Способ повышения энергетики жидких компонентов топлива ракет-носителей с жидкостными ракетными двигателями и устройство для его реализации


 


Владельцы патента RU 2442010:

Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Омский государственный технический университет" (RU)

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к ракетам-носителям и разгонным блокам с жидкостными ракетными двигателями. В способе повышения энергетики жидких компонентов ракетного топлива ракет-носителей с жидкостными ракетными двигателями, основанном на введении добавок металлов и их соединений в горючее, при включении двигательной установки срабатывает электропневмоклапан, газ наддува из шар-баллона через редуктор поступает в выжимную емкость, содержащую добавку в виде металлического алюминия или компонента, выбранного из группы гидрид содержащих соединений легких металлов, которая через систему дозирования и смешения поступает в магистраль горючего перед входом в камеру двигательной установки. Устройство для реализации способа содержит топливные баки, двигательную установку, дополнительно вводят шар-баллон со сжатым газом наддува, соединенный через электропневмоклапан и редуктор с выжимной емкостью, содержащей добавку, систему дозирования и смешения, соединенную с магистралью горючего перед входом в камеру двигательной установки. Изобретение обеспечивает повышение энергетики жидких компонентов ракетного топлива. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике, преимущественно к ракетам-носителям (РН), разгонным блокам (РБ) с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) и могут быть использованы при реализации последних запусков двигательных установок (ДУ), когда остатки запасов жидкого топлива малы и не превышают 5% от начальной заправки.

Как правило, последние включения ДУ, в соответствии с требованиями по снижению техногенного воздействия РН, РБ на окружающую среду, предназначены для увода отделяющихся частей (ОЧ) ступеней РН, РБ на орбиты утилизации (захоронения).

Известен способ получения состава металлсодержащего топлива с улучшенной структурой сгорания, обеспечивающей увеличенную скорость горения и пониженную температуру сжигания (патент РФ №2182163 SU, МПК C10L 1/02, C10L 1/10, C10L 1/14, C10L 10/02).

Изобретение относится к химической промышленности. Предложены составы топлива на основе реактивного, турбинного, дизельного, мазутного и бензинового топлив. Составы содержат базовое топливо, по меньшей мере, одно горючее со структурой повышенного сгорания, соединение, содержащее кислород, и, по крайней мере, одно соединение металла или элемента, включая соединения, являющиеся его неорганическими и органическими производными в количествах, улучшающих сгорание.

Более конкретно оно относится к уникальному способу сжигания в паровой фазе, в котором применение композиций топлива и соединений металлов с высокой теплотой энтальпии позволяет улучшить сгорание, снизить температуру сжигания, повысить тепловую эффективность, экономичность топлива и уменьшить вредные выделения.

Недостатком данного изобретения является условие предварительной подготовки состава топлива вне борта РН или РБ, а также неопределенность по вводимой добавке применительно к ракетным топливным парам.

Наиболее близкий по технической сущности является способ повышения эффективности жидких топлив, приведенный в кн. 1 [Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.П. Теория ракетных двигателей, под ред. Глушко В.П. - М.: Машиностроение, 1980 стр.222-223], где указывается о повышении удельного импульса Iу при введении добавок к горючему некоторых металлов и их соединений, например, Li, Be, Mg, Al и других. Приведены диапазоны изменения удельного импульса при различных % добавок металлов и их соединений в горючее в достаточно широких диапазонах.

К недостаткам данного технического решения можно отнести тот факт, что, как показано в кн.2 [Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей. В 2 кн. Кн.2. Учебн. для авиац. спец. вузов. / под ред. В.М.Кудрявцева. - 4-е изд., перераб и доп. - М.: Высш. шк.. 1993 - 368 с., на стр.343-344 п.17.6 «Оценка эффективности топлива»], «…оценка эффективности топлива по Vk (конечная скорость по формуле Циолковского) более объективна, чем по удельному импульсу Iу». Следовательно, при определении величины добавки необходимо руководствоваться не только фактом увеличения удельного импульса, но и увеличением массы конструкции ДУ на размещение дополнительных систем: шар-баллонов для хранения добавок, систем их ввода в горючее (сжатый газ, размещаемый так же в шар-баллонах) перед подачей в ЖРД, магистрали трубопроводов подачи, автоматика и т.д.

Кроме этого, существенным ограничением при размещении шар-баллонов с добавками металлов или их соединений, шар-баллонов со сжатым газом являются ограничения по объему. Как правило, шар-баллоны имеют стандартные размеры, и их размещение в отсеках ДУ зачастую является ограничивающим фактором для количества добавок.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение энергетики жидких компонентов ракетного топлива путем определения оптимальных величин добавок в горючее с учетом конструктивно-компоновочных ограничений.

