Ракетный двигатель староверова - 7


 


Владельцы патента RU 2485341:

Староверов Николай Евгеньевич (RU)

Ракетный двигатель содержит корпус с реактивным соплом и баллон снаружи корпуса, соединенный с полостью двигателя. Двигатель включает мелкодисперсную смесь оксида металла и более электроотрицательного металла (металла, стоящего в ряду напряжений левее первого металла). Баллон включает сжатый или жидкий гидридом, или метан, или углеводород и соединен с полостью двигателя непосредственно или через нагнетатель, или же снабжен системой вытеснения. Баллон соединен с двигателем управляемым краном или редуктором. Изобретение позволяет повысить удельный импульс двигателя. 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/сек. 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/сек. 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 градусов С (это ниже температуры его воспламенения) будет иметь скорость звука 2360 м/сек и сможет в реактивном сопле разогнаться сам и разогнать пылевые частицы до скорости около 4300 м/сек. 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 уменьшение веса и габаритов двигателя. Для этого двигатель должен вырабатывать чистый водород и твердые вещества. Подходящей химической реакцией для этого может быть реакция термического разложения гидридов, но она дает слишком малое удельное энерговыделение или имеет отрицательную мольную энтальпию образования, то есть эндотермическую реакцию разложения. Лучше подходит для этого метан (или другие углеводороды), он имеет наибольшее содержание водорода - 25% и неплохой удельный экзотермический эффект - 4,68 кдж/г (мдж/кг). Но его можно увеличить путем параллельной более высокоэнергетичной реакции, не дающей газообразных продуктов. Такой реакцией может быть реакция металлотермии (как термит).

Данный двигатель твердотопливного типа содержит корпус с реактивным соплом и содержит мелкодисперсную смесь оксида какого-либо металла и более электроотрицательного металла (металла, стоящего в ряду напряжений левее первого металла), а также содержит снаружи корпуса баллон со сжатым или жидким гидридом, или метаном, или другим углеводородом, соединенный с полостью двигателя непосредственно (если метан сжатый) или через нагнетатель (если метан криогенный жидкий), или же баллон снабжен системой вытеснения (например, пиротехнической шашкой).

В реакции металлотермии могут применяться, в основном, оксид железа и алюминий (это будет термит), а еще лучше - бериллий.

«Горение» (хотя это не процесс горения, но будем называть его по-прежнему) шашки двигателя может быть организовано канальное или торцевое. В последнем случае шашка должна быть пронизана продольными каналами сравнительно малого диаметра, по которым и будет подаваться метан. Этот вариант обеспечивает наилучшее смешение продуктов обеих реакций (металлотермии и разложения метана), но требует хорошей теплозащиты.

При канальном горении канал может иметь разнообразные формы, аналогичные существующим твердотопливным двигателям. Но наилучшей является кольцевая, которая обеспечивает постоянство площади горения. В данном двигателе это особенно важно потому, что иначе придется регулировать подачу метана в двигатель, например с помощью управляемого крана или управляемого редуктора. При этом метан может подаваться в канал спереди (то есть по направлению движения газов в двигателе от шашки к соплу) или же метан может подаваться через тонкие радиальные каналы в шашке. В частности, в кольцевой канал метан должен подаваться с двух сторон - со стороны продольной оси цилиндра двигателя и со стороны стенок двигателя. Причем, к сожалению, хотя общий расход метана остается постоянным, подача его с этих двух сторон должна меняться в соответствии с изменяющейся площадью горения. Впрочем, так как метан в итоге поступит в одну и ту же полость двигателя, это перераспределение метана по двум направлениям может быть организовано с невысокой точностью, например, простым трехходовым краном.

В больших двигателях подача метана может регулироваться двумя или более дублированными система автоматического регулирования. Регулирование может производиться по заранее заданной временной зависимости или с целью поддержания постоянного давления в двигателе.

Может быть применена и многошашечная система, но она потребует наличия колосников.

Если жидкий метан вытесняется из баллона с помощью пиротехнической шашки, то желательно, чтобы шашка выделяла водород. Бак должен иметь предохранительный клапан.

Рассмотрим пример металлотермии оксида железа с бериллием:

Fe2O3+3Ве=3ВеО+2Fe+972 кДж

То есть удельное тепловыделение 5,205 кДж/г, ожидаемая температура реакции - 6940 градусов С. При этом оксид железа и бериллий находятся в соотношении 85,52% и 14,48% соответственно.

