Секретное горючее: Пища богов. Твердые ракетные топлива Из чего состоит ракетное топливо

ЖИДКОЕ РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО - химическое ракетное топливо , все компоненты которого в условиях эксплуатации находятся в жидком состоянии. Современные ЖРД базируются на использовании двухкомпонентного ракетного топлива , выделяющего энергию в результате взаимодействия окислителя и горючего.

В зависимости от типа участвующих в реакции окисления компонентов такое топливо может быть самовоспламеняющимся ракетным топливом и несамовоспламеняющимся ракетным топливом . В последнем случае для химического зажигания основного топлива используют пусковое топливо . Нашли применение и унитарные ракетные топлива .

В состав жидкого ракетного топлива для улучшения характеристик и эффективности ракетного топлива вводят различные присадки, добавляют мелкодисперсные порошки некоторых металлов (см. металлсодержащее топливо ). С этой целью изучаются также многокомпонентные ракетные топлива (в т.ч. трёхкомпонентное ракетное топливо ), способные обеспечить большее значение удельного импульса.

Основные требования, предъявляемые к жидким ракетным топливам : обеспечение заданного удельного импульса; хорошая химическая стабильность; взрывобезопасность в условиях эксплуатации; пригодность и достаточность одного из компонентов для охлаждения ЖРД (см. охлаждающая способность топлива ); сохранение жидкого состояния в условиях эксплуатации без неоправданных затрат; совместимость с конструкционными материалами; возможно большая плотность; минимальная вязкость и токсичность; обеспеченность сырьевыми ресурсами.

Наибольшее применение в ракетной технике получили: из окислителей - жидкий кислород , четырёхокись азота , азотнокислотные ракетные окислители , перекись водорода ; из горючих - керосин , монометилгидразин , несимметричный диметилгидразин , гидразин , жидкий водород , амины и др. (удельный импульс 2500-4500 м/с). Как перспективные компоненты топлива изучаются фторные окислители , бороводороды , а также сочетания жидких компонентов топлива с лёгкими металлами (литий, бериллий, алюминий) и др. (удельный импульс 3500-5000 м/с).

В ракетных двигателях на основе жидкого топлива горючее и окислитель хранятся в отдельных резервуарах. Они подаются через систему труб, клапанов и турбонасосов в камеру сгорания, где соединяются и сгорают для получения тяги. Жидкостные ракетные двигатели являются более сложными, чем их аналоги на твердых типах топлива. Однако они имеют несколько преимуществ. При помощи регулирования потоков реагентов в камеру сгорания двигатель может быть дросселирован, остановлен или перезапущен.

Жидкое топливо, используемое в ракетной промышленности, можно разделить на три типа: углеводородное (на основе нефтепродуктов), криогенное и самовоспламеняющееся.

Топливо на основе нефтепродуктов представляет собой очищенную нефть и состоит из смеси сложных углеводородов. Примером такого ракетного топлива является один из видов керосина высокой степени очистки. Он, как правило, используется в сочетании с жидким кислородом в качестве окислителя.

Криогенное ракетное топливо в большинстве случаев представляет собой жидкий водород, смешанный с жидким кислородом. Из-за низких температур горючее трудно хранить в течение длительного времени. Несмотря на этот недостаток, жидкое ракетное топливо обладает преимуществом: при сгорании выделяется огромное количество энергии.

Самовоспламеняющееся ракетное топливо представляет собой двухкомпонентную смесь, которая возгорается при контакте с воздухом. Быстрый запуск двигателей, построенных на таком типе топлива, делает его идеальным выбором для систем маневрирования космических кораблей. Однако такое горючее очень легко воспламеняется, поэтому при работе с ним необходимы особые меры безопасности.

Твердое ракетное топливо

Конструкция двигателей на твердом ракетном топливе является довольно простой. Она состоит из стального корпуса, заполненного смесью из твердых соединений (топлива и окислителя). Эти компоненты горят с большой скоростью, выходя из сопла и создавая тягу. Воспламенение твердого ракетного топлива происходит в центре резервуара, а затем процесс переходит к боковым сторонам корпуса. Форма центрального канала определяет скорость и характер горения, обеспечивая тем самым способ управления тягой. В отличие от жидкостных реактивных двигателей, твердотельный двигатель не может быть остановлен после запуска. После начала процесса, компоненты будут гореть, пока не кончится топливо.