Существо предлагаемого способа повышение энергетики жидких компонентов ракетного топлива РН с ЖРД, основанного на введении добавок металлов и их соединений в горючее, заключается в том, что при включении двигательной установки срабатывает электропневмоклапан, газ-наддува из шар-баллона через редуктор поступает в выжимную емкость, содержащую добавку в виде металлического алюминия или компонента, выбранного из группы гидрид содержащих соединений легких металлов, которая через систему дозирования и смешения поступает в магистраль горючего перед входом в камеру ДУ.

Реализация поставленной задачи поясняется следующими действиями:

при включении ДУ срабатывает электропневмоклапан, газ-наддува из шар-баллона через редуктор поступает в выжимную емкость, содержащую добавку в виде металлического алюминия или компонента, выбранного из группы гидрид содержащих соединений легких металлов, которая через систему дозирования и смешения поступает в магистраль горючего перед входом в камеру двигательной установки.

В качестве окислителя используют жидкий кислород, тетраксид азота, азотную кислоту, а в качестве горючего используют керосин, несимметричный диметилгидразин, жидкий водород, сжиженный метан или сжиженный пропан + бутан.

Поставленная задача решается за счет выбора типов добавок для конкретных топливных пар (окислитель - горючее), а именно соотношением окислитель: горючее: добавка, исходя из условия максимума достижения характеристической скорости, конструктивно-компоновочных ограничений, а не из условия достижения максимального значения удельного импульса.

В качестве прототипа для устройства наиболее близко подходит устройство, приведенное на рис.13.12, стр.112, кн.2.

Существо предлагаемого устройства заключается в том, что дополнительно вводят шар-баллон со сжатым газом-наддува, соединенный через электропневмоклапан и редуктор с выжимной емкостью, содержащей добавку, систему дозирования и смешения, соединенную с магистралью горючего перед входом в камеру ДУ.

На чертеже приведено предлагаемое устройство.

Работа устройства осуществляется следующим образом.

При последнем включении ДУ происходит срабатывание электропневмоклапана 2, газ-наддува из шар-баллона 1 поступает через редуктор 3 в выжимную емкость 4, содержащую добавку, которая через систему дозирования и смешения 5 поступает в магистраль горючего перед входом в камеру ДУ. Величину добавки определяют из условия максимума характеристической скорости при удовлетворении конструктивно-компоновочных ограничений по размещению систем хранения и ввода добавок внутри отсека ДУ.

1. Способ повышения энергетики жидких компонентов ракетного топлива ракет-носителей с жидкостными ракетными двигателями, основанный на введении добавок металлов и их соединений в горючее, отличающийся тем, что при включении двигательной установки срабатывает электропневмоклапан, газ наддува из шар-баллона через редуктор поступает в выжимную емкость, содержащую добавку в виде металлического алюминия или компонента, выбранного из группы гидрид содержащих соединений легких металлов, которая через систему дозирования и смешения поступает в магистраль горючего перед входом в камеру двигательной установки.

2. Устройство для реализации способа по п.1, содержащее топливные баки, двигательную установку, отличающееся тем, что дополнительно вводят шар-баллон со сжатым газом наддува, соединенный через электропневмоклапан и редуктор с выжимной емкостью, содержащую добавку, систему дозирования и смешения, соединенную с магистралью горючего перед входом в камеру двигательной установки.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике и может быть применено в пожаробезопасных реактивных двигателях с экологически чистым топливом, установленных на метеорологических ракетах многократного использования, макетах самолетов, игрушечных фейерверках и т.п.

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) для ракет-носителей (РН). .

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на трех компонентах: криогенном окислителе и на углеводородном горючем и криогенном горючем (жидком водороде).

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на трех компонентах топлива: криогенном окислителе, на углеводородном горючем и на жидком водороде.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при проектировании первых ступеней ракет-носителей с многобаковыми топливными отсеками пакетной схемы.

Изобретение относится к области ракетной техники и, в частности, к газоводу жидкостных ракетных двигателей с дожиганием. .

Изобретение относится к конструкции жидкостных ракетных двигателей. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), ракетным двигательным установкам (РДУ) на их основе, ракетам, системам выведения космических аппаратов (КА) на геостационарную орбиту (ГСО) и космическим транспортно-заправочным системам.
Изобретение относится к горючему для воздушно-реактивных двигателей и для жидкостных ракетных двигателей

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в жидкостных ракетных двигателях

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно к устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива, и может быть использовано при разработке жидкостных ракетных двигателей (ЖРД)

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно к устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД)

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно к устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива при разработке жидкостных ракетных двигателей (ЖРД)

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно к устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива, и может быть использовано при разработке форсунок, смесительных головок и камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД)

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании безгенераторных жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, например кислороде и водороде

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно к устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива, и может быть использовано при разработке форсунок, смесительных головок и камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД)

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к ракетам космического назначения (РКН) с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД)
Изобретение относится к ракетным двигателям жидкого и твердого топлива
Наверх