Ракетный двигатель староверова-6 /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 2570913:

Староверов Николай Евгеньевич (RU)

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.

 

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. На этом и основана идея данного изобретения. Цель изобретения - повышение скорости реактивной струи и удельного импульса ракетного двигателя, а также уменьшение веса и габаритов двигателя, особенно - жидкостного. Для этого двигатель должен вырабатывать чистый водород и твердые вещества. Подходящей химической реакцией для этого может быть реакция гидридов с водой, но она дает слишком малое удельное энерговыделение. Желательно увеличить его путем получения воды путем горения гидридов в кислороде.

ВАРИАНТ 1. Жидкостный вариант. Данный двигатель содержит камеру сгорания с соплом, в которую под давлением подается газообразный, или жидкий, или расплавленный гидрид, или суспензия твердого гидрида в жидком (этот вариант хорошо подходит для орбитальных полетов, так как суспензия в невесомости не будет оседать), и кислород или кислородовыделяющее вещество, или смесь кислородовыделяющих веществ.

Такими гидридами могут быть бораны, силаны, фосфины, германы, гидриды бериллия, лития, алюминия, двойные гидриды (лития-алюминия) или боргидриды и т.п.

Кислородовыделяющими веществами могут быть азотная кислота, раствор пятиокиси азота в азотной кислоте, перекись водорода, тетранитрометан, нитрометан и т.п.

При таких реакциях будет выделяться столько тепла, что получившиеся твердые вещества расплавятся, а, возможно, и испарятся. Последнее нежелательно, так как тогда средний молекулярный вес газовой смеси резко увеличится, и скорость звука в нем резко снизится. Чтобы этого не допустить, можно дополнительно подавать в камеру сгорания богатые водородом гидриды (например, диборан), или метан, или аммиак (но тогда надо связывать его азот боранами, чтобы азот не увеличил средний молекулярный вес газов). Метан обладает наивысшим содержанием водорода - 25%, и кроме того, термически разлагается с выделением тепла в количестве 4,68 кдж/г.

Наилучшим экзотермическим эффектом обладает реакция с водой гидрида бериллия. Он же обладает хорошей теплотой сгорания с кислородом.

Пример 1. Работает двигатель так: в горячей камере сгорания компоненты смешиваются, и происходит реакция расплавленного гидрида бериллия с кислородом (разумеется, как и в обычном ЖРД, компоненты мелко распыляются и смешиваются). Расплавленный гидрид бериллия должен быть при температуре 220-245 градусов С, так как при 250 градусах С он начинает разлагаться.

Реакция в таком заряде идет двухступенчато.

2ВеН2+O2=ВеН2+ВеО+Н2O=2ВеО+2Н2+1155 кдж

То есть происходит как бы ПОЛОВИННОЕ СГОРАНИЕ гидрида бериллия. Но, если при полном сгорании выделилась бы вода, скорость звука в которой в 3,2 раза меньше, чем в водороде, то при половинном сгорании выделится нужный нам водород. Выделение водорода в этой реакции небольшое - 7,47%, но зато тепловыделение очень высокое - 1155 кдж, или 21,39 мдж/кг. Эквивалентный коэффициент, равный произведению тепловыделения на долю выделившегося водорода у этой реакции 2,86.

Расчеты показывают необычно высокую температуру реакции - 9460 градусов С. Скорость звука в водороде при этом будет 7660 м/сек. (при атмосферном давлении).

Однако слишком маленькое выделение водорода внушает опасение - сумеет ли такое количество водорода разогнать такое большое количество балласта (оксида бериллия) до скорости, приближающейся к своей скорости звука при данной температуре. Произведем проверочный расчет по кинетической энергии продуктов реакции. Оказывается, что при 100% к.п.д. продукты реакции без учета плавления и испарения могут достичь скорости 6540 м/сек, с учетом плавления - 6125 м/сек, а с учетом испарения оксида бериллия при температуре 4120 градусов С, и затраченного на это тепла, температура, скорее всего, не поднимется выше последней температуры. При такой температуре скорость звука в водороде составит 5150 м/сек. (при атмосферном давлении).

То есть, если к.п.д. двигателя будет меньше 78,7%, то данному двигателю не потребуется расширяющееся сверхзвуковое сопло. Достаточно сужающегося. Желательно, с небольшой цилиндрической частью на выходе (около 10% диаметра), чтобы лучше разогнать пылевые частицы. Отсутствие конфузора реактивного сопла значительно снизит вес двигателя и резко снизит его габариты.