Есть два вида твердого топлива: однородное и композитное. Оба типа очень стабильны при обычных температурах, а также легко хранятся.

Разница между однородным и композитным топливом состоит в том, что первый тип представляет собой вещество одного типа – зачастую это нитроцеллюлоза. Композитные типы топлива состоят из гетерогенных порошков на основе минеральных солей.

Гибридное ракетное топливо

Ракетные двигатели, работающие на таком типе топлива, составляют промежуточную группу между твердотельными и жидкостными силовыми агрегатами. В таком типе двигателя одно вещество твердое, в то время как другое – в жидком состоянии. Окислитель, как правило, это жидкость. Основным преимуществом таких двигателей является то, что они имеют высокий коэффициент полезного действия. При этом сгорание топлива можно остановить или даже перезапустить двигатель повторно.

Аннотация

Учебно-методическое пособие предназначено для помощи специалистам АО «СП «Байтерек» в закреплении знаний по освоению своих функциональных обязанностей.

В работе рассматриваются ракетные топлива, сжатые газы, применя-

ющиеся на ракетных комплексах, их свойства, предлагается выбор ракетного топлива.

Учебно-методическое пособие позволяет закрепить знания по компонентам ракетного топлива и сжатым газам, которые во многом определяют технический облик КРК.

Аннотация 2

Принятые сокращения 4

1 Ракетные топлива 5

2 Сжатые газы и их свойства 13

3 Выбор ракетного топлива 16

4 Практическая часть 17

Контрольные вопросы 21

Литература 22

Принятые сокращения

Г – горючее

ДУ - двигательная установка

ИТО – испытательное технологическое оборудование

КА – космический аппарат

КГЧ – космическая головная часть

КРТ – компонент ракетного топлива

О – окислитель

РАН – российская академия наук

РБ – разгонный блок

РД – ракетный двигатель

РДТТ – ракетный двигатель твердого топлива

РКК – ракетно-космический комплекс

РН – ракета-носитель

РТ – ракетное топливо

СГ – сжатые газы

ТНТ – тринитротолуол

ТТЗ – тактико-техническое задание

Ракетные топлива

Ракетное топливо во многом определяет технический облик, тактико-технические и эксплуатационные характеристики всего РКК, а также формирует систему эксплуатации и систему обеспечения безопасности личного состава.

В двигательных установках современных РН, КА и РБ в качестве источников энергии используется энергия химических реакций компонентов 1 химического ракетного топлива 2 . Химическое ракетное топливо не только в на-стоящее время, но и в ближайшем будущем будет основным видом РТ.

Ракетные топлива состоят из двух принципиально различных компонентов: окислителя (О) и горючего (Г).

Окислитель - компонент РТ, состоящий преимущественно из окисли-тельных элементов и служащий для окисления горючего в РД.

Горючее - компонент РТ, состоящий преимущественно из горючих элементов и вступающий в химическую реакцию окисления (горения) при взаимодействии с окислителем в РД.

Химические ракетные топлива классифицируются по следующим признакам:

а) по агрегатному состоянию: жидкие и твердые;

б) по числу компонентов: однокомпонентные (унитарные); двухкомна­тные и многокомпонентные;

в) по способности к воспламенению: несамовоспламеняющиеся и самовоспламеняющиеся;

г) по температуре кипения: низкокипящие (криогенные) и высококипящие.

______________________

1 Компонент [лат. сотропепз - составляющий]ракетного топлива (КРТ) - отдельно хранимая и подводимая к РД, отличающаяся по составу, часть ракет ного топлива.

