 (модификации  11Д511, 11Д512) в 1970г. велись работы по переводу двигателей этого типа с горючего Т-1 на горючее РГ-1. Возможность перехода на РГ-1 рассматривалась как в плане унификации горючих на различных двигателях, так и в плане увеличения удельного импульса тяги двигателей. Испытания показали, что при переводе двигателей с горючего Т-1 на РГ-1 не наблюдается увеличения удельных импульсов тяг камер сгорания. Дальнейшие работы по переходу на горючее РГ-1 были прекращены[10].

В связи с вероятным прекращением выработки горючего Т-1 Миннефтехимпром в 1988 г. предложил аналог этого горючего, получаемый путем смешения горючих Т-6 и РТ, именуемый в дальнейшем смесевым горючим Т-1с[10].

 

 

Американские авиационные керосины

 

В книге Стенли Сарнера «Химия ракетных топлив»[4] (изданной в переводе в Москве в 1969г.) дана развернутая картина фракционного состава наиболее популярных сортов авиационного керосина в США:

 

 

 

 

Переводя данные в систему СИ и корректно интерполируя и экстраполируя данные в диапазоне температур свыше Т ≥ 100°C (аналогично данным Зенкевича), получим следующую таблицу выборочных данных физико-химических свойств керосина JP-5:

 

Т, К 

Т, С

ρ, кг/м3

C, Дж/(кг∙К)

μ, 10-4, Н∙с/м2

λ, Вт/(м∙К)

К,

кг0,2 ∙м1,8/(с2,2∙К)

293 20 824 1988 18,95 0,1377 77,9
303 30 816 2026 15,10 0,1369 85,7
313 40 809 2064 12,86 0,1360 91,7
323 50 802 2101 10,99 0,1356 98,2
373 100 766 2290 6,05 0,1314 126,6
423 150 730 2479 3,96 0,1273 151,9
473 200 694 2668 2,86 0,1231 174,5
523 250 658 2857 2,19 0,1189 195,5

 

Таким образом, авиационный керосин JP-5 применяемый морской авиацией США очень похож по фракционному составу и свойствам основному сорту ракетного керосина, применяемому в США - керосину RP-1.

 

 

Свойства ракетного керосина RP-1

 

К сожалению, в силу не вполне понятных причин, в открытой американской литературе не слишком подробно описаны физико-химические свойства керосина RP-1. Существуют лишь отрывочные данные из рассекреченных источников[5]:

 

 

 

Примечание:

качество исходного изображения было улучшено путем очистки от помарок и прочих дефектов

 

В источнике даны дополнительные свойства керосина RP-1 в сравнении с керосином RJ-5[5]:

 

прим.: в источнике[5] не указана температура, для которой взяты свойства керосинов

 

На основании данных вышеприведенной таблицы следует, что для керосина RP-1[5] pкрит. 2,36 МПа, Tкрит. 686К

Сравнительный анализ данных по охлаждающим свойствам различных керосинов для некоторых температур даны ниже:

 

Наименование керосина

Т, С

ρ, кг/м3

C, Дж/(кг∙К)

μ, 10-4, Н∙с/м2

λ, Вт/(м∙К)

К,

кг0,2 ∙м1,8/(с2,2∙К)

RP-1

20...28 798 2219 15,66 0,1390 88,4

JP-5

30 816 2026 15,10 0,1369 85,7

T-1 (Александринков)

30 814 2075 12,50 0,1160 85,0

T-1 (Дубовкин)

30 814 1931 11,41 0,1154 84,9

T-1 (Варгафтик)

30 814 2040 12,85 0,1145 82,3

T-1 (Зенкевич)

30 806 1932 12,54 0,1145 82,0

 

 

Как видно из вышеприведенных таблиц, керосин JP-5 в целом близок по охлаждающим способностям к керосину Т-1 при низких температурах, но с тенденцией к превышению по охлаждающим свойствам (комплекс К) на 10...20% при температурах Т ≥ 200°C.

Что касается керосина RP-1, то он уже при низких температурах показывает лучшие свойства, чем JP-5.

Учитывая монотонность функций плотности, теплоемкости, теплопроводности и вязкости, надо полагать, что эта тенденция сохраняется и при высоких температурах Т ≥ 200°C.

 

Для регенеративного охлаждения ЖРД установлены следующие ограничения: согласно пп.3.1.1.5.4 рекомендаций NASA SP-8087[13] температура стенки не должна превышать для RP-1: Tст.ж 728К (850°F).

 

 

 

Сравнение американских авиационных керосинов

 

 

В справочнике[6] даны некоторые физико-химических свойства различных сортов американских керосинов:

 

 

Зависимость плотности керосинов от температуры

 

 

 

Зависимость удельной теплоемкости керосинов от температуры

 

 

 

Данные о кинематической вязкости керосинов при различных температурах

 

 

 

Американские высокоплотные керосины

 

В справочнике[6] даны также некоторые физико-химических свойства американских синтетических высокоплотных керосинов, которые нашли широкое применение в американских крылатых ракетах:

 

 

Зависимость плотности синтетических высокоплотных керосинов от температуры

 

 

 

Зависимость удельной теплоемкости высокоплотных керосинов от температуры

 

 

 

 

Данные о кинематической вязкости высокоплотных керосинов при различных температурах

 

 

 

 

 

Аркадий Велюров

 

[1]   «Расчет наружного проточного охлаждения камеры ЖРД» Александренков В.П., 2012г.

[2]   «Справочник по теплофизическим свойствам газов и жидкостей» Варгафтик Н.Б., 1972г.

[3]   «Теплопроводность жидкостей и газов» Цедерберг Н.В., 1963г.

[4]   «Химия ракетных топлив» Сарнер С., перевод, Москва, 1969г.

[5 General Dynamics / Convair, Report 8926-065, RP-1 Fuel physical properties, 1958

[6]   «Handbook of aviation fuel properties», CRC Report No. 530, Coordinating research council, 1983

[7]   «Физико-химические и эксплуатационные свойства реактивных топлив» Дубовкин Н. Ф., Маланичева В. Г., и др., 1985г.

[8]   «Энергоемкие горючие для авиационных и ракетных двигателей», под ред. проф. Яновского Л.С., 2009г.

[9]  «Теория ракетных двигателей», В.Е. Алемасов, А.Ф. Дрегалин (под редакцией В.П. Глушко), 1980г.

[10] ЖРД РД-107 и РД-108 и их модификации

[11]  «Основы теории тепловых ракетных двигателей», Дорофеев А.А., МГТУ им. Баумана, 2010г.

[12]  «Advanced regenerative cooling techniques for future space transportation systems», AIAA/SAE, 1975г.

[13] «Liquid rocket engine fluid-cooled combustion chambers», NASA SP-8087, 1972г.

 

 

 

 

ОБСУДИТЬ НА ФОРУМЕ