Конический ракетный двигатель староверова-8 /варианты/ и способ его вертикального старта /варианты/



Конический ракетный двигатель староверова-8 /варианты/ и способ его вертикального старта /варианты/
Конический ракетный двигатель староверова-8 /варианты/ и способ его вертикального старта /варианты/

 

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 2524793:

Староверов Николай Евгеньевич (RU)

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.

 

Изобретение относится к бессопловым ракетным двигателям торцевого горения и пригодно для всех видов ракет - от малокалиберных неуправляемых до стратегических и космических ракет. А также для фейерверков.

Известны бессопловые двигатели с канальным и торцевым горением, но они обладают низким удельным импульсом, так как в них невозможно обеспечить эффективное расширение образующихся газов. Известен «Бескорпусный двигатель» пат. №2398125, в котором для получения нужной достаточно высокой линейной скорости горения топлива шашка имеет продольные отверстия на всю длину, заполненные смесью на основе черного пороха. Для повышения прочности шашки она имеет продольное армирование высокомодульными волокнами.

Однако те же самые технические решения могут обеспечить получение в задней части шашки формы в виде расширяющегося конуса, обеспечивающего расширение образующихся газов с эффективностью настоящего реактивного сопла.

Итак, данный двигатель содержит шашку твердого ракетного топлива, имеющую один или несколько продольных каналов на всю длину шашки, заполненный (заполненные) более быстро горящим топливом, чем основное топливо (далее «лидер-топливо», а заполненный им канал - «лидер-заряд»).

Таким более быстро горящим топливом может быть смесь на основе черного пороха. Причем для изменения скорости горения этой смеси она может частично содержать нитрат аммония (безводный) вместо нитрата калия (например, 50:50%). Или может содержать мелкодисперсные взрывчатые вещества малобризантного действия (например, тринитро-м-ксилол). Для уменьшения скорости горения смесь может содержать балластные горючие или негорючие вещества, например гексаметилентетрамин.

К основному топливу предъявляется требование достаточной прочности. Основным топливом могут быть существующие твердые топлива, например перхлорат аммония или динитрамид аммония в полимеризованном эфире метакриловой кислоты (в плексигласе), в полиуретане и т.п.

При этом в процессе горения шашки точка фронта горения быстрогорящей смеси будет опережать процесс горения основного топлива и будет как бы вершиной конуса, обращенного раструбом назад (все направления даны относительно направления полета). То есть, если упомянутый канал один, то образуется расширяющееся реактивное сопло, состоящее из материала шашки, то есть из топлива.

При этом, чтобы края такого сопла не обламывались от перепада давления изнутри и снаружи (хотя этот перепад на срезе сопла невелик или даже отсутствует, если давление на срезе выбирается равным атмосферному), наружная поверхность шашки может быть армирована высокомодульными волокнами. Модуль волокон должен быть больше модуля материала топлива, чтобы именно они воспринимали на себя растягивающую нагрузку. Но в отличие от прототипа волокна должны быть ориентированы в основном поперечно оси шашки. Или и поперечно, и продольно. Или диагонально (то есть по объемной спирали) в разных направлениях.

Чтобы волокна не болтались за соплом по мере сгорания шашки, они должны быть или легкоплавкими (синтетические высокопрочные высокомодульные волокна типа «3айлон», «Дайнима» «Спектра», «Вектран», легкоплавкие сорта стекловолокна), или сгораемыми (те же синтетические волокна, углеволокно, сгораемые металлы, например, из алюминиево-магниевого сплава).

Или в качестве армирования шашка может быть заключена в тонкостенную трубу из этих материалов.

Если каналов несколько, то они должны быть расположены достаточно равномерно по ее поперечному сечению, например в сотовом порядке, квадратами, а лучше - кругами. При этом в задней части шашки образуется не одно, а несколько расширяющихся сопел, то есть задний торец шашки будет иметь многоконусную форму. Такой же форма торца должна быть и изначально при зажигании шашки. При этом уменьшится время нахождения горящих компонентов топлива в зоне реакции, однако это, как показывает опыт ракетомоделирования, не существенно - хорошо летают даже микромодели ракет величиной с полспички.

Такая форма лучше позволяет использовать шашку до самого конца, когда конус горения становится усеченным конусом при приближении к переднему торцу шашки. А эффективность многоконусного сопла такая же, как и одноконусного.

