RP-1

Statický test motoru RD-180 spalující RP-1 a kapalný kyslík
Apollo 8, Saturn V: 810.700 L RP-1, 1.311.100 L LOX[1]

RP-1 (Rocket Propellant-1 nebo Refined Petroleum-1) je americké označení vysoce rafinované formy petroleje používané jako palivo raketových motorů. V Rusku (resp. bývalém Sovětském svazu) byla vyvinuta prakticky stejná paliva značená T-1 a RG-1. Chemicky má téměř shodné vlastnosti jako petrolej, ale obsahuje minimum nečistot, které se v ropných produktech běžně vyskytují. Omezení nečistot se týká hlavně síry, jejích sloučenin a uhlovodíků jako alkeny a areny. V porovnání s kapalným vodíkem (LH2) je RP-1 levnější, lépe skladovatelné (kapalný vodík vyžaduje kryogenní technologie), ale poskytuje menší specifický impuls (Isp). Oproti hydrazinu a jeho derivátům má vyšší Isp a není toxické, na druhou stranu ho však nelze skladovat dlouhodobě v nádržích a proto se nehodí jako palivo pro dlouhotrvající kosmické mise.

Historie a použití

Řez prvním stupněm rakety Saturn V. Nádrž RP-1 je umístěna pod nádrží s kapalným kyslíkem.

Palivo RP-1 bylo vyvinuto v polovině 50. let 20. století, kdy docházelo ke zvyšování výkonů raketových motorů a to s sebou přinášelo vyšší teploty a tlaky. Potřeba chlazení těchto výkonných motorů vedla k využití regenerativního systému chlazení, kdy celý objem paliva proudí soustavou chladicích kanálů a odvádí teplo z kritických míst motoru. Vysoká teplota a přítomnost síry způsobovala disociaci molekul a následnou polymeraci jednotlivých složek. Produkty těchto reakcí často způsobovaly zanášení nebo ucpání chladicích kanálků, což vedlo k přehřátí a následnému propálení částí motoru. RP-1 bylo zbaveno sirnatých látek, alkenů a arenů a tím se výrazně zvýšila spolehlivost motorů.

RP-1 je díky své ceně, nižším nárokům na skladování a celkově nižším nárokům na technologickou úroveň raketového motoru, používán převážně jako palivo nižších stupňů nosných raket. Používaly jej americké rakety Atlas, Thor, Rakety Delta, Saturn 5 a další. V bývalém Sovětském svazu je petrolej pro raketové motory označován T-1 a RG-1 a jeho vlastnosti jsou téměř shodné s RP-1. Jediný rozdíl je jeho vyšší hustota, 820 – 850 kg/m3 oproti 810 u RP-1. Všechny rakety patřící do rodiny raket R7 (Vostok, Sojuz) používají tuto variantu RP-1. Ačkoli je RP-1 používán převážně pro kosmické aplikace, první mezikontinentální balistické rakety USA (SM-65 Atlas, SM-68 Titan) i SSSR (R7) jej používaly, avšak byly brzo nahrazeny jinými typy s motory na tuhé pohonné látky nebo palivy na bázi hydrazinu.

Popis

Jak je již psáno výše, hlavní nečistoty představovaly přirozeně se vyskytující ropné nečistoty a složky vzniklé disociací a polymerací složek petroleje. Hlavním zdrojem problémů bývají sirnaté látky, protože při vysokých teplotách způsobují korozi kovů a navíc i malé množství síry podporuje polymeraci. Další složky, které musí být odstraněny jsou alkeny a areny, které mají tendenci polymerovat nejen při zvýšených teplotách, ale i při dlouhodobém skladování. Díky tomu je RP-1 méně toxické než benzín a ostatní letecká paliva. Oproti klasickému petroleji neobsahuje RP-1 lineární alkany, ale složitější větvené a cyklické molekuly. Nejžádanější složkou RP-1 jsou polycyklické řetězce s C12 a více. Kromě chemických nečistot musí být odstraněny i mechanické nečistoty jako prach a saze, které zanáší palivové vedení a působí opotřebení ventilů a čerpadel, která používají RP-1 jako mazivo. RP-1 lze teoreticky získat (po dostatečném zpracování) z jakékoli ropy, ale v praxi se používá pouze vysoce kvalitní ropa z několika nalezišť.

