Ракетное топливо староверова - 14 (варианты)


 


Владельцы патента RU 2516825:

Староверов Николай Евгеньевич (RU)

Изобретение относится к ракетному топливу для ракетного двигателя. Ракетное топливо содержит горючее и окислитель. Варианты топлива содержат горючее и окислитель при следующих соотношениях компонентов: боргидрид бериллия - 35,26%+-10%, динитрамид аммония - 56,52%+-10%, бериллий - 8,22%+-5% или боргидрид лития - 36,45%+-10%, динитрамид аммония - 51,93%+-10%, литий - 11,62%+-5%,или боргидрид алюминия - 24,1%+-10%, динитрамид аммония - 58,84%+-10%, алюминий - 17,06%+-5%. Ракетный двигатель с этим топливом из газов выделяет только чистый водород. 3 н.п. ф-лы.

 

Изобретение относится к ракетным двигателям жидкого и твердого топлива.

Известны ракетные двигатели, см. например мой «Бескорпусный двигатель с самоподачей», пат. №2431052. Все существующие химические ракетные двигатели используют принцип высокотемпературного нагрева газа или газо-пылевого 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 650оС (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. Для этого двигатель должен вырабатывать чистый водород и твердые вещества. Подходящей химической реакцией для этого может быть тройная реакция боргидрида бериллия, бериллия и динитрамида аммония:

2Ве(ВН4)2+NH4N(NO2)2+2Ве=4 ВеО+4BN+10Н2

Соотношение компонентов: боргидрида бериллия - 35,26%+-10%, динитрамида аммония - 56,52%+-10%, бериллия - 8,22%+-5%.

Если траектория взлета проходит над населенными местами, то можно заменить бериллий и его токсичные соединения на литий или алюминий и их соединения.

4LiBH4+NH4N(NO2)2+4Li=4Li2O+4BN+10Н2

Хотя структура LiBH4 скорее всего будет Li2(BH4)2, поэтому предыдущую реакцию можно записать так:

2Li2(BH4)2+NH4N(NО2)2+4Li=4Li2О+4BN+10Н2

В любом случае соотношение компонентов: боргидрида лития - 36,45%+-10%, динитрамида аммония - 51,93%+-10%, лития - 11,62%+-5%.

Или возможна такая же реакция с алюминием:

4Al(ВН4)3+3NH4N(NO2)2+4Al=4Al2O3+12BN+3ОН2

Соотношение компонентов: боргидрида алюминия - 24,1%+-10%, динитрамида аммония - 58,84%+-10%, алюминия - 17,06%+-5%. Структура боргидрида алюминия возможна Al2(ВН4)6.

Возможна и реакция с полным или частичным окислением получившегося водорода.

1. Ракетное топливо, содержащее горючее и окислитель, отличающееся тем, что имеет топливо со следующим соотношением компонентов в мас%: боргидрид бериллия - 35,26%±10%, динитрамид аммония - 56,52%±10%, бериллий - 8,22%±5%.

2. Ракетное топливо, содержащее горючее и окислитель, отличающееся тем, что имеет топливо со следующим соотношением компонентов в мас%: боргидрид лития - 36,45%±10%, динитрамид аммония - 51,93%±10%, литий - 11,62%±5%.

3. Ракетное топливо, содержащее горючее и окислитель, отличающееся тем, что имеет топливо со следующим соотношением компонентов в мас%: боргидрид алюминия - 24,1%±10%, динитрамид аммония - 58,84%±10%, алюминий - 17,06%±5%.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетному топливу для ракетного двигателя. Ракетное топливо содержит горючее и окислитель.

Изобретение относится к ракетным топливам для жидкостных, твердотопливных и гибридных ракетных двигателей. Ракетное топливо содержит горючее, которое представляет собой боразин, и окислитель.

Способ относится к аэрокосмической технике и включает в себя управление вектором тяги реактивного двигателя, истекающий из камеры сгорания поток топлива вдоль сопла Лаваля, продольные парные электромагниты управления, установленные на внешней поверхности расширяющейся части сопла, МГД-генератор электрического тока, установленный в самом узком (критическом) сечении сопла, стабилизатор и выпрямитель электрического тока и систему управления летательного аппарата, управляющую электромагнитами.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях ракетных летательных аппаратов и ракетных двигателей. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в ЖРД. .

Изобретение относится к области энергетики, в частности к тепловым измерениям и измерениям расхода углероводородных горючих и теплоносителей. .
Изобретение относится к авиации и космонавтике. .

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно - к ракетному топливу для жидкостных ракетных двигателей. .

