Ракетный двигатель староверова (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 2544104:

Староверов Николай Евгеньевич (RU)

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 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 газопылевого 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 650 градусов С (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. А также в некоторых случаях снижение демаскирующего инфракрасного излучения. А также в одном из вариантов получение термобарического оружия.

ВАРИАНТ 1. Данный двигатель жидкостного типа (скорее - газового) и имеет камеру сгорания (будем ее так называть, хотя никакого процесса «сгорания» в ней не происходит), в которую подается боран, или силан, или фосфин, или герман, или другие гидриды, имеющие положительную энтальпию образования из простых веществ (далее «энтальпия»), или их смесь при температуре, обеспечивающей самоподдерживающийся характер реакции термического разложения указанных веществ за счет тепла экзотермической реакции (любой из альтернативных признаков, включая смесь веществ, обладает положительной энтальпией образования, и обеспечивает заданный технический результат - саморазложение гидридов, а совокупляться с «другими» признаками изобретения альтернативные признаки не могут, так как других признаков нет). То есть в результате лавинообразной химической реакции получится водород и твердый ингредиент (кроме фосфина). Так как скорость звука в нагретом до одинаковой температуры водороде будет намного выше скорости звука в газах обычных ракетных двигателей (примерно в 4 раза), то скорость истечения реактивной струи и удельный импульс могут быть больше.

Рабочая температура должна быть такой, чтобы выделившееся в результате экзотермической реакции разложения таких гидридов тепло могло с учетом теплоемкости исходного и получившихся веществ и тепловых потерь нагреть само себя выше температуры разложения. То есть тогда лавинообразная реакция получится энергетически цепной (цепной не в ядерном смысле этого слова, когда выделяется одна или несколько частиц, вызывающих продолжение реакции, а в энергетическом смысле, когда выделяется энергия, вызывающая продолжение реакции). Собственно, в этом нет ничего нового - так работают все ракетные топлива.

Гидриды могут быть в ракете и подаваться к двигателю в криогенном жидком или в сжатом газообразном состоянии (достижения в нанотехнологии материалов позволяют создать легкий корпус из титана или композитных материалов нужной прочности).

Кроме бора, кремния и фосфора положительной энтальпией обладает гидрид германия, однако процентное содержание водорода в нем невелико, а стоимость германия высока, поэтому он представляет лишь теоретический интерес.

Положительные энтальпии некоторых веществ таковы: диборан - 1,39 кДж/г, моносилан - 1,08 кдж/г, фосфин - 0,16 кДж/г, монгогерман - 1,185 кДж/г.

Процентное содержание водорода в указанных веществах: диборан - 21,86%, моносилан - 12,55%, фосфин - 8,88%, моногерман - 5,26%.

Из этих данных ясно, что из доступных веществ практический интерес представляют диборан, имеющий все наивысшие показатели, и моносилан, который значительно «слабее», но, возможно, будет в массовом производстве дешевле диборана. А кроме того, как будет показано ниже, у силанового заряда более высокая температура реакции.

Чтобы такой двигатель запустился, ему необходим начальный источник тепла. Им может быть установленная на пусковой установке горелка или пиротехническая шашка, которая направлена внутрь камеры сгорания. В течение некоторого времени она прогревает камеру, а затем, после подачи гидрида, инициирует начало реакции его разложения.

Более интересен вариант, в котором шашка быстрогорящего твердого ракетного топлива установлена в самой камере сгорания - по центру и/или на стенках ее. Такая шашка при правильном расчете ее мощности сразу начинает двигать ракету, прогревает камеру сгорания и в конце работы (примерно на 25-10% мощности) инициирует реакцию разложения гидрида. Возможно плавное замещение производительности шашки плавной подачей гидрида в камеру сгорания. Время работы такой шашки невелико - секунды или даже доли секунды. Так как желательно прогреть стенки камеры сгорания, то, если шашек две - в центре и по краям камеры сгорания, то центральная шашка должна работать несколько дольше, чтобы прогреть стенки, открывшиеся после полного выгорания боковой шашки.

