Ракетный двигатель староверова - 3 (варианты)


 

F02K99 - Реактивные двигательные установки (размещение и крепление реактивных двигательных установок на наземных транспортных средствах или транспортных средствах вообще B60K; размещение и крепление реактивных двигательных установок на судах B63H; управление положением в пространстве, направлением и высотой полета летательного аппарата B64C; размещение и крепление реактивных двигательных установок на летательных аппаратах B64D; установки, в которых энергия рабочего тела распределяется между реактивными движителями и движителями иного типа, например воздушными винтами F02B,F02C; конструктивные элементы реактивных двигателей, общие с газотурбинными установками, воздухозаборники и управление топливоподачей в воздушно-реактивных двигателях F02C)

Владельцы патента RU 2482313:

Староверов Николай Евгеньевич (RU)

Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, в которую под давлением подается смесь борана и фосфина, или раствор борана и фосфина, или эмульсия борана и фосфина. В камеру сгорания подается диборана 28,92+-10% и фосфина 71,08+-10%. Другое изобретение группы относится к ракетному двигателю на жидком или твердом ракетном топливе, содержащему камеру сгорания или корпус с соплом. В камеру сгорания или в корпус ракетного двигателя дополнительно подается выхлоп двигателя, работающего на диборане или тетраборане и фосфине. Группа изобретений позволяет повысить удельный импульс ракетного двигателя. 2 н. и 4 з.п. ф-лы.

 

Изобретение относится к ракетным двигателям жидкого и твердого топлива.

Известны ракетные двигатели, см., например, «Бескорпусный двигатель с самоподачей». Пат. №2431052. Все существующие химические ракетные двигатели используют принцип высокотемпературного нагрева газа или газопылевого рабочего тела (пыль - это твердые фракции разложившегося твердого ракетного топлива). Делается это для того, чтобы повысить скорость истечения рабочего тела из реактивного сопла. Эта скорость определяется, во-первых, скоростью звука в газе, и, во-вторых, степенью расширения газа в расширяющемся сверхзвуковом реактивном сопле, и достигает в лучших двигателях 4000 м/с. Причем детали двигателя работают в очень напряженном тепловом режиме, даже с учетом их охлаждения.

Между тем скорость звука в водороде даже при нормальных температуре и давлении 1330 м/с. А если еще и немного повысить температуру водорода, то скорость звука в нем и скорость истечения его из сопла резко возрастут. Например, водород с температурой всего 650°С (это ниже температуры его воспламенения) будет иметь скорость звука 2360 м/с и сможет в реактивном сопле разогнаться сам и разогнать пылевые частицы до скорости около 4300 м/с. То есть получится «холодный ракетный двигатель», в котором из-за адиабатического расширения газ на выходе из реактивного сопла может иметь приблизительно температуру окружающей среды.

На этом и основана идея данного изобретения.

Цель изобретения - повышение скорости реактивной струи и удельного импульса ракетного двигателя. А также, в некоторых случаях, снижение демаскирующего инфракрасного излучения.

ВАРИАНТ 1. Данный двигатель содержит камеру сгорания (будем ее так называть, хотя процесса «сгорания» в ней не происходит), в которую под давлением подается смесь борана и фосфина, или раствор или эмульсия борана и фосфина.

Рассмотрим реакцию в двигателе на примере диборана и фосфина (моно). При инициации реакции источником тепла происходит сначала экзотермическое разложение диборана (до 300°С) с выделением тепла 38,5 кДж/моль, после чего выделившийся бор взаимодействует с двумя молекулами фосфина:

В2Н6+2РН3=2ВР+6Н2+842,5 кДж/моль

То есть удельное выделение тепла составляет 8,77 кДж/г, что примерно как у твердых ракетных топлив. Доля водорода от массы реагирующих веществ 12,5%. Условный эквивалентный показатель «К», равный произведению тепловыделения на долю водорода, равен 1,10. Приблизительные расчеты показывают, что температура реакции будет при постоянном давлении - 2000°С. Скорость звука в таком водороде 3700 м/с, а скорость реактивной струи около 6670 м/с. Однако слишком малое количество выделившегося водорода внушает сомнения, сможет ли он разогнать всю первоначальную массу до такой скорости. Проверочный расчет (без учета нагрева компонентов) по закону сохранения энергии показал, что максимальная скорость даже при 100% к.п.д. будет 4190 м/с. Реально - еще меньше.

То есть при к.п.д. двигателя, меньшем 88,3%, не потребуется расширяющееся сопло, достаточно сужающегося.

Сравнительно низкая рабочая температура позволит значительно облегчить и упростить конструкцию двигателя. Например, вольфрамовый двигатель может работать без охлаждения, а титановый двигатель должен иметь охлаждение, но будет значительно легче вольфрамового.

Так как выше 1200°С бор реагирует с фосфором, то вся реакция идет лавинообразно, то есть самостоятельно.

Образование фосфида бора идет интенсивнее в присутствии восстановителя. Таковым может быть выделяющийся водород. Для увеличения скорости реакции желательно присутствие мелкодисперсного угля, сажи, графита или небольшого количества метана (0,0001-1% от массы реагирующих веществ), или их смеси. Метан при температуре выше 1100°С экзотермически разлагается с выделением двух молекул водорода и углерода в виде сажи, которая будет катализатором реакции образования фосфида бора.

Как видно из реакции, стехиометрическое соотношение диборана и фосфида должно быть 27,67:68,00 и при этом выделится 12,1 г/м водорода. В реальности из-за разности скоростей реакций возможны отклонения в ту или иную сторону до 10%. То есть стехиометрическое соотношение в процентах 28,92:71,08, и при этом выделится 12,5% водорода по отношению к исходной массе.