Сопло такого двигателя вследствие некоторой неточности изготовления или неравномерности горения может несколько перекоситься в процессе горения, поэтому для неуправляемых ракет с таким двигателем особенно актуальна стабилизация вращением. Особенно это актуально еще и потому, что на ракете с таким двигателем трудно установить задние аэродинамические стабилизаторы - их не к чему крепить.

Однако их можно установить на скользящей обойме. Обойма при этом может сдвигаться вперед по мере обгорания шашки сама, за счет наличия расширяющегося конического участка сзади - этот участок будет частью расширяющегося сопла и будет создавать тягу, направленную вперед, аналогично изобретению «Бескорпусный двигатель с самоподачей», пат. №2431052. Или обойма может сдвигаться вперед с помощью нити, соединенной с принудительным приводом, например с турбинкой, находящейся в потоке газов или в потоке воздуха (аналогично изобретению пат. №2398125).

Особенно целесообразно применение таких легких и дешевых двигателей в ракетах систем залпового огня, которые принудительно стабилизируются вращением.

Для начала вращения может быть также использована реактивная сила самой шашки. Для этого в шашке должно быть несколько каналов (как минимум 2, оптимально - 6 и более), причем по всей длине или в задней части шашки каналы на периферии (то есть везде, кроме как по продольной оси) спиральные или наклонные в одну сторону. Спиральные каналы эффективнее, но наклонные - прямолинейные, и поэтому проще в изготовлении. По всей длине шашки трудно сделать наклонные или спиральные каналы, поэтому для приобретения нужной скорости вращения достаточно, если такие каналы будут только в задней части шашки. Эта задняя часть может изготавливаться отдельно и приклеиваться к основной шашке с соблюдением совпадения каналов.

Такие каналы образуют несколько наклонных к продольной оси шашки реактивных сопел (они должны быть отформованы на шашке и изначально), которые при старте ракеты будут закручивать ее.

Но такой двигатель может быть применен и в управляемой ракете, в которой стабилизация полета осуществляется системой ее управления, например в ракетах «воздух-воздух», «земля-воздух», «воздух-земля», в ракетах среднего радиуса действия, в универсальных ракетах, аналогичных ракете «Стандарт-3М». Правда, устойчивый полет такой ракеты без вращения и без стабилизаторов возможен при применении только одной аэродинамической схемы - «Флюгерная утка» по пат.№2410286. Или же с применением газодинамического управления. Самостабилизация при этом будет осуществляться за счет того, что топливо, как правило, легче полезной нагрузки (если та хорошо скомпонована), и поэтому центр тяжести будет находиться впереди аэродинамического фокуса.

Следует отметить особенность технологии изготовления такого двигателя: каналы могут быть просверлены или отлиты, а затем заполнены быстрогорящей смесью. Но возможен и другой вариант - участки с быстрогорящей смесью изготавливаются заранее в виде фитилей (например, нитрованная хлопчатобумажная бечевка, пропитанная затем составом черного пороха). Эти фитили натягиваются между передним и задним торцами (смазать их отливочные формы разделительной смазкой), торцы помещаются в трубу, допустим, из зайлона, и в образовавшуюся полость в вертикальном положении заливается пиротехническая смесь твердого топлива в виде эпоксидной, полиэфирной или другой смолы с добавлением перхлората. Если будет применен плексиглас, то его термическая полимеризация невозможна, необходимо применить радиационную полимеризацию.

Правда, этот двигатель нуждается в точном подборе скорости горения топлива, точнее - двух топлив. Если в обычном твердотопливном двигателе, зная скорость горения какого-то топлива при данном давлении, подбирается нужный диаметр сопла, то в этом двигателе надо делать наоборот - зная диаметр среза сопла, ПОДБИРАТЬ СКОРОСТЬ ГОРЕНИЯ основного топлива и лидер-топлива. Зато каков выигрыш - нет ни корпуса, ни сопла, не нужно ступенирование!

