Реактивный двигатель

Авторы патента:


Реактивный двигатель
Реактивный двигатель
Реактивный двигатель
Реактивный двигатель
Реактивный двигатель
Реактивный двигатель
Реактивный двигатель
Реактивный двигатель

 


Владельцы патента RU 2509909:

Сасов Юрий Дмитриевич (RU)

Изобретение относится к области создания реактивных двигателей для ракетной техники. Реактивный двигатель включает камеру с твердым зарядом, состоящим из, не менее одного, бризантного взрывчатого вещества и имеет кумулятивную выемку для создания области имитации сопла. Камера двигателя выполнена в виде защитной оболочки, внутри которой последовательно по оси размещены капсюль-детонатор, соединенный с управляющим блоком, и линза из инертного пористого материала. На камере двигателя, с противоположного торца относительно кумулятивной выемки, установлен демпфирующий узел для соединения с объектом передвижения. Изобретение позволяет повысить эффективность реактивного двигателя. 2 з.п. ф-лы, 8 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Данное изобретение относится к области создания реактивных двигателей для ракетной техники, а конкретно - к принципу действия и конструкции взрывного реактивного двигателя.

Уровень техники

В настоящее время известно много разновидностей реактивных двигателей, применяемых в ракетной технике. Однако наибольшее распространение получили реактивные двигатели на твердом топливе и жидкостные реактивные двигатели (В.Е.Алемасов, А.Ф.Дрегалин, А.П.Тишин «Теория ракетных двигателей» с.156, 325, Москва, Машиностроение, 1989 г. и Т.М.Меркулов, Н.И.Мелик-Пашаев, П.Г.Чистяков, А.Г.Шнуков «Ракетные двигатели» с.5-13, Москва, Машиностроение, 1976 г.).

В реактивном двигателе на твердом топливе используется топливо с содержанием окислителя или в качестве окислителя используется кислород, содержащийся в воздухе (только при движении ракеты в воздушном пространстве). Двигатель обычно работает в течение нескольких минут, а время его работы и величину тяги трудно регулировать в процессе полета. В качестве преимущества можно отметить простоту его конструкции и возможность использования в качестве разгонного блока двигателей другого типа.

В жидкостном реактивном двигателе, как правило, используется горючее и окислитель в раздельных емкостях. Для подачи их в камеру горения может использоваться газ высокого давления. Подача топлива и окислителя регулируется для изменения величины тяги и скорости горения. Данный тип двигателя используется преимущественно для движения ракет в безвоздушном пространстве. Двигатель имеет сложную конструкцию и большую трудоемкость изготовления.

В обоих указанных выше случаях топливо поступает в камеру горения и далее - в сопло. Сопло преобразует энтальпию газа (продуктов сгорания или разложения, продуктов нагрева) в кинетическую энергию реактивной струи, но потери энергии в сопле достигает 6…10%. В камере горения происходит реакция окисления топлива в окислителе с выделением большого количества газообразных веществ и созданием высоких температур.

Известно также техническое решение (В.А.Володин «Конструкция и проектирование ракетных двигателей», с.7, 8, 21, 22, 44, Машиностроение, Москва, 1971 г.), предложенное В.П.Глушко для создания первого в мире электротермического ракетного двигателя, который был им теоретически разработан и испытан в 1929-1933 гг. Двигатель состоял из камеры с соплом, в которую специальным механизмом подавались металлические проволоки, одновременно служившие проводником электрического тока и рабочим телом. Проводники взрывались электрическим током (импульсным разрядом конденсатора). Образовавшиеся пары металла истекали из сопла, создавая тягу. Вместо проволок в камеру могли подаваться через форсунки-электроды струи электропроводных жидкостей (ртути, электролитов), которые также взрывались в камере электрическим током. Однако данный двигатель имел малую реактивную силу ввиду небольшого количества паров металла или электролитов. Кроме того, вместе с испаряемым материалом возникали капли, которые оседали на внутреннюю поверхность камеры и сопла, что весьма нежелательно. Процесс, происходящий в данном двигателе, можно назвать не взрывом (детонацией), а электротермическим испарением. Но данное техническое решение может служить аналогом заявляемого изобретения. В этом же источнике информации приведена общая классификация ракетных двигателей, по которой заявляемая конструкция соответствует химическим реактивным двигателям на твердом топливе.