2 Химическое ракетное топливо - ракетное топливо, которое в результате термических реакций окисления, разложения или рекомбинации образует высокотемпературные продукты, создающие реактивную тягу при истечении из РД

Жидкие РТ позволяют получать наибольший удельный импульс, осуществлять регулирование тяги и многократные пуски ракетного двигателя. Жидкие РТ могут быть унитарными (однокомпонентными), но, чаще всего, двухкомпонентными.

Твердые РТ (ТРТ) по физической природе подразделяются на два клас-. оаллиститные (пороха) и смесевые РТ.

Баллистшпные ТРТ представляют собой твердые растворы однородных деств, молекулы которых содержат горючие и окислительные элементы.

Они применяются для вспомогательных ракетных двигателей (системы разде­ления ступеней, тормозные двигательные установки спускаемых аппаратов и др.).

Баллиститные ТРТ воспламеняются от маломощного источника энергии - достаточно искры от пиропатрона, пирозапала и пр.

Смесевые ТРТ представляют собой механические неоднородные смеси окислителя и горючего. В качестве окислителя используются неорганические

соединения, например, перхлорат аммония NH 4 CIO 4 , в качестве горючего -синтетические полимерные органические соединения, например, полиурета-

новый каучук. Для улучшения энергетических характеристик в качестве горю­чего добавляют порошкообразный металл, например, алюминий, магний и др.

Смесевые ТРТ воспламеняются только от мощного источника энергии (воспламенителя) и устойчиво горят только при наличии давления в камере сгорания (не менее 2-3 МПа).

Наличие на борту РН и КА твердых ракетных топлив предъявляет

повышенные требования по защите РН и КА от статического электричества и от механических ударов самих РДТТ.

Унитарное РТ - однокомпонентное ракетное топливо или однородная смесь (раствор) нескольких химически не взаимодействующих компонентов.

К унитарным РТ относятся перекись водорода, гидразин и др. Реакция разложения унитарных РТ происходит в реакторах при наличии катализатора. Унитарные РТ применяются только во вспомогательных устройствах, напри­мер, в газогенераторах привода турбин ТНА и в ДУ систем ориентации и ста­билизации КА.

Самовоспламеняющееся топливо - двухкомпонентное жидкое РТ, вос­пламеняющееся при обычной температуре в случае контакта окислителя и го­рючего. Период задержки воспламенения составляет не более 3 - 8 мс.

Криогенное РТ [греч. krios -холод; genes - рождающий] - жидкое РТ, хо­тя бы один из компонентов которого является криогенным.

Криогенный компонент РТ- низкокипящий КРТ в виде сжиженного га­за с температурой кипения, лежащей при нормальном давлении в области криогенных температур (ниже 120 К или -153 °С). В качестве криогенных КРТ в настоящее время применяются жидкий кислород и жидкий водород.

Основные физико-химические свойства жидких КРТ приведены в таблице 2. Компоненты РТ обладают рядом свойств, которые требуют соблюдения не только специфических мер и правил безопасности при работе с ними, но и создания особых условий эксплуатации. К этим свойствам относятся:

токсичность;

пожарная опасность (пожароопасность) и взрывобезопасность;

агрессивность;

температуры кипения и замерзания.

Токсичность КРТ - способность КРТ оказывать вредное действиеначеловека, животных и растения. Показателем токсичности может служить

предельно допустимая концентрация (ПДК) 1 КРТ в воздухе рабочей зоны

По степени токсичности вещества, в том числе и КРТ, делятся на четыре класса

1-й класс - чрезвычайно опасные ПДК < 0,0001 мг/л (г/м 3);

2-й класс - высоко опасные ПДК = (0,0001-0,001) мг/л (г/м 3);

3-й класс - умеренно опасные ПДК = (0,0011-0,01) мг/л (г/м 3)

4-й класс - малоопасные ПДК > 0,01 мг/л (г/м).

Таблица 2.

