Ракетный двигатель староверова-12

Авторы патента:

F02K9/08 - использующие твердые топлива (F02K 9/72 имеет преимущество; использование полутвердых или пылевидных топлив F02K 9/70)

Владельцы патента RU 2514821:

Староверов Николай Евгеньевич (RU)

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.

Изобретение относится к новому типу двигателей - гибридно-газовому ракетному двигателю.

Известны ракетные двигатели, см. например мой «Бескорпусный двигатель с самоподачей», пат.№2431052. Известны также гибридные двигатели (см. Интернет википедия). Они имеют или камеру с твердым окислителем, куда подается горючее, или наоборот.

Данный двигатель представляет из себя корпус с камерой сгорания и реактивным соплом, в котором имеются две или более пиротехнические газогенераторные шашки, одна/одни из которых вырабатывает газообразное, парообразное или в виде взвеси горючее вещество, а другая/другие - вещество-окислитель (далее «окислитель»), выходы которых соединены со входом камеры сгорания. Время горения шашек, разумеется, должно быть одинаково.

Преимущество такого двигателя в том, что в шашках не создается высокой температуры, и, следовательно, корпус такого двигателя может быть выполнен из титана безо всякой теплоизоляции.

Есть и еще одно преимущество такого двигателя - один из газообразных компонентов может быть направлен в рубашку охлаждения камеры сгорания и, тем самым, использоваться для ее охлаждения. Могут использоваться для этой цели и оба компонента, но в разных отсеках рубашки охлаждения.

Другим преимуществом такого двигателя является то, что в нем можно организовать торцевое горение зарядов шашек, что улучшает коэффициент полезного использования объема.

Компоновки расположения шашек могут быть самыми разными, и это еще одно из преимуществ такого двигателя. Шашки могут быть расположены продольно, поперечно, коаксиально или вообще в разных местах летательного аппарата. Например, по условиям компоновки, ракетоплан может иметь одну большую окислительную шашку в фюзеляже и две, три или четыре маленьких топливных шашки в крыльях аппарата.

Наиболее оптимальна для ракет продольная компоновка, в которой две шашки одинакового диаметра конструктивно представляют собой трубу (далее «корпус»), с одной стороны которой - камера сгорания, а с другой - торец, причем корпус разделен поперечной перегородкой с продольной трубой, входящей в камеру сгорания или в рубашку охлаждения (см. фиг.1) .

Причем, для полноты использования объема продольная труба также может быть заполнена пиросоставом с увеличенной скоростью горения так, чтобы производительность (кг/сек. горючего или окислителя) горения в трубе была равна производительности шашки с трубой. Причем для перехода от горения в продольной трубе к горению по торцу шашки без уменьшения производительности горения на месте их соединения имеется звездообразная или тонкая дискообразная конфигурация быстрогорящего топлива (иначе горение шашки стало бы полусферическим).

Для увеличения скорости горения пиросостава в продольной трубе в пиросостав может быть добавлено в растворенном или мелкодисперсном виде взрывчатое вещество, например, гексоген и т.п.

Другим достоинством такого двигателя является то, что в качестве пиросоставов шашек горючего и окислителя могут быть использованы составы, имеющие малую механическую прочность и не выдерживающие перегрузок при старте ракеты (см. фиг.2) - желеобразные, двухфракционные и даже киселеобразные. В этом случае они располагаются в задней части соответствующих корпусов шашек, и перегрузки только крепче прижимают их к днищам корпусов шашек. Правда, в этом случае заполнить такими составами продольную трубу не удастся. Если только не расположить направленные назад реактивные сопла в передней части двигателя (см. фиг.3).

На эскизах упрощенно показаны: на фиг.1 - двигатель с торцевым горением прочного пирозаряда (пирозаряд расположен в передней части шашки (здесь и далее направления даны по вектору тяги), где: 1 - корпус, 2 - шашка «А» (условно), 3 - шашка Б, 4 -продольная труба, соединяющая полость шашки А с камерой сгорания 5 двигателя с соплом 6. На этом двигателе показаны обечайка 8 и рубашка охлаждения 9 двигателя, стрелками показано движение газов.

На фиг.2 показан двигатель с непрочным (гелеобразным или двухфазным) пирозарядом. В этом случае труба 4 доходит до самого верха корпуса 1, а в шашке 3 имеется дополнительная коаксиальная труба 7.

На фиг.3 показан двигатель с реактивными соплами 6 в передней части корпуса.

Все двигатели имеют поперечную перегородку 10, снабженную теплоизоляцией. Причем желательно, чтобы рабочая температура шашки «А» (обозначение - 2) была меньше, чем шашки Б (обозначение - 3). Это исключит перегрев шашки Б проходящими по продольной трубе газами.