Известно решение по пат. США №6378292, F02K 9/42, опубл. 30.04.2002 г., в котором описан микроэлектромеханический ракетный двигатель в виде микроударной матрицы. Микроударная матрица может быть использована для поддержания между спутниками расстояния в малых спутниковых системах. Одна микроударная матрица включает множество впереди расположенных ударных ячеек, каждая из которых имеет вакуумно-закрытый зарядный воспламенитель, расположенный на одной поверхности неразрушающейся диафрагмы, и имеет заполненный зарядом резервуар на противоположной стороне диафрагмы. При срабатывании зарядного воспламенителя первая диафрагма разрушается и вместе с воспламененным зарядом вызывает быстрое движение, вызываемое истечением газа, который удаляется с противоположной поверхности микроударной, двигающейся вперед матрицы, продвигая «малой» ударной силой.

В качестве заряда может использоваться ацетат нитроцеллюлозы. Данное решение позволяет реализовать многоступенчатую конструкцию ракетного двигателя на твердом топливе с использованием группового зарядного воспламенителя, изготовленного по микроэлектронной технологии, что является преимуществом данного изобретения.

При этом увеличивается неизбежно стоимость и сложность изготовления двигателя.

Основной задачей данного изобретения является создание высокоэффективного реактивного двигателя, например, для ракет, используемых как в воздушной или другой газовой среде, так и в безвоздушном пространстве.

Раскрытие изобретения

Представленная задача решается тем, что в реактивном двигателе, включающем камеру с твердом зарядом, твердый заряд состоит из бризантного взрывчатого вещества, имеющего кумулятивную выемку для создания области имитации сопла, камера выполнена в виде защитной оболочки, внутри которой размещены последовательно по оси детонирующее устройство, содержащее капсюль-детонатор, соединенный с управляющим блоком, линза из инертного пористого материала, а с противоположного торца камеры установлен демпфирующий узел для соединения с объектом передвижения.

При этом:

- твердый заряд вместе с защитной оболочкой преимущественно могут иметь форму, сужающуюся к поверхности соприкосновения защитной оболочки с корпусом объекта передвижения;

- кумулятивная выемка заряда может быть выполнена с металлической однослойной или многослойной облицовкой;

- длина твердого заряда равна длине, в два раза большей диаметра твердого заряда.

В качестве взрывчатого вещества может быть, например, применен тротил.

Изобретение поясняется чертежами, где:

фиг.1 изображает общую классификацию реактивных двигателей;

фиг.2 изображает схему реактивного двигателя на жидком топливе;

фиг.3 изображает схему реактивного двигателя на твердом топливе;

фиг.4 изображает схему процесса образования кумулятивной струи;

фиг.5 изображает форму детонационной струи кумулятивного заряда;

фиг.6 изображает влияние линзы на фронт детонационной волны;

фиг.7 изображает схему взрывного реактивного двигателя;

фиг.8 изображает распределение усилий при кумулятивном взрыве фигурного заряда.

Осуществление изобретения

На фиг.1 показана общая классификация реактивных двигателей, в соответствии с которой заявляемый взрывной реактивный двигатель можно отнести к ракетным двигателям на твердом топливе. Но учитывая, что в данном двигателе происходит не горение топлива, а его детонация, то данный тип двигателя можно рассматривать, как самостоятельный, относящийся к химическим реактивным двигателям.

На фиг.2 показана простейшая схема реактивного двигателя на жидком топливе. Жидкое горючее 1 вместе с окислителем 2 подается сжатым газом 3, размещенным в баллоне, в камеру сгорания 4. В процессе сгорания образующиеся продукты сгорания сжимаются при прохождении через сопло 5 и выбрасываются в окружающую среду, создавая необходимую реактивную силу. Подача горючего и окислителя в камеру сгорания 4 регулируется клапанами 6.

На фиг.3 показана простейшая схема реактивного двигателя на твердом топливе. Заряд твердого топлива 7, содержащего также окислитель, расположен в камере сгорания 4 и поджигается воспламенителем 8. В процессе сгорания также, как и в двигателе на жидком топливе, продукты сгорания через сопло 5 выбрасываются в окружающую среду.

На фиг.4 показана схема процесса образования кумулятивной струи 9 при взрыве заряда 10 взрывчатого вещества, заключенного в защитную оболочку 11 и имеющего кумулятивную выемку 12 с облицовкой 13.