Физико-химические свойства КРТ

Начнем с самого главного – с Km0. Это соотношение очень важно для ракетного двигателя, т.к. топливо в нем может гореть по-разному. Все таки – это не обычное горение дров в камине, где в качестве окислителя выступает кислород воздуха. Горение топлива в камере ракетного двигателя – это, в первую очередь, химическая реакция окисления с выделением тепла. А протекание химических реакций существенно зависит от того, сколько веществ (их соотношение) вступает в реакцию. Как засыпаться на защите курсового проекта, экзамена или сдаче зачёта. Значение Km0 зависит от валентности, которую могут проявлять химические элементы в теоретической форме уравнения химической реакции. Пример для ЖРТ: АТ+НДМГ .

Классификация химических топлив для ракетных двигателей

Глоссарий

• ЖРД(РД)-жидкостный ракетный двигатель.
• ХРТ-химическое ракетное топливо.
• ЖРТ-жидкие ракетные топлива.
• ТНА-турбонасосный агрегат.
• КС- камера сгорания.
• КМ-конструкционные материалы.
• О-окислитель.
• Г-горючее.
• Ракетное топливо (ТК, что бы не путать с РТ, см.ниже)-вещество, подвергающееся химическим, ядерным или термоэлектрическим реакциям в ракетном двигателе, для создания его тяги.
• Рабочее тело (РТ)-вещество, с которым происходят различные физико-химические преобразования внутри РД, составляющие его рабочий процесс.
• Стехиометрическое соотношение компонентов топлива (Km0)()-отношение массы окислителя к массе горючего при стехиометрических реакциях.
• Состав топлива-горючая и негорючая части (в общем случае).
  Виды топлив (в общем случае).

Важный параметр-коэффициент избытка окислителя (обозн. греческой “α” с индексом «ок.») и массовое соотношение компонентов Kм.

Kм=(dmок./dt)/(dmг../dt),

т.е. отношение массового расхода окислителя к массовому расходу горючего. Он специфичен для каждого топлива. В идеальном случае представляет собой стехиометрическое соотношение окислителя и горючего, т.е. показывает сколько кг окислителя нужно для окисления 1 кг горючего. Однако реальные значения отличаются от идеальных. Соотношение реального Kм к идеальному и есть коэффициент избытка окислителя.

Как правило αок.<=1. И вот почему. Зависимости Tk(αок.) и Iуд.(αок.) нелинейны и для многих топлив последняя имеет максимум при αок. не при стехиометрическом соотношении компонентов, т.е макс. значения Iуд. получаются при некотором снижении количества окислителя по отношению к стехиометрическому.

Требования к ЖРТ:

1. Требования с точки зрения термогазодинамики.
2. Конструкторские.
3. Эксплуатационные.

Эти требования классический пример «Лебедь рак и щука» , которые тянут в разные стороны:

• С точки зрения термогазодинамики ЖРД, для получения макс. Iуд необходимо, что бы: молекулярная масса продуктов сгорания была минимальной, максимальным было удельное теплосодержание.
• С точки зрения конструктора топливо должно: иметь максимальную плотность, особенно на первых ступенях. Это требование очевидно не согласуется со стремлением к минимальной молекулярной массе.

С точки зрения эксплуатации:

• топливо должно быть химически стабильным;
• желательно, что бы хранение и заправка топлива не вызывали особых проблем;

• минимальная взрывоопасность топлива;

• минимальная токсичность как самого топлива, так и продуктов сгорания;
• минимальная стоимость и освоенная технология производства.

Сюда также добавляются дополнительные требования, из-за которых следует искать КОНСЕНСУСЫ и КОМПРОМИСЫ:

• хотя бы один компонент должен иметь хорошие свойства как охладителя. Это необходимо из-за того, что надо же чем то охлаждать КС.

• желательно, что бы один из компонентов топлива был хорошим рабочим телом для турбины ТНА;

• большое значение имеет давление насыщенных паров (это грубо говоря давление при котором жидкость начинает кипеть при данной температуре). Этот параметр сильно влияет на разработку насосов и вес баков.

• минимальная агрессивность к КМ ЖРД. В противном случае приходится принимать специальные меры для защиты конструкции от топлива.

Все домашние (гаражные) манипуляции с такими химическими компонентами чрезвычайно опасны и к местам их разлива без ОЗК и противогаза-ЛУЧШЕ не подходить:


Звонить в МЧС. Всё профессионально подберут.