Изобретение относится к реактивным двигателям импульсного действия и применяется в авиа и ракетостроении. .

Изобретение относится к ракетному топливу для ракетного двигателя. Ракетное топливо содержит горючее и окислитель.
Изобретение относится к модификатору горения твердого, жидкого и газообразного топлива, в частности древесины, природного газа, угля, мазута и других углеводородов, в энергетических котлах, в закрытых или открытых камерах, характеризующемуся тем, что указанный модификатор содержит от 10 до 30 масс.% воды, от 20 до 80 масс.% по меньшей мере одного алифатического спирта, от 5 до 15 масс.% карбамида или его производных, выбранных из алкилмочевины типа R1R2N(CO)NR1R2, где R1, R2 являются одинаковыми или различными и представляют собой С1-С6 алкильные группы, и от 5 до 15 масс.% моноацетилферроцена.

Изобретение относится к ракетным топливам для жидкостных, твердотопливных и гибридных ракетных двигателей. Ракетное топливо содержит горючее, которое представляет собой боразин, и окислитель.

Настоящее изобретение относится к жидкой топливной композиции, содержащей бензин, пригодный для использования в двигателе внутреннего сгорания с искровым зажиганием; и одно или более солевых производных амидов поли(гидроксикарбоновых кислот), имеющих формулу (III): [Y-CO[O-A-CO]n-Zr-R+]mpXq-, где Y обозначает водород или необязательно замещенную гидрокарбильную группу, А обозначает двухвалентную необязательно замещенную гидрокарбильную группу, n равно от 1 до 100, m равно от 1 до 4, q равно от 1 до 4 и р есть целое число при условии, что pq=m; Z обозначает необязательно замещенную двухвалентную мостиковую группу, которая соединена с карбонильной группой через атом азота, r равно 0 или 1, R+ обозначает аммониевую группу и Хq- обозначает анион.
Изобретение относится к многофункциональной добавке к автомобильному бензину, характеризующейся тем, что включает многофункциональную присадку с моющими и антикоррозионными свойствами - 1,0-10,0% масс., стабилизатор цвета пиперазинэтанамин - 0,005-0,3% масс., углеводородную фракцию с температурой кипения внутри интервала температур от 30°C до 330°C - 20-50% масс.
Изобретение относится к обработке нефти путем введения в нее депрессорной присадки и может быть использовано при перекачке высокозастывающих парафинистых нефтей.

Изобретение относится к нефтехимической и химической промышленности. Описан способ получения противотурбулентной присадки с рециклом мономеров, способ получения противотурбулентной присадки, способ получения высших поли-α-олефинов для этих способов и противотурбулентная присадка на их основе.

Изобретение относится к способу получения присадки к жидкому топливу, содержащему введение природного алюмосиликата в остаточный нефтепродукт, введение воды, перемешивание, при этом в качестве природного алюмосиликата используют слюду, преимущественно измельченный вермикулит, который подвергают обжигу с последующей последовательной многократной выдержкой в растворах карбоновых кислот сильной концентрации, преимущественно муравьиной и уксусной, неорганической сильной кислоты сильной концентрации, после выдержки слюды в кислотах осуществляют фильтрацию слюды от используемых кислот, полученный остаток обработанной слюды после последней выдержки в кислоте нейтрализуют, к полученной слюде дополнительно вносят тонко измельченные оливинит, водоросли и кальцийсодержащий природный компонент, которые берут в следующем количестве: оливинит 5-20 мас.%, водоросли 10-20 мас.%, кальцийсодержащий компонент 5-15 мас.% от исходного количества вермикулита, полученную композицию компонентов заливают водой, которую затем испаряют до получения влажной композиционной смеси, последнюю смешивают с остаточным нефтепродуктом, в качестве которого используют керосин, в соотношении 1:5, выдерживают, затем диспергируют.

Изобретение относится к котельному топливу, содержащему тяжелую нефтяную фракцию и стабилизатор, в качестве которого используют отход производства растительных масел - карбоксилат натрия, при следующем соотношении компонентов, % масс.: карбоксилат натрия 20-30 тяжелая нефтяная фракция - остальное.
Изобретение относится к топливной композиции, состоящей из легкого вакуумного погона мазута с температурой выкипания 96 об.% до 400°С, негидроочищенного легкого газойля каталитического крекинга, 8-оксихинолина, диспергирующей присадки С-40 и гидроочищенного дизельного топлива.

Изобретение относится к ракетному топливу для ракетного двигателя. Ракетное топливо содержит горючее и окислитель.
Наверх