На фиг.5 показана форма детонационной волны при взрыве кумулятивного заряда. Зона волны А образует кумулятивную струю, двигающуюся в открытое пространство, но создающую необходимую реактивную силу. Зона В действует в обратном направлении и создает ударную волну для поступательного движения объекта передвижения.

На фиг.6 показано влияние линзы 14 на фронт детонационной волны 15 при взрыве заряда взрывчатого вещества 10. При отсутствии линзы 14 (левый фрагмент фиг.6) детонационная волна 15 имеет веерообразный характер расхождения, а при наличии линзы 14 (правый фрагмент фиг.6) она фокусируется в направлении кумулятивной выемки 12.

На фиг.7 показана схема заявляемого взрывного реактивного двигателя. Заряд взрывчатого вещества 10 заключен в защитную оболочку 11 и имеет кумулятивную выемку 12 с облицовкой 13. В теле заряда 10 размещена линза 14, а в его торцевой части размещено инициирующее детонирующее устройство 16. Заряд 10 совместно с защитной оболочкой 11 имеет механический контакт с объектом передвижения 17 через демпфирующий узел 18.

На фиг.8 показано распределение усилий, возникающих при взрыве заряда 10 с линзой 14, заключенного в защитную оболочку 11 при их конструкции, выполненной фигурно сужающейся в сторону объекта передвижения 17. При взрыве заряда 10 возникает сила F2, образующаяся в результате возникновения кумулятивной струи, и сила F1, действующая непосредственно на объект передвижения 17 через демпфирующий узел 18. Силы F3, действующие радиально по отношению к оболочке 11, создают дополнительное воздействие на объект передвижения 17 (силы F3b).

Как известно, при детонации взрывчатых веществ происходит реакция разложения взрывчатого вещества за очень короткое время (около 10 мкс) с выделением огромного количества тепла и мощности. При взрыве 1 килограмма тротила выделяется мощность 40,2 млн. кВт и развивается давление до 200…300 тыс. атм. Реакция разложения тротила при его детонации имеет вид

С6Н3СН3(NO2)3=2СО+1,2СO2+3,8С+0,6Н2+1,6Н2О+1,4N2+0,2NH3

При определенной конструкции взрывчатого вещества можно получить кумулятивный эффект (И.А. Балаганский, Л.А. Мержиевский «Действие средств поражения боеприпасов», гл.2 «Средства поражения и боеприпасы кумулятивного действия» с.103-165, НГТУ, Новосибирск, 2004 г.), при котором продукты взрыва образуют высокоплотную, высокотемпературную (до 3040°C) и высокоскоростную (скорость газа до 20 км в секунду) струю, которую можно рассматривать как аналог сопла в обычных реактивных двигателях.

Создаваемая при взрыве кумулятивного заряда реактивная сила, действующая в обратном направлении, никогда не использовалась. Недостатками использования взрывчатых веществ в качестве топлива для реактивных двигателей является трудность регулирования времени процесса детонации, а также принятие мер по увеличению времени действия ударной волны на объект передвижения (например, на ракеты, сваи в горных породах, безоткатные артиллерийские орудия и т.д.).

Заряд взрывчатого вещества имеет выемку, которая может быть, например, конусообразной, элипсоидальной, параболической и для большей эффективности поражения и массы вещества, выделяемого при взрыве, облицована металлической оболочкой. Применяемый в кумулятивном заряде линзовый узел выполняет функцию детонационного волнового генератора и преобразует первоначально расходящуюся детонационную волну в сходящуюся с тороидальной формой фронта, направленную в сторону кумулятивной выемки. Как правило, линза изготавливается из невзрывопроводящего инертного пористого материала типа пеностекла или спеченных материалов на основе железа, меди или других металлов, высокопористых керамических материалов.

Данный эффект использовался для пробивания (прожигания) отверстий в толстой броне танков и поражения в нем людей и техники.

В качестве движущей силы в двигателе используется реактивная энергия частиц, образованная в результате детонации заряда, при этом одна из его поверхностей имеет через защитную оболочку механический контакт с объектом передвижения для начала его движения или увеличения его скорости, а противоположная поверхность является открытой в окружающую среду. Эта поверхность заряда имеет кумулятивную выемку, создающую при взрыве заряда имитацию сопла обычного реактивного двигателя и обеспечивающую создание сжатой высокоскоростной и высокотемпературной струи из продуктов взрыва. В традиционных реактивных двигателях используется сопло, сжимающее поток газов, выделяемый при сгорании топлива и создающее высокоскоростной поток газов, обеспечивая необходимую реактивную силу. Сопло занимает значительный объем и массу в реактивном двигателе. В описываемом варианте при кумулятивном взрыве функцию сопла выполняет кумулятивная струя.