Процесс разложения гидрида может быть катализирован, например, окисью алюминия, нанесенной на стенки камеры сгорания.

ВАРИАНТ 1-А. Если в камеру сгорания подается смесь гидридов, то возможна вторичная реакция образовавшихся в результате их разложения веществ (кроме водорода). Например, образовавшиеся бор и кремний, или бор и фосфор, или фосфор и кремний и т.п. И если эта реакция будет экзотермической, то удельное тепловыделение увеличится. Но важно, чтобы образовавшиеся соединения при данной температуре не были газообразными, иначе из-за их присутствия скорость звука в образовавшейся смеси газов может резко уменьшиться.

Пример 1. Определим практическую температуру в результате применения двух наиболее перспективных указанных двигателей: диборанного и моносиланового. Важно, чтобы она оказалась выше температуры разложения гидрида, иначе реакция не будет лавинообразная.

ДИБОРАНОВЫЙ. Мольная энтальпия - 38,5 кДж/моль, мольная теплоемкость - 56,9 кДж/моль, то есть выделившееся тепло способно нагреть вещество на 677°, что гораздо выше температуры разложения, даже если считать от абсолютного нуля. Но, кстати, ниже температуры воспламенения водорода - 700°С. Однако с учетом теплоемкости водорода реальная температура будет ниже - около 440°С. Скорость звука в таком водороде будет 2075 м/сек, а возможная скорость струи - 3800 м/сек. Однако слишком малое количество выделившегося водорода внушает сомнения - сможет ли он разогнать всю первоначальную массу до такой скорости. Проверочный расчет по закону сохранения энергии показал, что максимальная скорость газопылевой струи даже при 100% КПД будет всего 1180 м/сек. Реально - еще меньше.

МОНОСИЛАНОВЫЙ. Мольная энтальпия - 34,7 кДж/моль, мольная теплоемкость -42,89 Дж/моль. То есть выделившееся тепло способно нагреть вещество на 809 градусов, что также значительно выше температуры разложения. Реальная температура будет около 635°С, скорость звука около 2340 м/сек, а скорость струи - 4270 м/сек. Проверочный расчет по закону сохранения энергии дал значение 1470 м/сек.

То есть такому двигателю не нужно расширяющееся сопло, достаточно сужающегося.

Двигатели, основанные только на реакции термического саморазложения гидридов с положительной энтальпией, не дадут высоких показателей. Но у них есть важная особенность - температура струи при большой степени расширения в сопле может не отличаться от температуры окружающей среды. То есть такой двигатель не видно в инфракрасном диапазоне, что в некоторых случаях может оказаться полезно. Кроме того, они не требуют тяжелых и дорогих полостных вольфрамовых конструкций. Ввиду низкой рабочей температуры для таких двигателей достаточно легких титановых конструкций, имеющих к тому же не охлаждение, а, наоборот, - наружную и/или внутреннюю теплоизоляцию для уменьшения тепловых потерь и для снижения демаскирующего инфракрасного излучения.

ВАРИАНТ 2. Более того, для снижения температуры отходящих газов возможна добавка в упомянутые гидриды с положительной энтальпией образования гидридов с отрицательной или малой положительной энтальпией образования. Например, моногермана, фосфида, гидрида бериллия, боргидрида бериллия, литий-алюминиевого гидрида (последние три гидрида - твердые вещества, поэтому их подача в камеру сгорания затруднена).

Для чего может быть применен такой низкотемпературный ракетный двигатель? Например, для противотанковых ПТУРов, чтобы нельзя было инфракрасной аппаратурой обнаружить пуск ПТУРа по танку.