Количество метана может быть любым. Предположим, что на показанную реакцию мы возьмем 10 молекул метана (примерно 85,9% от массы «топлива»). Тогда выделится 1720,5 кДж тепла при общей теплоемкости при постоянном давлении около 870 Дж/град, то есть ожидаемая температура процесса 1980 градусов С. Скорость звука в водороде будет 3690 м/сек. Удельное тепловыделение будет 4,95 кДж/г. Проверка по закону сохранения энергии показала, что максимально достижимая скорость при 100% к.п.д. будет 3150 м/сек. То есть не потребуется расширяющийся участок (конфузор) реактивного сопла.

Работает двигатель так: зажигается как обычный твердотопливный двигатель, и после начала реакции металлотермии в полость двигателя подается в нужном, возможно меняющемся количестве, метан. Метан термически разлагается на водород и углерод в виде сажи или графита, и водород выбрасывает все продукты реакции в реактивное сопло.

Данный двигатель по любому из вариантов может использоваться в качестве поставщика горячего водорода в обычный окислительно-восстановительный ЖРД или ТТРД. Причем ТТРД в этом случае будет представлять собой газогенераторную кислородовыделяющую шашку и может иметь отдельную камеру сгорания. Этот вариант интересен тем, что в газогенераторной шашке и «водородовыделяющей шашке» будут сравнительно небольшие температуры, и их корпуса не потребуют значительной теплоизоляции. А высокие температуры будут только в их общей камере сгорания сравнительно небольшого размера и объема.

1. Ракетный двигатель, содержащий корпус с реактивным соплом, отличающийся тем, что содержит мелкодисперсную смесь оксида какого-либо металла и более электроотрицательного металла (металла, стоящего в ряду напряжений левее первого металла), а также содержит снаружи корпуса баллон со сжатым или жидким гидридом, или метаном, или другим углеводородом, соединенный с полостью двигателя непосредственно или через нагнетатель, или же баллон снабжен системой вытеснения.

2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что реагентами реакции металлотермии являются оксид железа и бериллий в соотношении 85,52% и 14,48% соответственно.

3. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что к реагентам металлотермии добавляется метан в количестве 85,9%.

4. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что шашка торцевого горения твердого топлива пронизана продольными каналами для подачи метана, а канальная шашка пронизана радиальными каналами для подачи метана.

5. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что баллон соединен с двигателем управляемым краном или редуктором.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для разработки гибридных ракетных двигателей. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике. .

Изобретение относится к аэрокосмической системе с гибридным ракетным двигателем, предназначенной, в частности, для крылатого суборбитального летательного аппарата.

Изобретение относится к гибридным ракетным двигателям (ГРД), в частности к физическим способам регулирования тяги и соотношения компонентов топлива в камере сгорания, и может быть использовано в системах управления тягой ГРД.

Гибридный ракетный двигатель содержит зарядную камеру с размещенным в ней зарядом твердого компонента топлива, по оси которого выполнен сквозной канал, форсуночную головку камеры сгорания, камеру дожигания, бак с жидким компонентом топлива, систему дискретного замера уровней твердого и жидкого компонентов топлива, магистраль подачи с узлом перераспределения подаваемого компонента топлива, элементы управления и контроля параметров. Камера дожигания организована за зарядом твердого компонента топлива, канал которого сообщается с полостью камеры дожигания. Форсуночная головка состоит из цилиндрической форсуночной головки и форсуночной головки камеры дожигания, выполненной цилиндрической или чечевицеобразной формы. Цилиндрическая форсуночная головка содержит два независимых коаксиальных канала, связанных с узлом перераспределения подаваемого компонента топлива в камеру сгорания. Внешний канал цилиндрической форсуночной головки сообщается с форсунками, расположенными в цилиндрической форсуночной головке, находящейся в канале твердого топлива. Внутренний канал форсуночной головки сообщается с форсунками цилиндрической или чечевицеобразной форсуночной головки камеры дожигания, расположенной в продолжение цилиндрической форсуночной головки и находящейся в полости камеры дожигания. Изобретение позволяет повысить коэффициент заполнения камеры топливом, снизить габариты и массу конструкции ракетного двигателя, а также повысить его надежность. 5 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к конструкциям гибридных ракетных двигателей космического назначения. Гибридный ракетный двигатель содержит камеру сгорания с размещенным в ней зарядом твердого топлива с внутренним сквозным каналом и сопловой блок. Во входном сечении заряда размещена форсунка для подачи окислителя в канал заряда. Заряд твердого топлива содержит горючие и окислительный компоненты, причем массовая доля окислительного компонента в заряде монотонно увеличивается по его длине в направлении соплового блока в соответствии с уравнением, включающим характеристики заряда и компонентов топлива гибридного ракетного двигателя. Изобретение позволяет повысить удельный импульс тяги двигателя. 4 ил., 8 табл.
Наверх