Ракетный двигатель староверова-10



 

F02K99/00 - Реактивные двигательные установки (размещение и крепление реактивных двигательных установок на наземных транспортных средствах или транспортных средствах вообще B60K; размещение и крепление реактивных двигательных установок на судах B63H; управление положением в пространстве, направлением и высотой полета летательного аппарата B64C; размещение и крепление реактивных двигательных установок на летательных аппаратах B64D; установки, в которых энергия рабочего тела распределяется между реактивными движителями и движителями иного типа, например воздушными винтами F02B,F02C; конструктивные элементы реактивных двигателей, общие с газотурбинными установками, воздухозаборники и управление топливоподачей в воздушно-реактивных двигателях F02C)

Владельцы патента RU 2521429:

Староверов Николай Евгеньевич (RU)

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.

 

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 окисления горючего окислителем. Очень часто эти компоненты жидкого или твердого ракетного топлива содержат связанный азот. Например, окислители: азотная кислота, нитрат аммония, перхлорат аммония, нитроформ, тетранитрометан и т.п. Или, например, горючее: гидразин, несимметричный диметилгидразин, аммиак, нитрометан и т.п. При протекании окислительно-восстановительной реакции азот, как правило, выделяется в свободном виде. Однако можно увеличить тепловыделение топлива, если в ракетное топливо добавить бор или его соединения.

Такими соединениями могут быть диборан, тетраборан, боргидрид бериллия, карбид бора, бориды металлов и т.п.

Данный двигатель содержит в жидком или твердом виде окислитель и горючее, содержащий/содержащие связанный азот, и отличающийся тем, что в состав топлива добавлен мелкодисперсный (желательно - наноразмера) бор и/или его соединения в соотношении атомов примерно 1:1 с отклонением ±20%. Отклонения возможны потому, что не всегда возможен и целесообразен баланс реакции и по кислороду, и по азоту.

При температуре 800-1200°С происходит реакция образования нитрида бора:

В+N=ВN+252,6 кДж

То есть на единицу добавленного бора получается добавочное тепловыделение 23,37 кДж/г. Такая реакция улучшит тепловыделение любого топлива, особенно твердого. Желательно не допускать непосредственного участия бора в окислительно-восстановительной реакции. Хотя удельное тепловыделение этой реакции с образованием оксида бора В2O3 достаточно большое -18,01 кДж/г, но все же хуже, чем у лучших ракетных топлив, например чем у бериллия, лития или их гидридов, а образовавшийся продукт - твердый (температура плавления 290, а температура кипения 2100°С).

Впрочем в присутствии восстановителя (сажа, водород) азот будет реагировать и с оксидом бора с образованием нитрида. Для этого желательно иметь некоторый коэффициент избытка горючего по отношению к окислителю.

ПРИМЕР 1. Жидкостные варианты

В двухкомпонентное ракетное топливо «гидразин - азотная кислота» добавлен диборан для реакции с азотом. Сначала рассмотрим реакцию неполного окисления водорода.

N 2 H 4 + 2 H N O 3 + 2 B 2 H 6 = 4 B N + 6 H 2 O + 3 H 2 + 2462,3 к Д ж ( 1 )

Удельное тепловыделение этой реакции 11,54 кДж/г. Для сравнения рассмотрим реакцию полного окисления водорода:

3 N 2 H 4 + 12 H N O 3 + 8 B 2 H 6 = 16 B N + 36 H 2 O + N 2 + 12633,3 к Д ж ( 2 )

Удельное тепловыделение этой реакции незначительно больше -11,77 кДж/г. Если к последней реакции добавить в виде суспензии в диборане два атома бора, получится:

3 N 2 H 4 + 12 H N O 3 + 8 B 2 H 6 + 2 B = 16 B N + 36 H 2 O + 2 B N + 13256,4 к Д ж ( 3 )

То есть тепловыделение получится 12,00 кДж/г - несколько лучше. Того же эффекта можно добиться, применив смесь диборана и тетраборана или изменив соотношение диборана и гидразина, чтобы обеспечить совпадение баланса и по кислороду-водороду, и по азоту-бору.

Из этих трех реакций, несмотря на меньшее тепловыделение, предпочтительнее первая, так как в выхлопных газах будет много водорода, что повысит скорость звука в газе. А это, в свою очередь, уменьшит габариты и вес конфузора (расширяющейся части) сопла и снизит теплонапряженность двигателя.