Соотношение компонентов в данной реакции 22,06:32, то есть с учетом возможных отклонений и побочных реакций 40,81±20% гидрида бериллия и, естественно, 59,19±20% кислорода. Такой большой допуск дан для того, чтобы можно было опытным путем определить оптимальное соотношение - сколько гидрида сжигать, а сколько - разлагать, то есть варьировать количество выделившегося водорода.

Для предупреждения потерь тепла с плавление и испарением получившихся веществ (кроме водорода, конечно), то есть, в данном случае - оксида бериллия (температура кипения - 4210, а плавления - 2530 градусов С), можно вдувать в камеру сгорания метан.

Но, чтобы не происходило образования окиси и двуокиси углерода, возможно, придется организовать подачу компонентов в два этапа (в две последовательных зоны): сначала подать все, кроме метана, а затем к образовавшимся продуктам добавить метан, который в отсутствие кислорода будет разлагаться с образованием водорода. Пример такого двигателя см., например, мой патент №2419035 «Трехзонный двигатель».

Пример 2. Рассмотрим многокомпонентную реакцию, где кислородовыделяющим веществом будет азотная кислота, ее азот будет связываться дибораном, «основным» поставщиком энергии и водорода будет гидрид бериллия, а «связывать» лишнюю энергию будет метан.

В2Н6+6ВеН2+2HNO3=2BN+6ВеО+10Н2+3660,5 кдж

То есть удельное тепловыделение 16,63 кдж/г. (мдж/кг). С учетом потерь тепла на плавление получившихся продуктов реакции тепловыделение составит 3135 кдж., то есть 14,25 кдж/г (мдж/кг). Теоретическая температура реакции (без учета предварительного нагрева реагентов) - 8560 градусов С. Скорость звука в водороде при этом будет 7300 м/сек. Но проверочный расчет по закону сохранения энергии показал, что скорость струи не превысит 5770 м/сек.

Чтобы не допустить плавления оксида бериллия при 2530 градусах С, в камеру сгорания надо подать метан в количестве 23 молекулы на указанную реакцию. В результате мы получим пыле-водородную струю с температурой 2520 градусов С, и с содержанием водорода 19,2%. Скорость звука в такой струе будет 4110 м/сек. То есть при к.п.д. сопла, превышающем 71,2% потребуется расширяющийся участок реактивного сопла (конфузор), чтобы получить 5770 м/сек.

Можно выбрать другой принцип работы двигателя по указанной реакции - допустить потерю тепла на плавление получившихся компонентов, но не допустить кипения оксида бериллия (4120 градусов С), и подать меньше метана.

В двигатель подаются компоненты в следующем соотношении: диборана - 4,70%, гидрида бериллия - 11,22%, азотной кислоты - 21,44% и метана - 62,64%.

Но, чтобы не происходило образования окиси и двуокиси углерода, возможно, придется организовать подачу компонентов в две зоны (см. выше).

Такой двигатель хорошо применим к плановым космическим запускам, так как необходимо аккуратно расплавить гидрид бериллия и поддерживать его в этом состоянии. Необходимо также приготовить и залить жидкий кислород и жидкий диборан (если они используются).

Однако такой двигатель может быть и в варианте постоянной готовности. Для этого надо использовать азотную кислоту или раствор в ней пятиокиси азота, и тетраборан вместо диборана (энергетика реакции несколько снизится). При этом вместо расплавленного гидрида бериллия можно использовать его суспензию в тетраборане. Чтобы она медленно оседала, частицы гидрида должны быть наноразмеров. Перед стартом суспензия перемешивается, допустим, бегущим магнитным полем. Чтобы не использовать сжатый метан, его придется заменить пропаном или тем же тетрабораном. Если будет использоваться пропан, то суспензию гидрида можно сделать в нем, так как его потребуется гораздо больше, чем тетраборана. А еще лучше, разделить весь гидрид пополам - половина будет в тетраборане, а половина - в метане. Тогда не потребуются две зоны.

Чтобы такой двигатель запустился, ему желателен 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 компонентов топлива инициирует начало их реакции.

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 реагентов топлива. Возможно плавное замещение производительности шашки плавной подачей топлива 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.

