Ракетный двигатель староверова - 11


 


Владельцы патента RU 2505700:

Староверов Николай Евгеньевич (RU)

Изобретение относится к твердотопливным и гибридным ракетным двигателям. Ракетный двигатель содержит корпус и реактивное сопло. На конце реактивного сопла выполнена реборда, за которую герметично крепится крышка ограниченной прочности. В полости двигателя имеется 0,0001-0,1% от веса топлива пятиокиси азота и инертный газ под давлением. Инертным газом является ксенон, криптон, аргон, азот, фреон-22. На крышке смонтированы баллон с запасом газа, имеющий заправочный штуцер, редуктор и перепускной клапан. Изобретение позволяет повысить энергетические характеристики ракетного двигателя. 10 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к твердотопливным и гибридным ракетным двигателям.

Известны ракетные двигатели, см., например, «Бескорпусный двигатель с самоподачей», пат. №2431052. Топливом в них, как правило, служит углеводород и твердый окислитель. Хорошими энергетическими характеристиками обладает топливо с пятиокисью азота (азотным ангидридом), однако этот окислитель склонен к постепенной возгонке (сублимации), а при 33°С интенсивно возгоняется.

Данный двигатель содержит пятиокись азота и, чтобы она не возгонялась, имеет на конце реактивного сопла реборду (она и так есть почти на каждом сопле), за которую через эластичную (например, резиновую) манжету герметично крепится крышка ограниченной прочности. Крышка может напоминать обычную хозяйственную крышку для консервирования, которой хозяйки закатывают консервированный компот. Но для уменьшения внутреннего объема крышка может с зазором повторять форму конфузора сопла (см. эскиз). Причем часть такой крышки может иметь гофрирование, чтобы лучше реагировать на внутреннее давление.

В полость двигателя желательно положить немного (0,0001-0,1% от веса топлива) пятиокиси азота и заполнить ее инертным газом под давлением. Таким газом может быть радон (самые крупные, то есть - малопросачивающиеся молекулы), ксенон, криптон, аргон, азот, фреон-22, и т.п. Заполнять полость и поры (если они есть) двигателя желательно в герметичной камере, заполненной радоном с повышенным давлением.

Очень скоро в замкнутой полости образуется равновесное состояние между парами пятиокиси азота и ее кристаллами, и возгонка прекращается. Давление газа подбирается исходя из максимальной эксплуатационной температуры по уравнению Клапейрона-Клаузиуса.

Для малых ракет следует сразу после заправки замерить прогиб крышки от внутреннего давления, и затем в процессе хранения следить за давлением по этому прогибу.

Для больших ракет на упомянутой крышке могут быть смонтированы баллон с запасом газа, редуктор и перепускной клапан - все это для того, чтобы долгое время поддерживать заданное давление, компенсируя возможные утечки. Причем баллон может иметь заправочный штуцер для подкачки.

Крышка может крепиться к реборде на конце сопла простой завальцовкой (хозяйки сказали бы - закаткой), или может крепиться дистанционно управляемым байонетным креплением (два сопрягающихся фланца с Г-образными приливами или выступами). В последнем случае перед пуском байонет раскрывается, сбрасывается внутренним давлением, и при этом срабатывает концевой выключатель, разблокирующий возможность пуска. Разумеется, возможны и другие способы крепления крышки к соплу, например болты ограниченной прочности.

Внутренняя конфигурация двигателя может иметь обычную форму, например звездообразный канал переменного сечения. Но для уменьшения возможности возгонки внутренний канал двигателя может быть заполнен более быстрогорящим топливом (далее - «быстрогорящее»), чем основное (например, на основе черного пороха). В этом случае внутренний канал должен быть сужающегося к соплу сечения (чтобы по мере сгорания быстрогорящего топлива сечение канала стало постоянным в любом месте двигателя, ведь стенки канала в основном топливе начнут гореть не одновременно). А это быстрогорящее топливо для ускорения горения, в свою очередь, может иметь по продольной оси лидер-заряд из еще более быстрогорящего топлива. В этом случае фронт горения быстрогорящего топлива будет иметь вид конуса, то есть его поверхность увеличится.