Чтобы убедиться в работоспособности и эффективности такого двигателя, сравним его с обычным ракетным твердотопливным двигателем (РДТТ) с одинаковым удельным тепловыделением топлива, с одинаковой площадью среза сопла и с одинаковым давлением на срезе сопла. Допустим, в РДТТ в секунду сгорает масса топлива «М». Подбираем скорость горения основного топлива и лидер-топлива данного двигателя так, чтобы конусность фронта горения составляла 10-15 градусов на сторону (примерно как в настоящем реактивном сопле) и чтобы при этом на получившейся конусной поверхности сгорало «М» топлива в секунду. То есть расход топлива одинаковый. Удельное тепловыделение топлива и давление на срезе сопла также одинаковые, следовательно, одинаковой будет и температура газов. Если расход газа через срез сопла и параметры газа одинаковы, то значит одинакова и скорость истечения газа. То есть работа данного двигателя полностью идентична работе обычного РДТТ.

Но для достижения большой конечной скорости полезной нагрузки применение цилиндрического двигателя затруднительно - или длина ракеты будет слишком большой и нарушится прочностная устойчивость (двигатель сломается пополам), или в конце работы двигателя слишком большой его диаметр приведет к чрезвычайно высоким перегрузкам полезной нагрузки, которую она может не выдержать.

ВАРИАНТ 1. Шашка двигателя имеет вид усеченного конуса с меньшим диаметром в передней части, в шашке имеется один или несколько каналов, заполненных более быстро горящим топливом, а если каналов несколько, то они расположены в шашке параллельно или в направлении вершины конуса, причем параллельные каналы обрываются от поверхности шашки на расстоянии, равном или большем половине расстояния между соседними каналами (чтобы стенка сопла не прогорела раньше, чем до нее дойдет конусный фронт горения).

Такой двигатель свободен от указанного недостатка цилиндрического двигателя - на старте тяга двигателя может превышать конечную тягу в несколько раз и даже на несколько порядков.

Однако одноканальный (с одноконусным фронтом горения) двигатель имеет некоторые преимущества перед многоканальным: исключено опережение или отставание горения лидер-топлива в одном из каналов, лучше форма края сопла (в многоканальном двигателе она как бы зубчатая, что, однако, не ухудшает его работы, если давление на срезе сопла выбрано правильно).

Конический двигатель, как и цилиндрический, может иметь в задней части шашки несколько наклонно расположенных каналов для закрутки двигателя с целью самостабилизации.

ВАРИАНТ 2. Однако космические запуски имеют одну особенность - противодавление за соплом (атмосферное давление) быстро уменьшается от 100% до 0. Поэтому в процессе горения двигателя имеет смысл на каком-то участке полета плавно уменьшать давление на срезе сопла. Для этого можно плавно уменьшать площадь или скорость горения топлива.

В частности, можно уменьшать скорость горения лидер-топлива. В этом случае конус фронта горения становится более тупым, и площадь его уменьшается. Однако при этом уменьшается и конусность сопла, что несколько ухудшает его к.п.д. (желательно иметь угол конусности на сторону 10-15 градусов).

ВАРИАНТ 3. Поэтому лучше уменьшать одновременно (не обязательно пропорционально) и скорость горения лидер-топлива, и скорость горения основного топлива. Желательно, чтобы линия раздела основного топлива с разной скоростью горения повторяла форму конуса, который сформировался в результате горения.

Если скорости горения обоих топлив уменьшены пропорционально, то угол конусности конусного фронта горения останется постоянным, но газопроизводительность двигателя уменьшится. Таких участков в двигателе может быть несколько.

ВАРИАНТ 4. Можно уменьшать только площадь горения. Для этого в задней части двигателя заранее делается центральное конусное углубление, на котором в свою очередь делается еще несколько конусных углублений со своими лидер-зарядами, обрывающимися на заданном расстоянии от заднего конца двигателя, причем на разном расстоянии.

Работает этот вариант так. Сначала поверхность горения максимальна, но по мере окончания канала лидер-зарядов (всех или группами) поверхность горения перестраивается в форму, все более приближающуюся к одному центральному конусу, площадь которого меньше. Газопроизводительность двигателя уменьшается.

У этого варианта есть, правда, один недостаток - форма среза сопла будет несколько отличаться от идеально круглой. Поэтому лучше использовать вариант 3.