ВАРИАНТ 1-А. В качестве поставщика кислорода в такой двигатель может быть использована газогенераторная кислородовыделяющая шашка, например на основе охлажденного озонида калия (разлагается при 20 градусах С). Если используется охлаждение кислорода до температуры - 183 градуса С, или используется зимний подогрев топлива в ракете «Тополь-М», то почему бы не использовать охлаждение шашки всего до 0 градусов С.

В случае использования смеси гидридов или смеси кислородовыделяющих веществ реакции с ними идут параллельно с образованием общего экзотермического эффекта и общего выделения водорода. Это относится ко всем вариантам данного двигателя.

ВАРИАНТ 2. Твердотопливный вариант. Хранить кислород в ракете в сжатом или жидком криогенном состоянии неудобно, если требуется постоянная готовность к пуску. В этих случаях можно применить связанный кислород, например, нитраты, хлораты, перхлораты, супероксид калия, перманганаты, их смеси и другие известные или открытые в будущем кислородовыделяющие вещества. Как и во всех вариантах данного двигателя связанного кислорода берется столько, чтобы происходило выделение чистого водорода (см. стр. 1), который не окислялся бы избытком кислорода до воды. Данный двигатель, если в нем применен твердый гидрид бериллия или боргидрид бериллия, или другой твердый гидрид, по конструкции может быть аналогичен обычным твердотопливным двигателям. Однако, если в качестве гидрида взят газообразный гидрид, например, диборан, моносилан или фосфин, то потребуется отдельный бак для них.

Очень любопытный вид может иметь реакция термического разложения с выделением кислорода, если взят нитрат тяжелого металла, который термически разлагается с образованием оксида этого металла, а в качестве гидрида взят гидрид металла, стоящего в ряду напряжений левее упомянутого металла. В этом случае между окисью тяжелого металла и выделившемся в чистом виде металлом гидрида возможна реакция металлотермии (аналогично «термиту») с выделение большого количества тепла. Особенно, если взят гидрид бериллия (стандартная мольная энтальпия образования оксида бериллия = -598 кдж.). Например, двойная реакция (сразу итог):

В2Н6+Cu(NO3)2+6ВеН2=Cu+6ВеО+2BN+9Н2+3691 кдж

Удельное тепловыделение неплохое - 13,11 кдж/г, но выделение водорода всего 6,4%.

Возможно обратное направление реакции металлотермии - если в качестве гидрида взят, например, гидрид бериллия, который в результате описанной в примере - 1 реакции выделит оксид бериллия, а в качестве кислородовыделяющего вещества взят, например, перхлорат кальция или магния, чьи окислы имеют более отрицательную стандартную мольную энтальпию образования, то реакция металлотермии может произойти с ионами кальция или магния, выделившимися в результате разложения и диссоциации перхлоратов этих веществ. Причем экзотермическая, хотя тепловой эффект будет очень небольшой.

ВеО+Me=Be+MeO

Итак, данный двигатель содержит гидрид и кислородовыделяющее вещество.

Чтобы не было потерь тепла с испарением твердых продуктов реакции в такой двигатель, так же, как и в жидкостный, могут подаваться боран, или силан, или фосфин, или герман, или расплавленные гидриды, или метан, или же твердые гидриды дополнительно входят в состав твердого ракетного топлива.

Реакция в таком двигателе идет так же, как и в первом варианте, но добавляется разложение кислородовыделяющего вещества или их смеси.

Пример 3. Возьмем в качестве кислородовыделяющего вещества перхлорат калия. А в качестве гидрида, как и в первом варианте - гидрид бериллия. Реакция при нагревании будет:

4ВеН2+KСlO4=4ВеН2+KCl+2O2=2ВеН2+2ВеО+2Н2O+KCl=4ВеО+KCl+4Н2

Выделится 1880 кдж, то есть 10,30 кдж/г, что значительно хуже, чем в первом варианте. Водорода будет всего 5,43% от исходной массы. Соотношение реагентов будет 44,12:138,55, то есть 24,15±20% гидрида бериллия и 75,85±20% перхлората калия.

Достаточно перспективной будет реакция боргидрида бериллия или борана с перхлоратом или нитратом аммония. При этом кроме вышеуказанных реакций пойдет экзотермическая реакция образования нитрида бора (мольная энтальпия образования = -252,6 кдж, то есть 10,14 кдж/г), что еще больше повысит общий экзотермический эффект реакции. И, кроме того, повысит процент выделения водорода. При этом экзотермический эффект разложения аммония повысит скорость фронта горения в таком заряде.