Количество и скорость горения быстрогорящего топлива могут оказаться слишком большими для штатного реактивного сопла. В этом случае в быстрогорящее топливо следует включить инертные элементы, например шарики из открытопористого пенопласта, крошку фторопласта-4 или стеклянные пустотелые сферы ограниченной прочности.

На прилагаемом эскизе упрощённо (толщина тонкостенных элементов не показана) показан данный двигатель. Он состоит из корпуса 1 с реактивным соплом 2, имеющим на конце реборду 3. За эту реборду завальцована с ограниченной прочностью крышка 4, причём между крышкой и соплом имеется резиновая манжета 5 (она может быть расположена и в месте завальцовки).

Внутри двигателя расположено основное топливо 6, имеющее сужающийся к соплу канал, заполненный быстрогорящим топливом 7, в свою очередь, имеющим по продольной оси лидер-канал 8 с ещё более быстрогорящим топливом. На входе сопла расположен запал 9.

Пример 1 реакции пятиокиси азота в двигателе, где С2Н4 - обобщённое обозначение углеводородов, например этилена или полиэтилена, а В2Н6 - диборан:

С2Н4 + 3N2O5 + 3В2Н6 = 6BN + 2СO2 + 11Н2O + 4871,4 кДж.

То есть удельное тепловыделение 11,20 кДж/г. У других углеводородных горючих, в частности у керосина, будут близкие показатели.

Теоретически для такого двигателя нужен бак (то есть это гибридный двигатель), но можно использовать твёрдые соединения бора (декаборан, боргидрид бериллия) или чистый бор. Рассмотрим пример 2.

2LiAlH4 + 6N2O5 + В10Н14 + 2В = Li2O + Аl2O3 + 11Н2O + 5В2O3 + 12BN + 11316,3 кДж.

Соотношение компонентов топлива: алюмогидрида лития - 8.75%, пятиокиси азота - 74,68%, декаборана - 14,08%, бора - 2,49%. Удельное тепловыделение 13,04 мДж/кг. Для сравнения рассмотрим пример 3, в котором водород не окисляется:

4LiAlH4 + 4N2O5 + В10Н14 = 2Li2O + 2Аl2O3 + 15Н2 + В2O3 + 12BN + 5782,9 кДж.

Соотношение компонентов топлива: алюмогидрида лития - 21,50 %, пятиокиси азота - 61,19%, декаборана - 17,31%. Удельное тепловыделение намного меньше - 8,19 мДж/кг, зато выделяется чистый водород, скорость звука в котором почти в 4 раза больше, чем в воздухе. По удельному импульсу эти двигатели будут примерно равны.

Работает двигатель так: воспламеняется запал 9, воспламеняется быстрогорящее топливо 7 и ещё более быстрогорящее топливо лидер-заряда 8. Давление газов срывает крышку 4, и двигатель начинает давать тягу. Фронт горения топлива 7 приобретает вид конуса. А по мере сгорания топлива 7 открываются стенки канала в основном топливе 6, и сужающийся книзу канал начинает расширяться. После полного сгорания топлива 7 канал в топливе 6 приобретает форму цилиндра.

Если в топливе 7 находились инертные элементы, то они выбрасываются в сопло (стеклянные сферы при этом лопаются, а пенопластовые шарики сжимаются и оплавляются).

Если канал двигателя имел обычный вид, и топлива 7,8 не применялись, то запал 9 следует поместить в передней части двигателя.

Во время хранения двигателя давление в нём измеряется по прогибу гофрированной крышки или манометром.

1. Ракетный двигатель, содержащий корпус и реактивное сопло, отличающийся тем, что содержит пятиокись азота и имеет на конце реактивного сопла реборду, за которую герметично крепится крышка ограниченной прочности.

2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что в полости двигателя имеется 0,0001-0,1 % от веса топлива пятиокиси азота, и она заполнена инертным газом под давлением.

3. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что инертным газом является ксенон, криптон, аргон, азот, фреон-22.

4. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что часть крышки имеет гофрирование.

5. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что на упомянутой крышке смонтированы баллон с запасом газа, редуктор и перепускной клапан, причём баллон имеет заправочный штуцер для подкачки.

6. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что крышка крепится к реборде на конце сопла завальцовкой или крепится дистанционно управляемым байонетным креплением.

7. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что внутренний канал двигателя заполнен более быстрогорящим топливом (далее - «быстрогорящее»), чем основное (например, на основе чёрного пороха), причём внутренний канал имеет сужающееся к соплу сечение.

8. Двигатель по п.7, отличающийся тем, что быстрогорящее топливо имеет по продольной оси лидер-заряд из ещё более быстрогорящего топлива.

9. Двигатель по п.7, отличающийся тем, что быстрогорящее топливо содержит инертные элементы, например крошку фторопласта-4 или стеклянные пустотелые сферы ограниченной прочности.

10. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что соотношение компонентов топлива: алюмогидрида лития - 8,75%, пятиокиси азота - 74,68%, декаборана - 14,08%, бора - 2,49%.

11. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что соотношение компонентов топлива: алюмогидрида лития - 21,50%, пятиокиси азота - 61,19%, декаборана -17,31%.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании раздвижных сопел твердотопливных ракетных двигателей высотных ступеней ракет. .

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к конструкциям сопел летательных аппаратов, и может быть использовано для сопловых блоков летательных аппаратов, в которых устанавливаются заглушки, служащие для защиты внутренней полости летательного аппарата.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к технологии изготовления сопел с эластичным опорным шарниром. .

Изобретение относится к ракетной технике. .

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к способу изготовления сопла камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД). .

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при изготовлении заглушки для сопла ракетного двигателя. .

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при изготовлении заглушки сопела ракетного двигателя, стартующего из пускового контейнера с помощью порохового аккумулятора давления.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании соплового блока ракетного двигателя твердого топлива. .

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при изготовлении сферической заглушки с фланцем для сопла ракетного двигателя, стартующего из пускового контейнера с помощью порохового аккумулятора давления.