Возможна подобная реакция с тетрабораном вместо диборана. Ее удельное тепловыделение чуть меньше, но тетраборан удобнее в хранении. В азотной кислоте может быть растворена пятиокись азота. И тогда реакция с ней будет:

3 N 3 H 4 + 6 N 2 O 5 + 8 B 2 H 6 = 16 B N + 30 H 2 O + N 2 + 12751,2 к Д ж ( 4 )

То есть удельное тепловыделение будет 13,20 кДж/г. Естественно, что следует растворить в кислоте как можно больше пятиокиси азота (зависит от температуры хранения). А если, как в предыдущей реакции, добавить два атома бора, то удельное тепло выделение увеличится до 13,42 кДж/г. Того же результата можно добиться, изменив соотношение «гидразин-диборан», например, при коэффициентах реакции 4:10:14 балансы и по кислороду, и по бору сойдутся, а при коэффициентах 9:24:34 бора будет даже небольшой избыток. Возможна и наоборот - реакция по типу первой - с остаточным количеством водорода в выхлопных газах, например при коэффициентах реакции 1:1:2 баланс по бору сойдется, а водорода будет избыток 3 молекулы. Удельное тепловыделение этой реакции будет 12,70 кДж/г.

В азотной кислоте также может быть растворен тетранитрометан. Но его тепловыделение в подобной реакции значительно хуже, чем у пятиокиси азота, и равно примерно 11,80 кДж/г (так как в этой реакции один окислитель и три «топлива», то тепловыделение зависит от пропорции).

Аналогичное увеличение тепловыделения будет достигнуто и при применении в качестве горючего несимметричного диметилгидразина.

Представляет интерес двухкомпонентное топливо «тетранитрометан - диборан»:

C ( N O 2 ) 4 + 2 B 2 H 6 = 4 B N + C O 2 + 6 H 2 O + 3217,7 к Д ж ( 5 )

Удельное тепловыделение 12,8 кДж/г.

Для сравнения рассмотрим эффект «нитридизации» при использовании углеводородного топлива. Рассмотрим топливо тройного состава «этилен - пятиокись азота - диборан».

C 2 H 4 + 3 N 2 O 5 + 3 B 2 H 6 = 6 B N + 2 C O 2 + 11 H 2 O + 4871,4 к Д ж ( 6 )

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

Теоретически для таких двигателей надо три бака, но, возможно, бораны и гидразин хорошо взаимно растворяются и не реагируют при нормальных эксплуатационных температурах и их можно хранить в одном баке.

ПРИМЕР 2. Твердотопливные варианты

Рассмотрим твердое топливо тройного состава «полиэтилен - нитрат аммония (безводный) - бор». В качестве горючего-связующего взят полиэтилен, чтобы удобнее было сравнить эту реакцию с реакцией \6\.

C 2 H 4 + 6 N H 4 N O 3 + 12 B = 12 B N + 2 C O 2 = 14 H 2 O + 5591,4 к Д ж ( 7 )

Тепловыделение этой реакции 8,76 кДж/г, что неплохо для твердых топлив.

В состав некоторых полимеров входит азот. Рассмотрим реакцию с полиакрилонитрилом:

2 C 3 H 3 N + 15 N H 4 N O 3 + 32 B = 6 C O 2 + 33 H 2 O + 32 B N + 14241,1 к Д ж ( 8 )

То есть удельное тепловыделение 8,615 кДж/г. Примерно такое же тепловыделение имеет реакция со стиролом. То есть для горючего-связующего можно использовать сополимеры стирола и полиакрилонитрила. Схожее тепловыделение дадут полиуретан, полиметилметакрилат, полиэфирные и эпоксидные смолы.

Разумеется, значительно лучшее тепловыделение будет, если в качестве горючего использовать боргидрид бериллия:

B e ( B H 4 ) 2 + 5 N H 4 N O 3 + 8 B = B e O + 14 H 2 O + 10 B N + 5316,6 к Д ж ( 9 )

Тепловыделение будет 10,37 кДж/г. Однако более интересна реакция с выделением водорода:

B e ( B H 4 ) 2 + N H 4 N O 3 = B e O + 2 H 2 O + 2 B N + 4 H 2 + 1327,5 к Д ж ( 10 )

Удельное тепловыделение 11,27 кДж/г и большое количество водорода в выхлопных газах.

Из приведенных примеров видно, что удельное тепловыделение ракетного топлива, содержащего азот, при наличии бора или его соединений повышается. Нитрид азота не является ядовитым соединением, поэтому экологичность двигателей не пострадает.

1. Ракетный двигатель, использующий в жидком или твердом виде окислитель и горючее, причем окислитель и/или горючее содержит связанный азот, и окислитель и/или горючее содержит мелкодисперсный или связанный бор, отличающийся тем, что количество атомов бора и азота 1:1 с отклонением ±20%.

2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что соединениями бора являются диборан, тетраборан, боргидрид бериллия, карбид бора, бориды металлов.

3. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что имеет избыток горючего по отношению к окислителю.

4. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что топливом для него является смесь гидразина, азотной кислоты, пятиокиси азота и диборана.