В общем случае нагрев рабочего тела присутствует как составляющая рабочего процесса теплового ракетного двигателя. Причем наличие источника теплоты - нагревателя формально обязательно (в частном случае его тепловая мощность может равняться нулю). Тип его можно характеризовать видом энергии, переходящей в теплоту. Таким образом получаем признак классификации, по которому тепловые ракетные двигатели по виду энергии, преобразуемой в тепловую энергию рабочего тела, делятся на электрические, ядерные (рис.10.1.) и химические (рис 13.1, уровень 2).

Схема, конструкция и достижимые параметры ракетного двигателя на химическом топливе во многом определяются агрегатным состоянием ракетного топлива. Ракетные двигатели на химическом топливе (в зарубежной литературе иногда называемые химическими ракетными двигателями) по этому признаку делятся на:

жидкостные ракетные двигатели - ЖРД, компоненты топлива которых в состоянии хранения на борту - жидкость (рис. 13.1, уровень 3; фото, фото),

ракетные двигатели твердого топлива - РДТТ (рис. 1.7, 9.4, фото, фото),

гибридные ракетные двигатели - ГРД, компоненты топлива которых находятся на борту в разных агрегатных состояниях (рис. 11.2).

Очевидным признаком классификации двигателей на химическом топливе является число компонентов ракетного топлива.

Например, ЖРД на однокомпонентном или на двухкомпонентном топливе, ГРД на трехкомпонентном топливе (по зарубежной терминологии - на трибридном топливе) (рис. 13.1, уровень 4).

По конструктивным признакам возможна классификация ракетных двигателей с выделением десятков рубрик, но основные отличия в выполнении целевой функции определяются схемой подачи компонентов в камеру сгорания. Наиболее характерна классификация по этому признаку ЖРД.

Классификация ракетных топлив.

РТ подразделяются на твердые и жидкие. Твердые ракетные топлива имеют ряд преимуществ перед жидкими, они длительно хранятся, не воздействуют на оболочку ракеты, не представляют опасности для работающего с ним персонала в связи с низкой токсичности.

Однако взрывной характер их горения создает трудности в их применении.

К твердым ракетным топливам относятся баллистные и кордитные пороха на основе нитроцеллюлозы.

Жидкостный реактивный двигатель, идея создания которого принадлежит К.Э.Циолковскому, наиболее распространен в космонавтике.

Жидкие РТ могут быть однокомпонентными и двухкомпонентными (окислитель и горючие).

К окислителям относятся: азотная кислота и окислы азота (двуокись, четырехокись), перекись водорода, жидкий кислород, фтор и его соединения.

В качестве горючего используется керосины, жидкий водород, гидразины. Наиболее широко используется гидразин и несимметричный диметилгидразин (НДМГ).

Вещества, входящие в состав жидких РТ обладают высокой агрессивностью и токсичностью к человеку. Поэтому перед медицинской службой стоит проблема проведения профилактических мероприятий по защите личного состава от острых и хронических отравлений КРТ, организации оказания неотложной помощи при поражениях.

В связи с этим и изучаются патогенез, клиника поражений, разрабатываются средства оказания неотложной помощи и лечения пораженных, создаются средства защиты кожи и органов дыхания, устанавливаются ПДК различных КРТ и необходимые гигиенические нормы.

Ракеты-носители и двигательные установки различных космических аппаратов являются преимущественной областью применения ЖРД.

К преимуществам ЖРД можно отнести следующие:

Самый высокий удельный импульс в классе химических ракетных двигателей (свыше 4 500 м/с для пары кислород-водород, для керосин-кислород - 3 500 м/с).

Управляемость по тяге: регулируя расход топлива, можно изменять величину тяги в большом диапазоне и полностью прекращать работу двигателя с последующим повторным запуском. Это необходимо при маневрировании аппарата в космическом пространстве.