При создании сопла двигательной установки создают внешний поток газов из первичных сопел многокамерной двигательной установки с центральным телом на первой ступени ракеты-носителя и внутренний поток газов из первичных сопел жидкостных ракетных двигателей, выполненных по закрытой схеме с дожиганием газогенераторного газа, многокамерной двигательной установки второй ступени ракеты-носителя с единым тарельчатым соплом. Ось симметрии тарельчатого сопла совпадает с осью симметрии центрального тела. Нижнюю кромку единого тарельчатого сопла двигательной установки второй ступени ракеты-носителя совмещают с нижней кромкой центрального тела многокамерной двигательной установки первой ступени ракеты-носителя. Другое изобретение группы относится к составному сопловому блоку многокамерной двигательной установки, включающему первичные сопла и центральное тело в хвостовой части первой ступени ракеты-носителя и первичные сопла многокамерной двигательной установки второй ступени ракеты-носителя с единым тарельчатым соплом. Единое тарельчатое сопло двигательной установки второй ступени ракеты-носителя вложено во внутреннюю полость центрального тела. Ось симметрии тарельчатого сопла совпадает с осью симметрии центрального тела. Нижняя кромка единого тарельчатого сопла двигательной установки второй ступени ракеты-носителя совмещена с нижней кромкой центрального тела многокамерной двигательной установки первой ступени ракеты-носителя. Группа изобретений позволяет повысить удельный импульс двигательной установки. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 17 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании сопла переменной степени расширения в твердотопливном двигателе. Сопло переменной степени расширения содержит частично утопленную стационарную часть раструба, складываемую часть раструба, а также стабилизатор раскладывания панелей. Складываемая часть раструба выполнена из продольных панелей, шарнирно соединенных со стационарной частью. Панели выполнены двухзвенными, а стабилизатор раскладывания панелей выполнен в виде выходного участка раструба, шарнирно соединенного с панелями второго звена. Относительная длина стационарной части раструба сопла составляет 0,23÷0,30, относительная длина панелей первого звена 0,39÷0,46, относительная длина панелей второго звена 0,18÷0,23, а относительная длина стабилизатора 0,08÷0,13. Изобретение позволяет уменьшить габариты сопла и снизить его массу. 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке заглушек сопел ракетных двигателей, время работы которых составляет десять и менее секунд. Заглушка сопла ракетного двигателя выполнена в виде сферической мембраны и закреплена на дозвуковой части сопла. Со стороны критического сечения сопла на поверхности сферической мембраны выполнены кольцевое ослабленное сечение и примыкающие к нему на периферии радиально расположенные проточки. Диаметр окружности кольцевого ослабленного сечения составляет 0,93-0,97 диаметра критического сечения сопла. Толщина мембраны в радиально расположенных проточках выполнена равной 1,5-1,8 толщины мембраны в кольцевом ослабленном сечении. Изобретение позволяет повысить надежность ракетного двигателя за счет исключения нерасчетного повышения давления в процессе его запуска и работы. 4 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при проектировании ракетных двигателей твердого топлива, их систем управления и стабилизации. Управляющий ракетный двигатель содержит корпус и расположенные с возможностью осевого перемещения газоходы, имеющие сопло на одном конце и упор с торцом на другом. На каждом из газоходов выполнен паз с ответным ему выступом корпуса. Газоходы скреплены между собой разрывным элементом, а расстояние между их торцами определяется из соотношения, защищаемого настоящим изобретением. Изобретение позволяет повысить надежность ракетного двигателя за счет снижения вероятности заклинивания газоходов, а также снизить нагрузку на двигатель при запуске. 3 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для охлаждения сверхзвуковой части сопла жидкостных ракетных двигателей. Задачей предлагаемого изобретения является создание работоспособного на переходных и стационарных режимах работы устройства охлаждения сверхзвуковой части сопла с низким уровнем давления охладителя (Рохл<<Рк), что должно обеспечить возможность создания высокоэкономичных ЖРД с повышенным давлением в камере, с одновременным упрощением изготовления сопел и повышением их надежности. Решение поставленной задачи достигается тем, что в контуре циркуляции теплоносителя на магистрали, соединяющей выход тракта охлаждения сверхзвуковой части сопла с входом турбины, установлен обратный клапан, а бак теплоносителя с клапаном присоединен к этой магистрали на участке между обратным клапаном и турбиной. Кроме этого, на участке магистрали между выходом тракта охлаждения сверхзвуковой части сопла и обратным клапаном подключен выхлопной патрубок с клапаном или ресивер. Изобретение позволяет повысить надежность двигателя и снизить его стоимость при одновременном обеспечении высокой экономичности. 