ВАРИАНТ 5. Как указывалось выше, в процессе работы двигателя желательно использовать один центральный лидер-заряд. Но в тот момент, когда его горение достигнет переднего торца двигателя, конус горения становится усеченным и газопроизводительность двигателя при почти постоянной площади среза сопла (на самом деле у конического двигателя она чуть-чуть уменьшится) начнет постепенно падать. И хотя в вакууме это не сильно уменьшит к.п.д. двигателя (давление на срезе сопла равно нулю), все же желательно перестроить фронт горения из одноконусного в многоконусный. Или, например, из 7-конусного в 19-конусный. Это уменьшит количество топлива, работающего с неоптимальным режимом истечения.

Для этого в передней части двигателя с одним центральным каналом находятся еще несколько дополнительных 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 (от скорости горения лидер-зарядов меняется угол конусности фронта горения и, следовательно, его площадь и газопроизводительность).

Каналы могут быть расположены от переднего торца двигателя до воображаемой поверхности конуса, которую примет фронт одноконусного горения в этой части двигателя. Но могут быть и расположены и до другой поверхности, и до плоскости, перпендикулярной продольной оси двигателя. Главное, чтобы соблюдались указанные выше два условия.

Важное значение имеет расстояние от переднего торца двигателя до вершины конуса фронта горения, на котором начинается перестроение фронта горения из одноконусного в многоконусный. Если оно будет слишком маленьким, например меньше диаметра переднего торца, то может потребоваться уменьшение скорости горения основного топлива, причем возможно слоями. Иначе не удастся соблюсти второе условие - постоянство газовыделения на единицу площади среза сопла. Оптимальным расстоянием можно считать примерно 3-4 диаметра переднего торца.

Так как все каналы, в том числе и центральный, должны догореть к переднему торцу двигателя одновременно, то скорость горения лидер-топлива в центральном канале должна уменьшиться, причем настолько, что возможно он станет ненужным. Скорости горения в периферийных каналах должны возрастать по мере расположения канала ближе к поверхности двигателя.

ВАРИАНТ 6. Есть и другой вариант - сделать переднюю боковую часть двигателя из основного топлива с большей скоростью горения. Возможны несколько конусных слоев. В вакууме такой вариант будет работать достаточно хорошо.

ВАРИАНТ 7. Для пуска двигателя из вертикального положения (см. ниже) может потребоваться поставить двигатель на задний торец. Чтобы это было возможно по соображениям прочности, изначально выполненная на заднем торце двигателя коническая выемка (выемки) занимает не всю поверхность заднего торца. Выемка, как правило, должна выполняться в центре, а на краях заднего торца двигатель может стоять. Площадь выемки должна быть такой, чтобы тяга двигателя превышала вес ракеты в 1,5-2 раза.

При этом для увеличения начальной тяги конусная выемка может иметь в основании форму звезды. Тогда поверхность горения при тех же габаритах конусной выемки будет больше.

ВАРИАНТ 8. Для придания получившемуся в теле шашки реактивному соплу формы, напоминающей половину эллипсоида вращения, скорость горения основного топлива может непрерывно (это технологически затруднительно) или слоями уменьшаться на периферии (достаточно двух слоев - в центральной части основного топлива повышенная скорость горения, а наружные 10-15% конусной поверхности двигателя имеют пониженную скорость горения). Тогда форма фронта горения будет представлять собой сочетание двух конусов: у поверхности - более острый конус, а в центральной части - более тупой.

Этот вариант может использоваться и для цилиндрического двигателя.

ВАРИАНТ 9. Для вертикального старта такого двигателя могут быть порознь или вместе применены два способа.

Возможен способ вертикального старта конического ракетного двигателя, состоящий в том, что задним торцом, имеющим на части своей поверхности коническую выемку, двигатель ставится на горизонтальную поверхность, имеющую эластичное покрытие и отверстие в центре.

Эластичное покрытие нужно для того, чтобы компенсировать неровности заднего торца двигателя и горизонтальной поверхности и избежать тем самым местного разрушения материала шашки.

Причем эта горизонтальная поверхность может принудительно вращаться для стабилизации ракеты вращением. Это полезно еще и для того, чтобы двигатель равномерно прогревался солнцем, иначе длинный и тонкий двигатель может покоробиться. Разумеется, двигатель посередине поддерживается пневмоколесами.