Пример 4: Рассмотрим две реакции боргидрида бериллия с нитратом аммония:

3Ве(ВН4)2+NH4NO3=3ВеО+2BN+4В+14Н2+1989,8 кдж

То есть тепловыделение 10,14 кдж/г, водород 14,39%, экв. показатель 1,46. Соотношение гидрида и селитры 116,1:80,04, или 59,19% и 40,81%). Теперь возьмем селитры в 2 раза больше, чтобы окислить бор:

3Ве(ВН4)2+2NH4NO3=3ВеО+4BN+В2O3+16Н2+3383,6 кдж

То есть тепловыделение 12,25кдж/г (с учетом плавления оксида бора 12,17 кдж/г), водород 11,68%, экв. показатель 1,42.

Соотношение гидрида и селитры 116,1:160,08, или 42,04% и 57,96%. Формально, удельное тепловыделение второй реакции выше, однако, в ней есть три «минуса» - водород может загрязняться парами оксида бериллия (температура кипения 2100 градусов С), расплавленный оксид может «обволакивать» молекулы бора, препятствуя образованию нитрида бора, и избыток окислителя вместо бериллия и бора может начать окислять водород с образованием паров воды, то есть загрязнять водород. Возможно, оптимальное соотношение лежит где-то посередине (требуется серия экспериментов). Расчетная температура (в градусах С) - первой реакции при постоянном давлении 4975, при постоянном объеме 5785. Второй реакции соответственно 7165 и 8150. Но вследствие испарения оксида бора и вследствие плавления оксида бериллия, бора и нитрида бора (в интервале 2075-3000 градусов С) реальная температура будет ниже. Скорость струи, рассчитанная по закону сохранения энергии не может быть больше в первом случае - чем 4500 м/сек, а во втором случае - чем 4950 м/сек.

Возможен промежуточный вариант, когда вместо трех молекул боргидрида бериллия берется одна его молекула и еще две молекулы гидрида бериллия, которые взаимодействую с одной молекулой нитрата аммония. В этом случае свободного бора выделяться не будет.

Ве(ВН4)2+2ВеН2+NH4NO3=3ВеО+2BN+8Н2+1912,8 кдж

То есть тепловыделение этой реакции 13,59 кдж/г, выделение водорода 11,36%, эквивалентный показатель 1,54. По меркам твердотопливных двигателей - очень хорошее топливо, к тому же выделяющее чистый водород (газо-пылевую взвесь).

Инициирующий пиротехнический заряд такого двигателя находится, как обычно у твердотопливных двигателей, внутри корпуса.

ВАРИАНТ 3. В данном варианте рассматривается обычный окислительно-восстановительный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания или корпус с соплом, работающий на жидком или твердом ракетном топливе и отличается тем, что в камеру сгорания или в корпус твердотопливного ракетного двигателя дополнительно подается боран, или силан, или фосфин, или герман, или расплавленные гидриды, или метан, или же твердые гидриды дополнительно входят в состав твердого ракетного топлива.

В результате горения обычного (окислительно-восстановительного) ракетного топлива и взаимодействия гидридов с образовавшейся водой получается газо-пылевая смесь, в которой скорость звука будет ниже, чем водороде, но выше, чем в обычных ракетных газах. Суммарный импульс такого двигателя может оказаться и выше чисто водородного 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.

Стехиометрическое соотношение компонентов зависит от конкретного типа ракетного топлива и определяется экспериментально (при горении топлива количество выделившейся воды может отличаться от теоретического). Оптимальное соотношение может отличаться от стехиометрического.

Если двигатель по любому из вариантов работает не в вакууме, и если водород за соплом будет смешиваться с воздухом и гореть, то имеющиеся в нем пылевые частицы будут светиться, и инфракрасная заметность такого двигателя будет выше обычного.