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники. Сопло камеры жидкостного ракетного двигателя содержит наружную и огневую оболочки с каналами охлаждения между ними, образованными двутавровыми проставками, на которых размещены турбулизаторы потока. Полки двутавровых проставок выполнены переменной ширины за счет выполнения на них чередующихся выборок, при этом турбулизаторы потока образованы указанными чередующимися выборками, выборки на каждой полке двутавровой проставки выполнены в шахматном порядке, выборки на верхней и нижней полках двутавровой проставки выполнены в шахматном порядке, выборки смежных проставок расположены таким образом, что выборки на полках одной проставки располагаются напротив выступов смежной с ним проставки, глубина выборки составляет 25-75% ширины полки, в вертикальных стенках двутавровых проставок выполнены сквозные каналы. Изобретение обеспечивает повышение эффективности теплообмена в каналах. 5 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетным двигателям с регулированием степени расширения сопла в полете. При работе двигателя в режиме первой ступени степень расширения продуктов сгорания компонентов топлива ограничивают диаметром подвижной внутренней цилиндрической оболочки с торцевой поверхностью, предпочтительно, профилированной, являющейся составной частью профиля сопла, которую размещают в неподвижной оболочке сопла, предпочтительно, в средней ее части, таким образом, что торцевая поверхность подвижной оболочки представляет собой часть профиля неподвижной оболочки. Подвижную оболочку выдвигают по направлению к срезу сопла при работе двигателя на режиме первой ступени и перемещают по направлению к смесительной головке, преимущественно, в исходное состояние, при работе двигателя в режиме второй и последующих ступеней. В жидкостном ракетном двигателе сопло выполнено состоящим из неподвижной оболочки, содержащей как минимум две профилированные последовательно расположенные части, соединенные с камерой и/или элементами конструкции двигателя и установленные с кольцевым зазором по отношению друг к другу, и подвижной оболочки, выполненной в виде полого цилиндра, имеющего возможность осевого перемещения вдоль оси камеры, и размещенной в кольцевом зазоре между частями неподвижной оболочки. Разъем между неподвижной и подвижной оболочками выполнен в сечении, диаметр которого составляет 4,0-5,0 диаметров критического сечения сопла, подвижная оболочка соединена с камерой и/или элементами конструкции двигателя. Изобретение обеспечивает снижение потерь удельного импульса тяги, связанных с недорасширением-перерасширением продуктов сгорания, улучшение массогабаритных характеристик. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке и изготовлении сопел камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Способ изготовления сопла камеры сгорания ЖРД, включающий изготовление наружной и внутренней оболочек, сборку оболочек, пайку, выполнение перепускных отверстий охладителя в одном или нескольких подколлекторных кольцах, сварку одного или нескольких коллекторов с подколлекторными кольцами, согласно изобретению пайку сопла камеры сгорания осуществляют до выполнения перепускных отверстий охладителя в подколлекторных кольцах или при выполнении перепускных отверстий охладителя не на всю толщину стенки подколлекторных колец, затем после пайки в подколлекторных кольцах выполняют перепускные отверстия охладителя на всю толщину стенки подколлекторных колец и приваривают коллекторы с наконечниками к соплу, причем отверстия выполняют механическим или электроэрозионным сверлением. Изобретение обеспечивает повышение качества паяного соединения, а также исключает засорение перепускных отверстий в подколлекторном кольце и пазов охлаждающего тракта. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в ракетных двигателях твердого топлива реактивных снарядов систем залпового огня. Герметизирующее-пусковое устройство ракетного двигателя содержит тарель, форсажную трубку, узел крепления и опору. Опора выполнена в виде усеченного конуса с конической частью, прилегающей по торцу к дозвуковой части сопла под углом 80…100 градусов, и плоской частью наружным диаметром 0,2…0,3 максимального диаметра опоры. Между опорой и узлом крепления на форсажной трубке размещена цилиндрическая втулка с максимальным наружным диаметром 0,6…0,8 наружного диаметра плоской части опоры. На конической части опоры выполнены 3…8 симметрично расположенных паза с длиной и шириной 0,03…0,15 максимального диаметра опоры. Изобретение позволяет снизить разброс внутрибаллистических параметров ракетного двигателя в период выхода на режим. 1 ил.

Изобретение относится к области ракетных двигателей твердого топлива со стабилизацией тяги в условиях различных начальных температур окружающей среды и разброса параметров топлива. Сопловой блок ракетного двигателя твердого топлива содержит центральное тело и подвижное сопло, установленное в телескопической направляющей. Подвижное сопло жестко соединено с поршнем, расположенным в закрепленном на корпусе цилиндре и разделяющим цилиндр на переднюю и заднюю по ходу движения ракеты рабочие полости. Подвижное сопло и цилиндр соединены механическими пружинами. Рабочие полости соединены с камерой горения двигателя и сообщены с окружающей средой. Канал, соединяющий рабочие полости с камерой сгорания, выполнен в горловине сопла и имеет дроссельные отверстия. С окружающей средой рабочие полости сообщены через дроссели переменного сечения, причем каждый из дросселей переменного сечения передней и задней рабочих полостей выполнен в виде щели на стенке цилиндра и частично перекрыт поршнем. Изобретение позволяет уменьшить массогабаритные показатели соплового блока. 1 ил.
Наверх