Желательно так подбирать проходные сечения трубы 4 и входы в камеру сгорания, чтобы давление в обеих шашках было одинаковым, чтобы не предъявлять к перегородке повышенных механических требований. На фиг.2,3 перегородку 10 целесообразно сделать вогнутой, чтобы лучше держала вес непрочного пирозаряда.

Работают двигатели так: одновременно воспламеняются две или все (если их больше двух) шашки, они начинают генерировать газообразные или взвесеобразные горючее и окислитель. Газы поступают в камеру сгорания (а на фиг.1 предварительно еще и охлаждают ее), где и сгорают, образуя высокотемпературное пламя и реактивную струю.

Кстати, состав шашек может быть очень похожим. Например, берется за основу реакция:

4 Ве+NH4N(NO2)2=4ВеО+2Н2+2N2.

Но в одной шашке имеется избыток мелкодисперсного бериллия, а в другой - избыток динитрамида аммония (допустим, в одной шашке 70% всего бериллия и 30% всего динитрамида аммония, а в другой - наоборот).

1. Ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, реактивное сопло, две или более пиротехнические газогенераторные шашки, одна/одни из которых вырабатывает газообразное, парообразное или в виде взвеси горючее вещество, а другая/другие - вещество-окислитель (далее «окислитель»), отличающийся тем, что один из газообразных компонентов направлен в рубашку охлаждения камеры сгорания и, тем самым, используется для ее охлаждения, или два компонента направлены в разные отсеки рубашки охлаждения.

2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что шашки могут быть расположены продольно, поперечно, коаксиально или в разных местах летательного аппарата.

3. Ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, реактивное сопло, две пиротехнические газогенераторные шашки, одна из которых вырабатывает газообразное, парообразное или в виде взвеси горючее вещество, а другая - вещество-окислитель, отличающийся тем, что две шашки одинакового диаметра конструктивно представляют собой трубу (далее «корпус»), с одной стороны которой - камера сгорания, а с другой - торец, причем корпус разделен поперечной перегородкой с продольной трубой, входящей в камеру сгорания или в рубашку охлаждения.

4. Двигатель по п.3, отличающийся тем, что для полноты использования объема двигателя продольная труба заполнена пиросоставом с увеличенной скоростью горения так, что производительность (кг/сек. горючего или окислителя) горения в трубе равна производительности шашки с трубой, причем для перехода от горения в продольной трубе к горению по торцу шашки без уменьшения производительности горения, на месте их соединения имеется звездообразная или дискообразная конфигурация быстрогорящего топлива.

5. Двигатель по п.3, отличающийся тем, что направленные назад реактивные сопла расположены в передней части двигателя.

Похожие патенты:

Реактивный двигатель // 2509909

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.

Твердотопливный газогенератор для катапультного устройства ракеты // 2497005

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.

Горючее ракетное топливо (варианты) и способ его приготовления // 2486230

Изобретение относится к горючему жидкому ракетному топливу, представляющему собой раствор диацетилена в форамиде в соотношении 83,135% - 30% диацетилена и 16,865% - 70% формамида.

Ракетный двигатель староверова - 3 (варианты) // 2482313

Изобретение относится к ракетным двигателям жидкого и твердого топлива. .

Твердотопливный газогенератор // 2468237

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

Ракетный двигатель твердого топлива // 2449155

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

Ракетный двигатель твердого топлива // 2435061

Устройство для исследования подводного горения унитарных твердых топлив в поле центробежных сил // 2431080

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.

Бескорпусный двигатель с самоподачей // 2431052

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

Устройство для исследования подводного горения унитарных твердых топлив при перегрузках // 2425283

Изобретение относится к области ракетной техники. .

Ракетный двигатель староверова-10 // 2521429

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 староверова-8 /варианты/ и способ его вертикального старта /варианты/ // 2524793

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 староверова (варианты) // 2544104

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.

Твердотопливный ракетный двигатель // 2554685

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.

Ракетный двигатель твёрдого топлива // 2558488

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 староверова -9 /варианты/ // 2570910

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 староверова - 2 /варианты/ // 2570911

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 староверова-6 /варианты/ // 2570913

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.

Топливо для гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя // 2584947

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.

Ракетный двигатель староверова - 4 /варианты/ // 2586211

Ракетный двигатель содержит камеру сгорания с соплом, в которую под давлением подается газообразный, или жидкий, или расплавленный гидрид и вода или антифриз на основе воды, или водяной пар. В камеру сгорания подается расплавленного гидрида бериллия 37,93±20% и воды 62,07±20%. В другом варианте ракетный двигатель содержит корпус с реактивным соплом. В корпусе находится гидрид или смесь гидридов и вещества или смесь веществ, содержащие воду в связанном состоянии. В качестве веществ, содержащих воду в связанном состоянии, используют квасцы, или силикагель, или буру, или сульфат магния, или хлорид кальция. Группа изобретений позволяет повысить удельный импульс ракетного двигателя. 2 н. и 3 з.п. ф-лы.