Или для закрутки ракеты в полете на шашке могут иметься тангенциально наклонные ракетные двигатели, крепящиеся порознь или на общей эластичной обойме (для одновременности отделения), управляемо отделяющиеся после окончания их работы. Следует избежать соблазна расположить двигатели наклонно вверх более, чем на несколько градусов (это дает одновременно и подъемную силу), так как большая вертикальная составляющая тяги может сорвать эластичное крепление двигателей, и они просто улетят вбок или вверх.

ВАРИАНТ 10. Или возможен способ вертикального старта конического ракетного двигателя, состоящий в том, что двигатель до старта удерживается в вертикальном положении множеством эластичных присосок, расположенных по его внешней поверхности.

Общая поверхность присосок должна быть такой, чтобы они выдерживали касательное усилие от веса ракеты. Чтобы избежать местного перенапряжения в поверхностном слое двигателя, присоски не следует делать слишком большими. Давление в присосках также не следует выбирать слишком маленьким, чтобы избежать вспучивания поверхностного слоя шашки двигателя. При старте присоски разгерметизируются и отводятся.

На фиг.1 показан данный двигатель по варианту 6 с одним каналом.

Двигатель состоит из шашки твердого ракетного топлива 1 в виде усеченного конуса. По оси шашки имеется канал 2 с пороховой смесью - «лидер-заряд». Снаружи шашка имеет армирующий слой в виде тонкостенной зайлоновой намотки 3 с эпоксидной смолой. Сзади имеется конусная выемка 4, занимающая примерно 20% площади заднего торца и образующая расширяющееся реактивное сопло.

Примерные размеры двигателя: высота 150 м, диаметр нижнего торца 10 м, диаметр верхнего торца 1 м.

Работает двигатель так. Топливо в канале 2 горит быстрее. И поэтому фронт горения основного топлива образуется в виде конуса, из которого, как из настоящего реактивного сопла, истекают со сверхзвуковой скоростью образующиеся газы (напомню, в этом двигателе скорость горения топлива подбирается к сечению среза сопла, а не наоборот, как обычно). Создается тяга.

Для управления полетом ракеты в головной части ее имеется топливный блок 5 и четыре ракетных двигателя 6 с управляемой тягой, ориентированные поперек или под углом, например, 45 градусов. Двигатели желательно применить жидкостные. Во-первых, они позволяют экономить топливо, если нужды в подруливании нет. А значит потом, повернув эти двигатели назад, можно использовать их для дополнительного разгона или для коррекции траектории. А во-вторых, они позволяют получить большую пиковую тягу в отличие от почти постоянной тяги твердотопливного двигателя.

Выше или, наоборот, ниже топливного блока (в зависимости от того, что тяжелее и прочнее) имеется полезная нагрузка 7.

На фиг.2 показана в сечении верхняя (передняя) часть двигателя: в ней, начиная с какой-то поверхности, которая показана пунктиром и в данном случае повторяет конус горения 8, в теле шашки двигателя 1 кроме центрального лидер-заряда 2 имеются еще четыре кольца дополнительных сходящихся каналов 9, заполненных разным, но более быстро горящим, чем основное топливо, топливом. Причем, начиная с точки «А», скорость горения лидер-заряда резко уменьшается, или он вообще кончается, а скорости горения в периферийных дополнительных каналах возрастают по мере удаления от центральной продольной оси. При этом должны выполняться два условия из пятого варианта: одновременное сгорание всех каналов и постоянное газовыделение на единицу площади среза сопла 8. Для этого может потребоваться другое основное топливо.

Работает эта часть двигателя так. Когда фронт горения доходит до поверхности, обозначенной пунктиром, загораются дополнительный каналы 9. Это может привести к быстрому росту поверхности горения, поэтому, чтобы газовыделение было хотя бы примерно постоянным, в точке «А» горение лидер-заряда резко замедляется и конус начинает затупляться, что уменьшает площадь его поверхности. Конусы горения дополнительных каналов будут тупее, чем исходный конус 8, хотя конусность самого периферийного слоя каналов может быть равна исходной конусности.

Такой двигатель получится не только очень эффективным (нет ничего лишнего), но и очень дешевым (только стоимость топлива).