Возможна другая реакция компонентов, например, тетраборана с дифосфином:

В4Н10+2Р2Н4=4ВР+9Н2+1641,6 кДж

То есть тепловыделение 8,86 кДж/г, водорода 9,79%, К=0,87. Как видим, водорода выделится меньше, но он будет иметь более высокую температуру. Жидкие компоненты должны находиться в растворенном виде или в виде эмульсии.

Чтобы такой двигатель запустился, ему необходим начальный источник тепла. Им может быть установленная на пусковой установке горелка или пиротехническая шашка, которая направлена внутрь камеры сгорания. В течение некоторого времени она прогревает камеру, а затем, после подачи компонентов топлива (будем его так называть, хотя оно не «горит»), инициирует начало их реакции.

Более интересен вариант, в котором шашка быстрогорящего твердого ракетного топлива установлена в самой камере сгорания - по центру и/или на ее стенках. Такая шашка при правильном расчете ее мощности сразу начинает двигать ракету, прогревает камеру сгорания и, в конце работы (примерно на 25-10% мощности), инициирует реакцию реагентов топлива. Возможно плавное замещение производительности шашки плавной подачей топлива в камеру сгорания. Время работы такой шашки невелико - секунды или даже доли секунды. Так как желательно прогреть стенки камеры сгорания, то, если шашек две - в центре и по краям камеры сгорания, центральная шашка должна работать несколько дольше, чтобы прогреть стенки, открывшиеся после полного выгорания боковой шашки.

ВАРИАНТ 2. Для повышения удельного тепловыделения двигатель может быть скомбинирован с классическим ракетным двигателем, жидкостным или твердотопливным. То есть такой двигатель содержит камеру сгорания или корпус с соплом, работает на жидком или твердом ракетном топливе и отличается тем, что в камеру сгорания или в корпус твердотопливного ракетного двигателя дополнительно подается выхлоп двигателя, работающего на диборане или тетраборане и фосфине.

В результате горения обычного (окислительно-восстановительного) ракетного топлива и работы водородного двигателя получается газопылевая смесь, в которой скорость звука будет ниже, чем в водороде, но выше, чем в обычных ракетных газах. Суммарный импульс такого двигателя может оказаться и выше чисто водородного двигателя, и выше окислительно-восстановительного двигателя (требуется серия экспериментов). Но, даже если импульс окажется примерно одинаковым, такой двигатель продолжает сохранять преимущество низкой температуры процесса, то есть будет иметь пониженную инфракрасную заметность и низкую тепловую напряженность конструкции двигателя, то есть ее малый вес и отсутствие охлаждения.

Пример. В классический жидкостный ракетный двигатель (например, кислородно-керосиновый) дополнительно подается выхлоп двигателя по варианту 1. Работает двигатель как обычно.

1. Ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания и отличающийся тем,
что в камеру сгорания под давлением подается смесь борана и фосфина или раствор или эмульсия борана и фосфина.

2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что в камеру сгорания подается 0,0001-1% от массы реагирующих веществ мелкодисперсного угля, и/или сажи, и/или графита, и/или метана.

3. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что в камеру сгорания подается диборана 28,92+-10% и фосфина (моно) 71,08+-10%.

4. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что в камеру сгорания направлена горелка или пиротехническая шашка, установленная на пусковой установке.

5. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что в центре и/или по краям камеры сгорания установлена шашка твердого ракетного топлива.

6. Ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания или корпус с соплом, работающий на жидком или твердом ракетном топливе и отличающийся тем, что в камеру сгорания или в корпус твердотопливного ракетного двигателя дополнительно подается выхлоп двигателя, работающего на диборане или тетраборане и фосфине.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к ракетам для межзведных перелетов с жидкостным ракетным двигателем, выполненным по закрытой схеме, с дожиганием газогенераторного газа, и к средствам управления ракетой по крену, и предназначено для управления вектором тяги двигателя и ракетой по тангажу, рысканию и крену.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. .

Изобретение относится к космической технике, в частности к реактивным двигателям, преобразующим тепловую энергию источника тепла в энергию газовой струи, создающей реактивную тягу двигателя.

Изобретение относится к устройствам соединения газоводов. .

Изобретение относится к ракетным двигателям, основанным на получении тяги путем поглощения лазерного излучения, и предназначено для управления малыми космическими аппаратами.

Изобретение относится к области реактивных двигательных установок, а именно к реактивным двигателям, основанным на получении тяги в результате поглощения лазерного излучения, и предназначено для управления малыми космическими аппаратами.

Изобретение относится к электротехнике и может найти применение в качестве электродвигателя. .

Изобретение относится к пульсирующим реактивным двигателям на основе энергии детонационного сгорания топлива, но отличается высокими показателями КПД более 50%, частоты пульсаций выше 400 Гц, дополнительным ускорением переменным электромагнитным полем каждой порции продуктов химической реакции, выбрасываемой из детонационной камеры сгорания, движущейся в виде области высокого давления газов, несущей объемный заряд положительной полярности.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигательных и энергетических установках перспективных средств межорбитальной транспортировки, предназначенных для выведения космических аппаратов с низких опорных орбит на различные высокоэнергетические орбиты.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к ракетам космического назначения (РКН) с жидкостными ракетными двигателями (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 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 в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД).

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 ракетной технике и может быть использовано преимущественно в жидкостных ракетных двигателях. .
Изобретение относится к горючему для воздушно-реактивных двигателей и для жидкостных ракетных двигателей. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к ракетам-носителям и разгонным блокам с жидкостными ракетными двигателями. .

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может применяться в конструкции твердотопливных газогенераторов либо ракетных двигателей твердого топлива.
Наверх