Между защитной оболочкой и корпусом объекта передвижения имеется демпфирующий узел, передающий реактивную силу двигателя на объект передвижения, но и предохраняющий его от разрушительного воздействия ударной волны путем увеличения времени воздействия ударной волны на объект передвижения. Демпфирующий узел может быть выполнен с применением пластичных материалов или пружинящих механических устройств, принимающих на себя действие ударной волны и впоследствии передающих полученное усилие на объект передвижения.

В теле заряда со стороны механического контакта защитной оболочки с объектом передвижения располагают инициирующее детонирующее устройство, приводящееся в действие по внешним командам. Детонирующее устройство содержит капсюль-детонатор электрического или механического действия для возбуждения детонации в бризантном взрывчатом веществе. Команды на инициирующее устройство могут подаваться как из бортовой, так и из наземной системы управления полетом.

Для увеличения реактивной силы и одновременного сокращения давления на защитную оболочку двигателя форму заряда вместе с защитной оболочкой целесообразно иметь сужающуюся к поверхности соприкосновения защитной оболочки с корпусом объекта передвижения.

Двигатель может иметь в своем составе множество зарядов, соединенных механически с объектом передвижения, но расположенными с учетом исключения их взаимной детонации и приводящихся в действие параллельно или последовательно. Это позволит произвольно менять скорость и направление движения объекта передвижения.

Целесообразно, чтобы кумулятивная выемка заряда имела металлическую однослойную или многослойную облицовку. Это увеличит массу выбрасываемого в открытое пространство вещества и, следовательно, увеличит реактивную силу двигателя. Энергия Е, развиваемая двигателем, определяется по формуле

Е=m·V2, где m - масса выбрасываемого вещества; V - скорость вещества, достигающая в кумулятивной струе до 20 км/с. Облицовку выполняют, как правило, из меди или других металлов.

Теоретически и экспериментально установлено, что наибольший эффект от кумулятивного взрыва достигается, когда заряд имеет длину, равную удвоенному диаметру заряда.

Целесообразно, чтобы рабочее тело имело в своем составе линзу для направления детонационной волны в сторону кумулятивной выемки заряда, при этом линзу изготавливают преимущественно из инертного пористого материала.

Данное изобретение может быть, в частности, с успехом использовано при создании высокоэнергетических импульсных двигателей для автоматических космических кораблей, а также для изменения орбит крупных астероидов, грозящих падением на Землю.

1. Реактивный двигатель, включающий камеру с твердым зарядом, отличающийся тем, что твердый заряд состоит из, не менее одного, бризантного взрывчатого вещества и имеет кумулятивную выемку для создания области имитации сопла, камера выполнена в виде защитной оболочки, внутри которой размещены последовательно по оси капсюль-детонатор, соединенный с управляющим блоком, линза из инертного пористого материала, а с противоположного торца относительно кумулятивной выемки установлен демпфирующий узел для соединения с объектом передвижения.

2. Реактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что твердый заряд вместе с защитной оболочкой преимущественно имеет форму, сужающуюся к поверхности соприкосновения защитной оболочки с корпусом объекта передвижения.

3. Реактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что кумулятивная выемка заряда выполнена с металлической однослойной или многослойной облицовкой.



 

Похожие патенты:

Твердотопливный газогенератор катанультного устройства ракеты включает корпус с передней крышкой, опорной решеткой, ниронатроном и центральной трубкой-запальником с перфорированным участком со стороны опорной решетки и форсажный заряд из твердого топлива.
Изобретение относится к горючему жидкому ракетному топливу, представляющему собой раствор диацетилена в форамиде в соотношении 83,135% - 30% диацетилена и 16,865% - 70% формамида.
Изобретение относится к ракетным двигателям жидкого и твердого топлива. .

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

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива системы аварийного спасения космического корабля.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива системы аварийного спасения космического корабля.

Изобретение относится к области ракетной техники, а более конкретно к области горения унитарных твердых топлив в низкотемпературных газогенерирующих устройствах, которые могут быть использованы в системах управления ракетных комплексов.