Но особенно перспективно применение таких двигателей в качестве термобарического оружия. Пролетев над вражескими окопами и оставив после себя водородо-воздушную смесь (для чего вместо одного сопла двигатель может иметь направленный немного в стороны, а еще лучше - по горизонтали, многосопловой эжекторный аппарат), которая затем будет воспламенена, один такой двигатель может ударной волной уничтожить живую силу на дистанции около километра, даже в окопах.

ВАРИАНТ 3. Для повышения удельного тепловыделения двигатель может быть скомбинирован с классическим ракетным двигателем, жидкостным или твердотопливным. То есть такой двигатель содержит камеру сгорания или корпус с соплом, работает на жидком или твердом ракетном топливе и отличается тем, что в камеру сгорания или в корпус твердотопливного ракетного двигателя дополнительно (имеется ввиду - дополнительно к стехиометрическому составу основного двигателя) подается боран, или силан, или фосфин, или герман, или другие гидриды, или метан, или же твердые гидриды дополнительно входят в состав твердого ракетного топлива (любой из альтернативных признаков обеспечивает заданный технический результат - выделение водорода и повышение скорости звука в струе).

В результате горения обычного (окислительно-восстановительного) ракетного топлива и термического разложения гидридов получается газо-пылевая смесь, в которой скорость звука будет ниже, чем в водороде, но выше, чем в обычных ракетных газах. Суммарный импульс такого двигателя может оказаться и выше чисто гидридного двигателя, и выше окислительно-восстановительного двигателя (требуется серия экспериментов). Но даже, если импульс окажется примерно одинаковым, такой двигатель продолжает сохранять преимущество низкой температуры процесса, то есть будет иметь пониженную инфракрасную заметность и низкую тепловую напряженность конструкции двигателя, то есть ее малый вес и отсутствие охлаждения.

Пример 2. В классический жидкостный ракетный двигатель (например, кислородно-керосиновый) дополнительно подается диборан или тетраборан в количестве, например, 1:1 к топливу. Работает двигатель как обычно. Может подаваться метан, который экзотермически разлагается с выделением тепла 4,68 кДж/г, углерода в виде сажи или графита и двух молекул водорода.

Пример 3. В состав топлива классического твердотопливного ракетного двигателя (например, перхлорат аммония и полиуретан) дополнительно входит 10% боргидрида бериллия. Работает двигатель как обычно. Так как боргидрид бериллия может быть компонентом основного ракетного топлива, то следует обратить внимание на слово «дополнительно» в формуле изобретения. То есть в количестве, превышающем окислительные возможности окислителя (например, перхлората аммония).

1. Ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания и отличающийся тем, что в камеру сгорания подается боран, или силан, или фосфин, или герман, или другие гидриды, имеющие положительную энтальпию образования из простых веществ, или их смесь при температуре, обеспечивающей самоподдерживающийся характер реакции термического разложения указанных веществ за счет тепла экзотермической реакции.

2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что в камеру сгорания подается диборан или моносилан, или их смесь.

3. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что в камеру сгорания дополнительно подается гидрид с отрицательной энтальпией образования.

4. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что в камеру сгорания направлена горелка или пиротехническая шашка, установленная на пусковой установке.

5. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что в центре и/или по краям камеры сгорания установлена шашка твердого ракетного топлива.

6. Ракетный двигатель, работающий на жидком или твердом ракетном топливе и отличающийся тем, что в камеру сгорания дополнительно к стехиометрическому составу основного топлива подается боран, или силан, или фосфин, или герман, или другие гидриды, или метан.

7. Двигатель по п.6, отличающийся тем, что в камеру сгорания дополнительно подается диборан, тетраборан или метан в количестве 1:1 к топливу.

8. Ракетный двигатель, работающий на твердом топливе, отличающийся тем, что твердые гидриды дополнительно к стехиометрическому составу основного топлива входят в состав твердого ракетного топлива.