Следует отметить еще одно положительное качество такого двигателя - ракете для достижения высоких конечных скоростей не нужна многоступенчатая конструкция. Двух- и более ступенчатая конструкция применяется лишь для того, чтобы сбросить ставшие слишком тяжелыми (в относительном исчислении) баки, корпус, жидкостный двигатель, сопло (в бескорпусном двигателе). Но в данном двигателе ничего этого нет. Даже если условно считать корпусом обмотку шашки в один-два слоя высокомодульными волокнами, то этот «корпус» весит всего 0,1-1% от массы двигателя и сам укорачивается по мере работы двигателя. То есть достижение любых реальных скоростей (например, 40 км/сек) возможно одной ступенью.

Для чего нужны такие высокие скорости? Например, для полета к далеким планетам - Нептуну, Плутону (планетоид), или для отклонения угрожающих Земле астероидов, особенно летящих со стороны Солнца (они поздно обнаруживаются). Скорости астероидов доходят до 40 км/сек, и, что особенно неприятно, скорость астероида по мере приближения к Земле растет из-за ее гравитационного притяжения, а скорость посланной на перехват астероида ракеты, наоборот, по этой же причине падает. Поэтому крайне желательно иметь в арсенале средств ракету, которая может перехватить астероид на дальних подступах.

В качестве основного топлива для данного двигателя можно использовать водородовыделяющее топливо, например, по изобретению «Ракетный двигатель Староверова - 14»: боргидрид бериллия - 35,26%, бериллий - 8,22%, динитрамид аммония - 56,52%. Реакция идет с выделением чистого водорода:

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

Водород обладает почти вчетверо большей скоростью звука, нежели воздух или обычные ракетные газы, поэтому скорость его истечения даже из сужающегося сопла будет выше.

Или по изобретению «Ракетный двигатель Староверова - 15»:

2Ве(ВН4)2+NH4N(NO2)2+2ВеН2=4ВеО+4BN+12Н2. /1/

Соотношение компонентов: боргидрида бериллия - 34,63%+-10%, динитрамида аммония - 55,50%+-10%, гидрида бериллия - 9,87%+-5%.

Если экологический вред при применении соединений бериллия слишком высок, можно применить такие же соединения лития и/или алюминия, правда с меньшим импульсом. Можно сделать часть двигателя, работающую в атмосфере, на экологических компонентах, а часть двигателя, работающую в космосе, - на соединениях бериллия. В качестве связующего можно использовать плексиглас радиационной полимеризации или синтетические смолы, например эпоксидную, аминопласты.

Для топливного блока управления можно использовать топливо, состоящее из горючего - криогенный раствор ацетилена в этилене, и окислителя - 26%-й криогенный раствор озона в кислороде. Или можно использовать половинное горение бериллия по изобретению «Ракетный двигатель Староверова - 6»:

2ВеН2+O2=ВеН2+ВеО+H2O=2ВеО+2Н2+1155 кДж.

Для двигателей коррекции и ориентации также можно использовать топливо по изобретению «Ракетный двигатель Староверова - 6»:

В2Н6+6ВеН2+2HNO3=2BN+6ВеО+10Н2+3660,5 кДж. /2/

То есть удельное тепловыделение 16,63 кДж/г (МДж/кг). Правда, в последних двух случаях хранить или, по крайне мере, использовать гидрид бериллия следует при температуре примерно 210-220 градусов С, причем без перегрева (разлагается после 240 градусов С), для чего можно использовать радиоактивный источник тепла.

Есть один нюанс - нельзя в атмосфере развивать скорость более 3-5 М, иначе из-за аэродинамического нагрева шашка двигателя может загореться сбоку.

1. Конический ракетный двигатель бессоплового бескорпусного типа, содержащий шашку твердого ракетного топлива и отличающийся тем, что шашка имеет один или несколько каналов на всю длину шашки, заполненный (заполненные) более быстро горящим топливом, чем основное топливо, а если каналов несколько, то они расположены в шашке параллельно или в направлении вершины конуса, 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.

2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что более быстро горящим топливом является смесь на основе черного пороха.

3. Двигатель по п.2, отличающийся тем, что для изменения скорости горения этой смеси она частично содержит нитрат аммония вместо нитрата калия, или содержит мелкодисперсные взрывчатые вещества малобризантного действия, например тринитро-м-ксилол, или содержит балластные горючие или негорючие вещества, например гексаметилентетрамин.

4. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что наружная поверхность шашки армирована высокомодульными волокнами, причем волокна ориентированы поперечно оси шашки, или и поперечно, и продольно, или по объемной спирали в разных направлениях.

5. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что наружная поверхность шашки армирована трубой из плавящегося или сгораемого материала.

6. Конический ракетный двигатель бессоплового бескорпусного типа, содержащий шашку твердого ракетного топлива и отличающийся тем, что шашка имеет несколько продольных каналов, заполненных более быстро горящим топливом, чем основное топливо, причем по всей длине или в задней части шашки каналы на периферии наклонные.

7. Конический ракетный двигатель бессоплового бескорпусного типа, содержащий шашку твердого ракетного топлива и отличающийся тем, что шашка имеет несколько продольных каналов, заполненных более быстро горящим топливом, чем основное топливо, причем скорость горения лидер-топлива уменьшается.

8. Конический ракетный двигатель бессоплового бескорпусного типа, содержащий шашку твердого ракетного топлива и отличающийся тем, что шашка имеет несколько продольных каналов, заполненных более быстро горящим топливом, чем основное топливо, причем скорость горения лидер-топлива и основного топлива уменьшается.

9. Конический ракетный двигатель бессоплового бескорпусного типа, содержащий шашку твердого ракетного топлива и отличающийся тем, что шашка имеет несколько продольных каналов, заполненных более быстро горящим топливом, чем основное топливо, причем в задней части двигателя заранее делается центральное конусное углубление, на котором в свою очередь делается еще несколько конусных углублений со своими лидер-зарядами, обрывающимися на заданном расстоянии от заднего конца двигателя.

10. Конический ракетный двигатель бессоплового бескорпусного типа, содержащий шашку твердого ракетного топлива и отличающийся тем, что шашка имеет один или несколько каналов на всю длину шашки, заполненный (заполненные) более быстро горящим топливом, чем основное топливо, а в передней части двигателя с одним центральным каналом находятся 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.

11. Двигатель по п.10, отличающийся тем, что каналы расположены от переднего торца двигателя до воображаемой поверхности конуса, которую примет фронт одноконусного горения в этой части двигателя, или расположены до другой поверхности, или до плоскости, перпендикулярной продольной оси двигателя.

12. Двигатель по п.11, отличающийся тем, что скорость горения основного топлива на этом участке или на части (частях) его меньше, чем на предыдущем.

13. Конический ракетный двигатель бессоплового бескорпусного типа, содержащий шашку твердого ракетного топлива и отличающийся тем, что шашка имеет один канал на всю длину шашки, заполненный более быстро горящим топливом, чем основное топливо, а передняя боковая часть двигателя в виде одного или нескольких конусных слоев сделана из основного топлива с большей скоростью горения.

14. Конический ракетный двигатель бессоплового бескорпусного типа, содержащий шашку твердого ракетного топлива и отличающийся тем, что шашка имеет один или несколько каналов на всю длину шашки, заполненный (заполненные) более быстро горящим топливом, чем основное топливо, а изначально выполненная на заднем торце двигателя коническая выемка (выемки) занимает не всю поверхность заднего торца.

15. Двигатель по п.14, отличающийся тем, что конусная выемка имеет в основании форму звезды.

16. Конический ракетный двигатель бессоплового бескорпусного типа, содержащий шашку твердого ракетного топлива и отличающийся тем, что шашка имеет один или несколько каналов на всю длину шашки, заполненный (заполненные) более быстро горящим топливом, чем основное топливо, а скорость горения основного топлива непрерывно или слоями уменьшается на периферии.

17. Способ вертикального старта конического ракетного двигателя, состоящий в том, что задним торцом, имеющим на части своей поверхности коническую выемку, двигатель ставится на горизонтальную поверхность, имеющую эластичное покрытие и отверстие в центре.

18. Способ по п.17, отличающийся тем, что горизонтальная поверхность принудительно вращается для стабилизации ракеты вращением.

19. Способ по п.17, отличающийся тем, что на шашке имеются наклонные ракетные двигатели, крепящиеся порознь или на общей эластичной обойме, отделяющиеся после окончания их работы.

20. Способ вертикального старта конического ракетного двигателя, состоящий в том, что двигатель до старта удерживается в вертикальном положении эластичными присосками, расположенными по его внешней поверхности.



 

Похожие патенты:

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%.

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.

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%.

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.

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 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.
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.
Наверх