Изобретение относится к ракетным двигателям твердого топлива, в частности к бескорпусным ракетным двигателям. .

Изобретение относится к авиации и космонавтике, в частности к реактивным двигателям, способным работать как в атмосфере, так и в космосе, а именно относится к ракетной технике, стартовым ускорителям самолетов, стартовым ускорителям зенитных ракет дальнего действия в качестве короткоимпульсного стартового ускорителя большой мощности, или третьей ступени ракеты.

Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, реактивное сопло, а также пиротехнические газогенераторные шашки. Одна часть пиротехнических шашек вырабатывает газообразное, парообразное или в виде взвеси горючее вещество, а другая - вещество-окислитель. Горючее вещество или вещество-окислитель направлено в рубашку охлаждения камеры сгорания и используется для ее охлаждения, либо два компонента направлены в разные отсеки рубашки охлаждения. В другом варианте ракетного двигателя две шашки одинакового диаметра образуют трубу, с одной стороны которой выполнена камера сгорания, а с другой - торец. Труба разделена поперечной перегородкой с продольной трубой, входящей в камеру сгорания или в рубашку охлаждения. Группа изобретений позволяет снизить температуру, воздействующую на стенки корпуса ракетного двигателя. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Ракетный двигатель включает жидкое или твердое ракетное топливо, в котором окислитель и/или горючее содержит связанный азот, а также мелкодисперсный или связанный бор, причем количество атомов бора и азота 1:1 с отклонением ±20%. Ракетное топливо имеет избыток горючего по отношению к окислителю. Изобретение позволяет повысить тепловыделение топлива. 8 з.п. ф-лы.