Výhody a nevýhody

výhody
  • Levnější než LH2 a paliva na bázi hydrazinu.
  • Hustší než LH2 ⇒ kompaktnější design motorů, vyšší energie než ve stejném objemu LH2.
  • Stálé za pokojové teploty ⇒ snadnější skladování, doprava a manipulace.
  • Účinnější než tuhé pohonné látky a paliva na bázi hydrazinu a lehkých uhlovodíků (ethanol, methanol…)
  • Méně toxický než paliva na bázi hydrazinu.
nevýhody
  • Dražší než tuhé pohonné látky.
  • Hmotnostně nižší účinnost než kapalný vodík.
  • Toxičtější než LH2 (hořením LH2 vzniká čistá voda, hořením RP-1 vzniká voda, CO2, CO a další sloučeniny uhlíku).
  • Nemožnost dlouhodobého skladování natankovaných raket ⇒ pomalá reakční doba ⇒ nehodí se k vojenským účelům.
  • Velmi nízký tlak vypařování ⇒ vhodné pro chlazení clonou nebo ostřikem (viz Chlazení raketových motorů), na druhou stranu je nutno doplňovat objem spáleného RP-1 v nádržích.
  • Cena RP-1 je sice celkově nižší než LH2, ale relativně nízká poptávka, náročná výroba a slabá konkurence zvyšují cenu.

Podobná paliva

  • Robert Goddard používal na svých prvních raketách benzín.
  • Společnost Rocketdyne experimentovala s diethyl-cyklohexanem, který měl o něco lepší vlastnosti, ale RP-1 mohlo být produkováno ve stávajících rafineriích a bylo tak levnější a dostupnější.
  • Ruská resp. Sovětská obdoba RP-1 se nazývá T-1 nebo RG-1.
  • Po uvedení RP-1 bylo vyvinuto RP-2, které mělo ještě nižší obsah síry, ale velkých úspěchů nedosáhlo kvůli nákladnější výrobě a faktu, že RP-1 postačovalo na většinu aplikací.
  • Existují experimentální motory, které jsou schopny spalovat méně rafinovaný petrolej, letecké palivo, nebo dokonce obyčejnou naftu. Žádný z nich se však zatím nedostal do aktivní služby.

Odkazy

Reference

V tomto článku byl použit překlad textu z článku RP-1 na anglické Wikipedii.

  1. ↑ Diagramm Saturn V

Externí odkazy

Média použitá na této stránce

SaturnV S-IC.jpg
This illustration shows a cutaway drawing with callouts of the major components for the S-IC (first) stage of the Saturn V launch vehicle. The S-IC stage is 138 feet long and 33 feet in diameter, producing more than 7,500,000 pounds of thrust through five F-1 engines powered by liquid oxygen and kerosene. Four of the engines are mounted on an outer ring and gimball for control purposes. The fifth engine is rigidly mounted in the center. When ignited, the roar produced by the five engines equals the sound of 8,000,000 hi-fi sets.
RD-180 test firing.jpg
NASA engineers successfully tested a Russian-built rocket engine on November 4, 1998 at the Marshall Space Flight Center (MSFC) Advanced Engine Test Facility, which had been used for testing the Saturn V F-1 engines and Space Shuttle Main engines. The MSFC was under a Space Act Agreement with Lockheed Martin Astronautics of Denver to provide a series of test firings of the Atlas III propulsion system configured with the Russian-designed RD-180 engine. The tests were designed to measure the performance of the Atlas III propulsion system, which included avionics and propellant tanks and lines, and how these components interacted with the RD-180 engine. The RD-180 is powered by kerosene and liquid oxygen, the same fuel mix used in Saturn rockets. The RD-180, the most powerful rocket engine tested at the MSFC since Saturn rocket tests in the 1960s, generated 860,000 pounds of thrust.