При создании больших ракет, например, носителей, выводящих на околоземную орбиту многотонные грузы, использование ЖРД позволяет добиться весового преимущества по сравнению с твёрдотопливными двигателями (РДТТ). Во-первых, за счёт более высокого удельного импульса, а во-вторых за счёт того, что жидкое топливо на ракете содержится в отдельных баках, из которых оно подается в камеру сгорания с помощью насосов. За счет этого давление в баках существенно (в десятки раз) ниже, чем в камере сгорания, а сами баки выполняются тонкостенными и относительно лёгкими. В РДТТ контейнер топлива является одновременно и камерой сгорания, и должен выдерживать высокое давление (десятки атмосфер), а это влечёт за собой увеличение его веса. Чем больше объём топлива на ракете, тем больше размер контейнеров для его хранения, и тем больше сказывается весовое преимущество ЖРД по сравнению с РДТТ, и наоборот: для малых ракет наличие турбонасосного агрегата сводит на нет это преимущество.

Недостатки ЖРД:

ЖРД и ракета на его основе значительно более сложно устроены, и более дорогостоящи, чем эквивалентные по возможностям твёрдотопливные (несмотря на то, что 1 кг жидкого топлива в несколько раз дешевле твёрдого). Транспортировать жидкостную ракету необходимо с бо́льшими предосторожностями, а технология подготовки её к пуску более сложна, трудоемка и требует больше времени (особенно при использовании сжиженных газов в качестве компонентов топлива), поэтому для ракет военного назначения предпочтение в настоящее время оказывается твёрдотопливным двигателям, ввиду их более высокой надёжности, мобильности и боеготовности.

Компоненты жидкого топлива в невесомости неуправляемо перемещаются в пространстве баков. Для их осаждения необходимо применять специальные меры, например, включать вспомогательные двигатели, работающие на твёрдом топливе или на газе.

В настоящее время для химических ракетных двигателей (в том числе и для ЖРД) достигнут предел энергетических возможностей топлива, и поэтому теоретически не предвидится возможность существенного увеличения их удельного импульса, а это ограничивает возможности ракетной техники, базирующейся на использовании химических двигателей, уже освоенными двумя направлениями:

Космические полёты в околоземном пространстве (как пилотируемые, так и беспилотные).

Исследование космоса в пределах Солнечной системы с помощью автоматических аппаратов (Вояджер, Галилео).

омпоненты топлива

Выбор компонентов топлива является одним из важнейших решений при проектировании ЖРД, предопределяющий многие детали конструкции двигателя и последующие технические решения. Поэтому выбор топлива для ЖРД выполняется при всестороннем рассмотрении назначения двигателя и ракеты, на которой он устанавливается, условий их функционирования, технологии производства, хранения, транспортировки к месту старта и т. п.

Одним из важнейших показателей, характеризующих сочетание компонентов является удельный импульс, который имеет особенно важное значение при проектировании ракет-носителей космических аппаратов, так как от него в сильнейшей степени зависит соотношение массы топлива и полезного груза, а следовательно, размеры и масса всей ракеты (см. Формула Циолковского), которые при недостаточно высоком значении удельного импульса могут оказаться нереальными. В таблице 1 приведены основные характеристики некоторых сочетаний компонентов жидкого топлива.

Помимо удельного импульса при выборе компонентов топлива, решающую роль могут сыграть и другие показатели свойств топлива, в том числе:

Плотность, влияющая на размеры баков компонентов. Как следует из табл. 1, водород является горючим, с самым большим удельным импульсом (при любом окислителе), однако он обладает крайне низкой плотностью. Поэтому первые (самые большие) ступени ракет-носителей обычно используют другие (менее эффективные, но более плотные) виды горючего, например, керосин, что позволяет уменьшить размеры первой ступени до приемлемых. Примерами такой «тактики» служат ракета Сатурн-5, первая ступень которой использует компоненты кислород/керосин, а 2-я и 3-я ступени - кислород/водород, и система Спейс Шаттл, в которой в качестве первой ступени использованы твёрдотопливные ускорители.