Данный двигатель по любому из вариантов может использоваться в качестве поставщика горячего водорода в обычный окислительно-восстановительный ЖРД или ТТРД. Причем ТТРД в этом случае будет представлять собой газогенераторную кислородовыделяющую шашку и может иметь отдельную камеру сгорания. Этот вариант интересен тем, что в кислородовыделяющей шашке и в «водородовыделяющей шашке» будут сравнительно небольшие температуры, и их корпуса (например, общий цилиндрический корпус с поперечной перегородкой с продольной трубой) не потребуют значительной теплоизоляции. Горение в них может быть организовано торцевое. А высокие температуры будут только в их общей камере сгорания сравнительно небольшого размера и объема.

Анализ, проведенный на основе научных знаний согласно п.10.7.4.5 Регламента показывает, что при любом сочетании альтернативных признаков с другими признаками изобретения обеспечивается получение заданного результата, так как взаимодействие любого гидрида в любом фазовом состоянии с чистым кислородом или кислородом, содержащимся в кислородовыделяющем веществе, приведет к полному или частичному (зависит от количества взятого кислорода) окислению гидрида.

1. Ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания с соплом, отличающийся тем, что в камеру сгорания подается расплавленного гидрида бериллия 40,81±20% и 59,19±20% кислорода, или же в камеру сгорания подаются компоненты в следующем соотношении: диборана - 10,10%, гидрида бериллия - 24,16%, азотной кислоты - 23,0% и метана - 42,74%.

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

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

4. Двигатель по п. 1, отличающийся тем, что в качестве поставщика кислорода в такой двигатель используется газогенераторная кислородовыделяющая шашка, например на основе охлажденного озонида калия.

5. Двигатель по п. 1, отличающийся тем, что реактивное сопло двигателя сужающееся с цилиндрическим участком на выходе.

6. Двигатель по п. 1, отличающийся тем, что цилиндрический участок имеет длину 10% от диаметра сопла.

7. Двигатель по п. 1, отличающийся тем, что в камеру сгорания или в корпус твердотопливного ракетного двигателя дополнительно подается боран, или силан, или фосфин, или герман, или расплавленные гидриды, или метан, или же твердые гидриды дополнительно входят в состав твердого ракетного топлива.

8. Ракетный двигатель, содержащий корпус с реактивным соплом, отличающийся тем, что 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, причем этот двигатель используется в качестве водородовыделяющей шашки для ЖРД или ТТРД.

9. Двигатель по п. 8, отличающийся тем, что такими веществами являются нитраты, или хлораты, или перхлораты, или супероксид калия, или перманганаты, или их смеси.
10 Двигатель по п. 8, отличающийся тем, что твердотопливный двигатель и водородовыделяющая шашка расположены отдельно, например, разделены поперечной перегородкой с продольной трубой и имеют общую камеру сгорания.

11. Двигатель по п. 8, отличающийся тем, что в камеру сгорания или в корпус твердотопливного ракетного двигателя дополнительно подается боран, или силан, или фосфин, или герман, или расплавленные гидриды, или метан, или же твердые гидриды дополнительно входят в состав твердого ракетного топлива.



 

Похожие патенты:
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%.
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%.

Изобретение относится к области ракетных двигателей, в частности к ракетным двигателям с центральным телом с вихревым процессом горения, и может быть использовано в ракетно-космической технике.

Изобретение относится к реактивным двигателям летательных аппаратов, преимущественно орбитальных и аэрокосмических аппаратов. Технический результат - повышение КПД, удельного импульса и ресурса работы лазерного ракетного двигателя.

Предлагаемое изобретение относится к области электроракетных двигателей, в частности к системам хранения и подачи в них рабочего тела (иода). В системе хранения и подачи иода, содержащей снабженную нагревателем цилиндрическую емкость с иодом, которая сообщена с электроракетным двигателем трубопроводом с клапаном, на днище внутри цилиндрической емкости со стороны трубопровода установлена пористая шайба, контактирующая с кристаллическим иодом, причем цилиндрическая емкость со стороны, противоположной трубопроводу, содержит фланец и подпружиненный относительно него поршень, контактирующий с другой стороны с кристаллическим иодом, при этом нагреватель снабжен электрической изоляцией, контактирующей снаружи с днищем емкости со стороны трубопровода.

Изобретение относится к энергетике. Электровзрывной реактивный пульсирующий двигатель включает полую диэлектрическую камеру, в отверстиях стенки которой и в изоляторах, изготовленных из упругого диэлектрика, расположены два разнополярных электрода Торцы электродов не выступают во внутреннюю полость камеры и расположены напротив друг друга или со смещением относительно друг друга.
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.