Конический ракетный двигатель бессоплового бескорпусного типа содержит шашку твердого топлива с одним или несколькими каналами на всю длину шашки, заполненными более быстро горящим топливом, чем основное топливо, или же шашка имеет несколько параллельных каналов, причем часть из них обрываются от поверхности шашки на расстоянии, равном или большем половине расстояния между соседними каналами. В случае если каналов в шашке несколько, они расположены в шашке параллельно или в направлении вершины конуса. В другом варианте выполнения ракетного двигателя по всей длине или в задней части шашки каналы на периферии выполняют наклонными, причем скорость горения лидер-топлива, либо лидер-топлива и основного топлива уменьшается. В задней части двигателя выполнено центральное конусное углубление, на котором выполняется еще несколько конусных углублений со своими лидер-зарядами, обрывающимися на заданном расстоянии от заднего конца двигателя. Кроме того, в передней части двигателя с одним центральным каналом может быть выполнено еще несколько параллельных или сходящихся каналов, заполненных более быстро горящим топливом, чем основное топливо, причем соотношение длины отдельного периферийного канала и скорости горения в нем таково, что заряды во всех каналах сгорают у переднего торца двигателя одновременно, и скорости горения топлива во всех каналах таковы, что газопроизводительность двигателя на единицу площади среза сопла остается постоянной. В других вариантах выполнения передняя боковая часть двигателя выполнена в виде одного или нескольких конусных слоев и сделана из основного топлива с большей скоростью горения, а изначально выполненная на заднем торце двигателя коническая выемка занимает не всю поверхность заднего торца. Кроме того, скорость горения основного топлива может непрерывно или слоями уменьшаться на периферии. При вертикальном старте конического ракетного двигателя задним торцом, имеющим на части своей поверхности коническую выемку, двигатель устанавливают на горизонтальную поверхность, имеющую эластичное покрытие и отверстие в центре. До старта двигатель удерживается в вертикальном положении эластичными присосками, расположенными по его внешней поверхности. Группа изобретений позволяет исключить необходимость разделения двигателя на ступени за счет отсутствия корпуса и сопла, а также обеспечить изменение тяги при работе двигателя. 11 н. и 9 з.п. ф-лы, 2 ил.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, в которую подают боран, или силан, или фосфин, или герман, или другие гидриды, имеющие положительную энтальпию образования из простых веществ, или их смесь. Указанные выше вещества подают при температуре, обеспечивающей самоподдерживающийся характер реакции их термического разложения за счет тепла экзотермической реакции. Другое изобретение группы относится к ракетному двигателю на жидком или твердом ракетном топливе, в котором в камеру сгорания дополнительно к стехиометрическому составу основного топлива подается боран, или силан, или фосфин, или герман, или другие гидриды, или метан. Еще одно изобретение группы относится к ракетному двигателю на твердом топливе, в котором твердые гидриды дополнительно к стехиометрическому составу основного топлива входят в состав твердого ракетного топлива. Группа изобретений позволяет повысить удельный импульс ракетного двигателя. 3 н. и 6 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании ракет различного назначения, в частности космического, в системе аварийного спасения. Твердотопливный ракетный двигатель состоит из двух прочноскрепленных с корпусами зарядов твердого топлива канально-щелевой формы, соединенных переходником с газоходами и соплами. Профилированные щели каналов обоих зарядов повернуты друг относительно друга вокруг продольных осей зарядов на угол, равный половине шага их расположения. Входная часть каждого сопла утоплена в газоход на величину 0,1…0,2 диаметра входа в газоход. Изобретение позволяет снизить потери давления внутри камеры сгорания, а также пассивную массу конструкции ракетного двигателя. 6 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива летательного аппарата. Ракетный двигатель содержит корпус, заряд, сопло и переднюю крышку. Передняя крышка выполнена в виде стакана, с внутренней цилиндрической поверхностью которого контактирует поршень, установленный с возможностью продольного перемещения, а на открытом торце стакана установлен упорный буртик. На поршне посредством узлов фиксации закреплен полезный груз, а между поршнем и дном стакана установлен аккумулятор давления, рассчитанный на создание давления в стакане, превышающего давление, на которое рассчитан корпус. Изобретение позволяет снизить массу ракетного двигателя твердого топлива и сократить в исходном состоянии габариты летательного аппарата с указанным двигателем. 2 ил.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, в которую под давлением подается смесь борана и гидразина, или раствор или эмульсия борана в жидком гидразине. Компоненты подаются в следующем соотношении: диборан 46,33±10%, гидразин 53,67±10%. В камеру сгорания дополнительно подается 0,0001-1% от массы реагирующих веществ мелкодисперсного угля и/или сажи, и/или графита, и/или метана. В другом варианте ракетный двигатель содержит камеру сгорания или корпус с соплом, работающий на жидком или твердом топливе. В камеру сгорания или в корпус дополнительно подается выхлоп двигателя, работающего на диборане или тетраборане и гидразине. Группа изобретений позволяет повысить удельный импульс ракетного двигателя. 2 н. и 2 з.п. ф-лы.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, в которую под давлением подается смесь борана и аммиака, или раствор или эмульсия борана в жидком аммиаке. Компоненты подаются в следующем соотношении: диборан 44,8±10%, аммиак 55,2±10%. В камеру сгорания дополнительно подается 0,0001-1% от массы реагирующих веществ мелкодисперсного угля и/или сажи, и/или графита, и/или метана. В другом варианте ракетный двигатель содержит камеру сгорания или корпус с соплом, работающий на жидком или твердом топливе. В камеру сгорания или в корпус дополнительно подается выхлоп двигателя, работающего на диборане или тетраборане и аммиаке. Группа изобретений позволяет повысить удельный импульс ракетного двигателя. 2 н. и 2 з.п. ф-лы.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания с соплом. В камеру сгорания подается расплавленного гидрида бериллия 40,81±20% и 59,19±20% кислорода или компоненты в следующем соотношении: диборана 10,10%, гидрида бериллия 24,16%, азотной кислоты 23,0% и метана 42,74%. В другом варианте ракетный двигатель содержит корпус с реактивным соплом. В корпусе находится гидрид или смесь гидридов, и вещества или смесь веществ, содержащие кислород в связанном состоянии, причем кислород имеется в таком количестве, чтобы в результате реакции выделялся водород. При этом ракетный двигатель используется в качестве водородовыделяющей шашки для жидкостного или твердотопливного ракетного двигателя. Группа изобретений позволяет повысить удельный импульс ракетного двигателя. 2 н. и 9 з.п. ф-лы.
Изобретение описывает топливо для гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя на основе смеси углеводородного горючего Т-10 и 1,7-диметилдикарба-клозо-октокарборана, при этом в смесь дополнительно введен промотор горения изопропилнитрат, при следующем соотношении (% масс.): 1,7-диметилдикарба-клозо-октокарборан - 70; горючее Т-10 - 29-29,5; изопропилнитрат - 0,5-1. Технический результат заключается в создании топлива для гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя с повышенной энергоемкостью, с улучшенными условиями его сжигания в камере сгорания. 1 пр.
Наверх