Температура кипения, которая может накладывать серьёзные ограничения на условия эксплуатации ракеты. По этому показателю компоненты жидкого топлива подразделяют на криогенные - охлаждённые до крайне низких температур сжиженные газы, и высококипящие - жидкости имеющие температуру кипения выше 0 °C.

Криогенные компоненты не могут долго храниться, и транспортироваться на большие расстояния, поэтому они должны изготовляться (по крайней мере сжижаться) на специальных энергоёмких производствах, находящихся в непосредственной близости от места старта, что делает пусковую установку совершенно немобильной. Помимо этого, криогенные компоненты обладают и другими физическими свойствами, предъявляющими дополнительные требования к их использованию. Например, наличие даже незначительного количества воды или водяного пара в ёмкостях со сжиженными газами приводит к образованию очень твёрдых кристаллов льда, которые при попадании в топливную систему ракеты воздействуют на её части как абразивный материал и могут стать причиной тяжёлой аварии. За время многочасовой подготовки ракеты к старту на ней намерзает большое количество инея, превращающегося в лёд, и падение его кусков с большой высоты представляет опасность для персонала, занятого в подготовке, а также для самой ракеты и стартового оборудования. Сжиженные газы после заправки ими ракеты начинают испаряться, и до момента старта их нужно непрерывно пополнять через специальную систему подпитки. Избыток газа, образующегося при испарении компонентов, необходимо отводить таким образом, чтобы окислитель не смешивался с горючим, образуя взрывчатую смесь.

Высококипящие компоненты гораздо более удобны при транспортировке, хранении и оперировании с ними, поэтому в 50е годы ХХ в они вытеснили криогенные компоненты из области военного ракетостроения. В дальнейшем эта область всё в большей степени стала заниматься твёрдым топливом. Но при создании космических носителей криогенные топлива пока сохраняют своё положение за счёт высокой энергетической эффективности, а для выполнения маневров в космическом пространстве, когда топливо должно сохраняться в баках месяцами, а то и годами, наиболее приемлемыми являются высококипящие компоненты. Иллюстрацией такого «разделения труда» могут служить ЖРД, задействованные в проекте Аполлон: все три ступени ракеты-носителя Сатурн-5 используют криогенные компоненты, а двигатели лунного корабля, предназначенные для коррекции траектории и для маневров на окололунной орбите, - высококипящие несимметричный диметилгидразин и тетраоксид диазота.

Химическая агрессивность. Этим качеством обладают все окислители. Поэтому наличие в баках, предназначенных для окислителя, даже незначительных количеств органических веществ (например, жировых пятен, оставленных человеческими пальцами) может вызвать возгорание, вследствие которого может загореться материал самого бака (алюминий, магний, титан и железо очень энергично горят в среде ракетного окислителя). Из-за агрессивности окислители, как правило, не используются в качестве теплоносителей в системах охлаждения ЖРД, а в газогенераторах ТНА, для снижения тепловой нагрузки на турбину рабочее тело перенасыщается горючим, а не окислителем. При низких температурах жидкий кислород является, пожалуй, самым безопасным окислителем, потому, что альтернативные окислители, такие как тетраоксид диазота или концентрированная азотная кислота вступают в реакцию с металлами, и хотя они являются высококипящими окислителями, которые могут подолгу храниться при нормальной температуре, время службы баков, в которых они находятся, ограничено.

Токсичность компонентов топлива и продуктов их горения является серьёзным ограничителем их использования. Например, фтор, как следует из табл.1., как окислитель, более эффективен, чем кислород, однако в паре с водородом он образует фтороводород - вещество крайне токсичное и агрессивное, и выброс нескольких сотен, тем более, тысяч тонн такого продукта сгорания в атмосферу при запуске большой ракеты, сам по себе является крупной техногенной катастрофой, даже при удачном запуске. А в случае аварии, и разлива такого количества этого вещества, ущерб не поддаётся учёту. Поэтому фтор не используется в качестве компонента топлива. Токсичными являются и тетраоксид азота, азотная кислота и несимметричный диметилгидразин. В настоящее время предпочитаемым (с экологической точки зрения) окислителем является кислород, а горючим - водород, за которым следует керосин.