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%.
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%.
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%.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при изготовлении жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). ЖРД содержит четыре камеры, турбонасосный агрегат (ТНА), газогенератор, бустерные турбонасосные агрегаты окислителя (БТНАО) и горючего (БТНАГ), газоводы, магистрали окислителя и горючего, системы продувки и управления, агрегаты регулирования и управления, сильфоны в газоводах, при этом в его магистралях перед входом окислителя в БТНАО и входом окислителя на его гидротурбину, в автомат осевой разгрузки ТНА перед входом окислителя в газогенератор неподвижно установлены фильтры с сеткой тонкостью фильтрации 0,03-0,05 мм и отверстиями диаметром 0,13-0,2 мм, предотвращающими прохождение частиц засорений диаметром, большим ячеек фильтров, и общей площадью поверхности фильтрации, превышающей внутренний диаметр магистрали или трубопровода в 1,5-2 раза.

Изобретение относится к области ракетостроения, в частности к жидкостным ракетным двигательным установкам (ЖРДУ) с дожиганием генераторного газа. ЖРДУ включает баки окислителя и горючего, несколько модульных ЖРД, общую силовую раму и рулевые гидроприводы, при этом каждый модульный двигатель содержит камеру сгорания и сопло, турбонасосный агрегат, состоящий из турбины, насосов горючего и окислителя, газогенератор, агрегаты автоматики, трубопроводы подачи горючего и окислителя в газогенератор и камеру сгорания и карданный подвес с рулевыми гидроприводами для изменения положения ракеты в пространстве, при этом в качестве модульных двигателей применены жидкостные ракетные двигатели (ЖРД), выполненные по схеме с дожиганием генераторного газа, причем камера двигателя закреплена относительно силовой рамы в карданном подвесе, имеющем сильфонный узел, который через газовод соединен с выходом из турбины, а другой стороной соосно соединен с головкой камеры сгорания, при этом силовая рама представляет собой цельносварную ферменную конструкцию, состоящую из четырех равнозначных секций, выполненных из силовых стержней, и квадратной секции, в углах которой закреплены опорные площадки, а соединение силовой рамы с кольцом шпангоута ракеты осуществлено четырьмя силовыми стержнями, одни концы которых закреплены на каждой опорной площадке, а другие концы - пяты - прикреплены к кольцу шпангоута ракеты, причем указанные силовые стержни равномерно расположены по кольцу шпангоута, при этом соединение силовой рамы с двигателями выполнено с помощью опорных цилиндров, размещенных между опорными площадками и опорными кольцами сильфонного узла в месте крепления газовода, при этом ось опорных цилиндров совпадает с осью камер двигателей.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ повышения эффективности ракет космического назначения (РКН) с маршевыми жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) основан на использовании невыработанных жидких остатков компонентов ракетного топлива (КРТ) в баках отделяющихся частей (ОЧ) ступеней РКН с помощью системы извлечения и реализации энергетических ресурсов (СИРЭР).

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) и может быть использовано при их огневой стендовой отработке для повышения надежности работы камеры сгорания.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к двигателестроению, и может быть использовано при создании камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). ЖРД содержит камеру со смесительной головкой, турбонасосный агрегат, газогенератор, агрегаты питания и регулирования.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкции двигательных установок ракетных блоков, использующих криогенные компоненты топлива для питания жидкостного ракетного двигателя и импульсных двигателей систем стабилизации ориентации и обеспечения запуска.

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). ЖРД имеет в составе камеру сгорания, газогенератор, турбонасосный агрегат, бустерный турбонасосный агрегат с газовой турбиной и теплообменник, согласно изобретению вход в холодный контур теплообменника сообщен с выходом из насоса окислителя, а выход из холодного контура теплообменника посредством магистрали подачи газа в турбину бустерного турбонасосного агрегата - с входом в турбину бустерного турбонасосного агрегата, выход из которой сообщен с входной магистралью окислителя.

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Турбонасосный агрегат (ТНА), имеющий в своем составе ротор и статор, согласно изобретению, снабжен размещенным в статоре подвижным в осевом направлении управляемым плунжером с рабочим торцом, а на роторе предусмотрен ответный торец, причем в рабочем положении плунжера оба торца находятся в силовом контакте для удержания ротора в неподвижном положении.
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%.
Наверх