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 2601820:

Староверов Николай Евгеньевич (RU)

Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, причем 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. В другом варианте ракетный двигатель содержит камеру сгорания или корпус с соплом, работающий на жидком или твердом ракетном топливе. При этом в камеру сгорания или в корпус твердотопливного ракетного двигателя кроме окислительно-восстановительного топлива дополнительно подается диборан, тетраборан или метан в количестве 1:1 к топливу, или же в состав твердого ракетного топлива дополнительно входит боргидрид бериллия, в количестве, превышающем окислительные возможности окислителя на 10%. Группа изобретений позволяет повысить удельный импульс ракетного двигателя. 2 н. и 4 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). 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 градусов, что гораздо выше температуры разложения, даже если считать от абсолютного нуля. Но, кстати, ниже температуры воспламенения водорода - 700 градусов С. Однако с учетом теплоемкости водорода реальная температура будет ниже - около 440 градусов 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 градусов 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 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 в любом сочетании обеспечивают 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 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 (далее «энтальпия»), 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 меньшей положительной или 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, содержащий камеру сгорания или корпус с соплом, работающий на жидком или твердом ракетном топливе и отличающийся тем, что в камеру сгорания или в корпус твердотопливного ракетного двигателя кроме окислительно-восстановительного топлива дополнительно подается диборан, тетраборан или метан в количестве 1:1 к топливу, или же в состав твердого ракетного топлива дополнительно входит боргидрид бериллия, в количестве, превышающем окислительные возможности окислителя на 10%.



 

Похожие патенты:
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания с соплом. В камеру сгорания подают жидкий металл и воду.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания с соплом, в которую под давлением подается газообразный, или жидкий, или расплавленный гидрид и вода или антифриз на основе воды, или водяной пар.
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%.
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 двигательным средствам летательных аппаратов (ЛА). ЛА содержит вспомогательные реактивные двигатели, амортизатор и блок управления, сообщенный с амортизатором.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигателях космических объектов (КО). Система отбора жидкости в ракетный двигатель КО содержит бак с нижним днищем с приямком, расходным клапаном с дополнительной полостью, заборное устройство, крепежные элементы.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к моделированию процесса сжигания продуктов газификации неизрасходованных остатков жидких компонентов ракетного топлива в баках отработанной ступени ракеты-носителя.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания с соплом. В камеру сгорания подают жидкий металл и воду.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания с соплом, в которую под давлением подается газообразный, или жидкий, или расплавленный гидрид и вода или антифриз на основе воды, или водяной пар.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в двигателях космических объектов (КО). Капиллярная система хранения и отбора жидкости в ракетный двигатель КО содержит топливный бак с крышкой и нижним днищем, радиальные перфорированные перегородки, кронштейны, трубопровод с теплообменником, хомуты, коническую обечайку, гайку, стрежень с резьбой и площадкой, заборное устройство с корпусом в виде расположенных друг над другом и соединённых ребрами верхнего плоского кольца с внутренней кромкой, выполненной в виде утолщения с лабиринтными кольцевыми выступами, и нижнего кольца с центральными отверстиями или корпусом с большим конусом, переходящим в малый конус с расходным фланцем, накопителем капиллярного типа с капиллярной сеткой, теплообменником, тарелью в виде плоского кольца, конической обечайкой, дозирующим устройством, капиллярной сеткой, крепежными элементами, расходным клапаном, несущим диском с периферийными и центральным отверстиями и радиальными окнами, полой осью с верхней чашей с прорезами и нижней чашей с прорезями и площадкой.

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано в космической технике или авиации. Двигатель содержит систему агрегатов формирования и подачи рабочего тела в сопло, при этом сопло имеет входную часть, выполненную в виде полого цилиндра с тангенциальными подводами рабочего тела, расположенными равномерно в поперечной плоскости.

Изобретение относится к ракетным двигателям. Многоступенчатая камера сгорания жидкостного ракетного двигателя состоит из последовательности элементарных камер сгорания, каждая из которых оснащена своими форсунками подачи рабочего тела и своими воспламенителями подаваемого рабочего тела.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано в системах дренажа жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) для удаления утечек топливных компонентов, паров и других отходов, выделяемых при функционировании агрегатов.
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%.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания с соплом. В камеру сгорания подают жидкий металл и воду.
Наверх