5. Двигатель по п.4, отличающийся тем, что в него дополнительно подается бор в виде суспензии в диборане.

6. Двигатель по п.4, отличающийся тем, что в него дополнительно подается тетраборан в виде раствора в диборане.

7. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что в качестве топлива используется смесь сополимеров стирола и полиакрилонитрила, нитрата аммония и мелкодисперсного бора.

8. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что в качестве топлива имеет смесь боргидрида бериллия и нитрата аммония.

9. Двигатель по п.8, отличающийся тем, что в качестве топлива имеет смесь боргидрида бериллия и нитрата аммония (безводного) в соотношении молекул 1:1.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в качестве корректирующей двигательной установки космического аппарата. Жидкостно-газовый реактивный двигатель (ЖГРД) содержит бак, заполненный жидким рабочим телом - водой, с выходным отверстием в крышке, камеру и реактивное сопло.

Устройство для подачи пылеобразного рабочего тела в электроракетный двигатель относится к области электрических ракетных двигателей (ЭРД), в которых используют пыль в качестве рабочего тела для создания тяги.

Микроэлектромеханический ракетный двигатель предназначен для использования в составе космических разгонных блоков, наноспутников. Микроэлетромеханический ракетный двигатель выполнен в виде структуры из полупроводниковых кристаллов кремния, расположенных один над другим, в одном из которых выполнена камера сгорания с топливным элементом, и содержит блок поджига топлива с металлическими проводниками.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигательных и энергетических установках перспективных средств межорбитальной транспортировки, предназначенных для доставки космических аппаратов на различные высокоэнергетические орбиты и отлетные от Земли траектории.

Изобретение относится к двигателям, используемым в составе имитаторов боевых средств тренажеров для обучения и тренировки операторов переносных зенитных ракетных комплексов.
Изобретение относится к ракетным двигателям жидкого и твердого топлива. .

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к ракетам для межзведных перелетов с жидкостным ракетным двигателем, выполненным по закрытой схеме, с дожиганием газогенераторного газа, и к средствам управления ракетой по крену, и предназначено для управления вектором тяги двигателя и ракетой по тангажу, рысканию и крену.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. .

Изобретение относится к космической технике, в частности к реактивным двигателям, преобразующим тепловую энергию источника тепла в энергию газовой струи, создающей реактивную тягу двигателя.

Изобретение относится к устройствам соединения газоводов. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД), разгонным блокам и могут быть использованы при запуске двигательных установок (ДУ), когда остатки запасов жидкого топлива малы и не превышают 3% от начальной заправки.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для отделяющихся частей (ОЧ) ступеней ракет космического назначения (РКН) для увода на орбиты утилизации или в указанные районы падения.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД). Способ подачи компонентов топлива в камеру трехкомпонентного жидкостного ракетного двигателя, преимущественно, кислородно-керосинового-водородного, заключающийся в подаче указанных компонентов в камеру через коаксиальные соосно-струйные форсунки, содержащие полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость горючего с зоной горения, расположенные в смесительной головке по концентрическим окружностям и образующие центральную и периферийную зоны, при этом на режиме первой ступени кислород в полость камеры сгорания подают через полый наконечник с развитой выходной поверхностью коаксиальной соосно-струйной форсунки, водород - через профилированный зазор между наконечником и втулкой указанной форсунки, керосин - через каналы, которые выполняют во втулке, при этом выходная часть упомянутых каналов открывается в полость камеры сгорания, а входная - соединяется с полостью блока керосина; на режиме второй и последующих ступеней кислород в полость камеры сгорания подают через полый наконечник с развитой выходной поверхностью коаксиальной соосно-струйной форсунки, а водород - через профилированный зазор между наконечником и втулкой указанной форсунки.

Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостный ракетный двигатель содержит газогенератор, турбонасосный агрегат, агрегаты питания и регулирования, камеру со смесительной головкой, включающей корпус, блок подачи окислителя, преимущественно кислорода, блок подачи основного горючего, блок подачи дополнительного горючего, блок огневого днища.

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно к устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива, и может быть использовано при разработке форсунок и смесительных головок жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Изобретение относится к области энергетических установок и может быть использовано при разработке форсунок и смесительных головок жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД). Жидкостный ракетный двигатель содержит газогенератор, турбонасосный агрегат, агрегаты питания и регулирования, камеру со смесительной головкой, включающей корпус, блок подачи окислителя, преимущественно кислорода, блок подачи основного горючего, блок подачи дополнительного горючего, блок огневого днища.

Изобретение относится к области энергетических установок и может быть использовано при разработке форсунок и смесительных головок жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно - к способам и устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива, и может быть использовано при разработке форсунок и смесительных головок жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании трехкомпонентных жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, например кислороде, водороде и керосине.

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.
Наверх