9. Двигатель по п.8, отличающийся тем, что в состав твердого ракетного топлива дополнительно входит боргидрид бериллия, в количестве, превышающем окислительные возможности окислителя на 10%.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. Плазменный двигатель на наночастицах металлов или металлоидов содержит последовательно расположенные камеру сгорания, один вход в которую служит для ввода твердых наночастиц металла или металлоида в качестве топлива, а другой - для ввода окислителя топлива в виде водяного пара или кислорода, при смешении которых в камере возникает горение, хемоионизационные реакции окисления, дающие тепловой эффект, высокие температуры и образование нагретой плазмы, содержащей жидкие оксиды металлов или металлоидов, устройство охлаждения плазмы до температуры ниже температуры плавления полученных оксидов и образования в нагретой плазме твердых пылевых отрицательно заряженных оксидов металлов или металлоидов, электростатическое или электромагнитное разгонное устройство, которое разгоняет электростатическим или электромагнитным полем истекающую из устройства охлаждения нагретую плазму и создает высокоскоростной поток нагретой пылевой плазмы с высокоскростными отрицательно заряженными оксидами металлов или металлоидов, который истекает в окружающую среду и создает реактивную тягу двигателя.

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.

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 ракетной технике, а конкретно к кислородно-керосиновым жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) замкнутой или открытой схем. Способ работы кислородно-керосиновых ЖРД и ракетная двигательная установка, основанный на введении в чистый керосин полимерной противотурбулентной присадки (ПТП), используемой в качестве агента снижающего гидродинамические потери в магистрали горючего, предусматривающий подачу окислителя и горючего в камеру сгорания двигателя для образования продуктов сгорания и расширения их в реактивном сопле, создавая тягу двигателя, причем полимерную ПТП вводят из дополнительного бачка и смешивают с потоком чистого керосина, поступающего во входную магистраль горючего двигателя в процессе запуска и работы двигателя в смесителе, установленном в этой магистрали.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть применено в конструкциях систем питания импульсных ракетных двигателей двигательных установок, использующих жидкие криогенные компоненты топлива и предназначенных для реактивных систем управления летательных аппаратов.

Изобретение относится к средствам создания тяги и может быть использовано в реактивных двигателях (РД). Двигательное устройство содержит корпус, конусообразную камеру сгорания, выхлопную трубу, два пружинных клапана между выхлопной трубой и камерой сгорания, блок управления с гидравлическими выходами.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, турбонасосный агрегат, дренажную полость, соединенный с дренажным трубопроводом, при этом дренажная полость расположена между насосом окислителя и турбиной, а дренажный трубопровод снабжен газовым эжектором, при этом газовый эжектор соединен трубопроводом с полостью за турбиной.

Изобретение относится к ракетной технике, а конкретно к кислородно-керосиновым жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) замкнутой или открытой схем. Способ повышения энергетических характеристик жидкостного ракетного двигателя, работающего на компонентах топлива жидкий кислород и углеводородное горючее, причем в качестве углеводородного горючего применяют керосин с жидкой присадкой, представляющей собой раствор высокомолекулярного полиизобутилена (ПИБ) со средневязкостной молекулярной массой от 3,1·106 до 4,9·106 в керосине в количестве, обеспечивающем концентрацию полиизобутилена в керосине от 0,015% до 0,095% от массы керосина, и осуществляют подрезку крыльчатки насоса горючего турбонасосного агрегата двигателя, при этом наружный диаметр крыльчатки D2 определяют по формуле D1 - наружный диаметр рабочего колеса штатного насоса горючего; A - относительное увеличение напора насоса горючего при работе с ПИБ; B - относительное уменьшение гидросопротивления тракта регенеративного охлаждения камеры из-за влияния ПИБ; - отношение гидросопротивления тракта регенеративного охлаждения к напору насоса подачи компонента без ПИБ, чтобы значение массового соотношения компонентов (Km) при работе двигателя на номинальном и форсированном режимах с использованием керосина с жидкой присадкой ПИБ оставалось равным значению Km при работе на чистом керосине. Изобретение обеспечивает повышение энергетических характеристик ЖРД.

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 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.

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.
Наверх