Твердое металлическое горючее и способ его воспламенения



Владельцы патента RU 2660057:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт черной металлургии им. И.П. Бардина" (ФГУП "ЦНИИчермет им. И.П. Бардина") (RU)

Группа изобретений относится к твердому горючему для сверхзвуковых и гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных или ракетных двигателей и способу его воспламенения. Твердое металлическое горючее представляет собой монолитное изделие, изготовленное из титана или сплава титана, имеющее формы и размеры, позволяющие разместить его в камере сгорания двигателя. Для воспламенения твердого металлического горючего набегающим высокоэнтальпийным воздушным потоком воспламеняют инициатор, расположенный перед твердым металлическим горючим. Инициатор представляет собой пористое изделие, изготовленное из спеченного порошка по меньшей мере одного материала, выбранного из группы, включающей в себя титан, железо, магний, алюминий, бор и/или их порошковые оксидно-металлические смеси. Группа изобретений позволяет значительно повысить энергетические характеристики и эксплуатационные параметры воздушно-реактивных и ракетных двигателей, в которых применяется твердое металлическое горючее. 2 н.п. ф-лы.

 

Группа изобретений относится к области твердых металлических горючих для сверхзвуковых и гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных или ракетных двигателей.

Известно твердое горючее, содержащее 27% титанового порошка, 5% бора и 68% хлората калия (см. WO 90/13529 А1, 15.11.1990).

Недостатки известного твердого горючего состоят в том, что оно не обладает прочностными свойствами, необходимыми для эксплуатации при высоких стартовых перегрузках, для производства горючего применяются достаточно сложные технологические операции, для воспламенения горючего используются специальные устройства.

Также известно твердое металлическое горючее, принятое в качестве ближайшего аналога к заявленному твердому металлическому горючему, содержащее 0.5-50% порошка металла, 36-95% полиолефина и 4-15% карборана или его производных (см. RU 2288207 С1, 27.11.2006).

Недостатки известного твердого металлического горючего состоят в том, что его изготовление связано с применением множества технологических операций и оно также обладает низкой механической прочностью. Кроме этого, энергетические характеристики смесевых горючих невысоки.

Задачей настоящего изобретения является создание твердого металлического горючего с высокой теплотворной способностью (более 90000 МДж/м3), а также способа его воспламенения.

В результате достигается технический результат, заключающийся в значительном повышении энергетических характеристик и эксплуатационных параметров воздушно-реактивных и ракетных двигателей, в которых применяется заявленное твердое металлическое горючее.

Технический результат достигается посредством создания твердого металлического горючего, которое представляет собой монолитное изделие, изготовленное из титана или сплава титана, имеющее формы и размеры, позволяющие разместить его в камере сгорания прямоточного воздушно-реактивного или ракетного двигателя.

Кроме этого, технический результат достигается посредством создания способа воспламенения заявленного твердого металлического горючего, в котором набегающим высокоэнтальпийным воздушным потоком воспламеняют инициатор, расположенный перед твердым металлическим горючим, представляющий собой пористое изделие, изготовленное из спеченного порошка по меньшей мере одного материала, выбранного из группы, включающей в себя титан, железо, магний, алюминий, бор и/или их порошковые оксидно-металлические смеси.

Монолитное изделие из титана или сплава титана может быть изготовлено любым известным способом, не раскрываемым конкретно в рамках настоящего изобретения. В частности, может быть использован титановый прокат с дальнейшей механической обработкой.

Химическая инертность титана, обусловленная наличием прочной оксидной пленки на его поверхности, его прочность, взрывобезопасность и пожаробезопасность значительно упрощают эксплуатацию, транспортировку и хранение твердого металлического горючего в любых климатических условиях и позволяют работать с ним персоналу без особых требований к уровню квалификации.

Инициализация горения заявленного твердого металлического горючего происходит путем воспламенения высокоэнтальпийным воздушным потоком в камере сгорания прямоточного воздушно-реактивного или ракетного двигателя инициатора, представляющего собой изделие, изготовленное, например, из спеченного порошка титана или сплава титана, располагающееся в камере сгорания перед блоком горючего. Инициатор имеет пористую структуру для увеличения активной поверхности, участвующей в процессе воспламенения.

После воспламенения инициатора высокотемпературными продуктами сгорания осуществляется воспламенение монолитного твердого металлического горючего с использованием окислителя (кислорода) из набегающего воздушного потока. Дальнейший процесс горения твердого горючего поддерживается за счет набегающего воздушного потока и высокой температуры в камере сгорания, с истечением продуктов через сопло двигателя.

Инициатор с остаточной пористостью 10-60% изготавливается методами порошковой металлургии, что позволяет создать структуру материала, способную воспламеняться от набегающего в прямоточный воздушно-реактивный или ракетный двигатель сверхзвукового или гиперзвукового воздушного потока и обеспечивает широкую вариативность параметров процесса воспламенения.

1. Твердое металлическое горючее для прямоточного воздушно-реактивного или ракетного двигателя, отличающееся тем, что оно представляет собой монолитное изделие, изготовленное из титана или сплава титана, имеющее формы и размеры, позволяющие разместить его в камере сгорания двигателя.

2. Способ воспламенения твердого горючего по п. 1, в котором набегающим высокоэнтальпийным воздушным потоком воспламеняют инициатор, расположенный перед твердым металлическим горючим, представляющий собой пористое изделие, изготовленное из спеченного порошка по меньшей мере одного материала, выбранного из группы, включающей в себя титан, железо, магний, алюминий, бор и/или их порошковые оксидно-металлические смеси.



 

Похожие патенты:

Гиперзвуковой летательный аппарат содержит фюзеляж, прямоточный воздушно-реактивный двигатель, интегрированный с нижней частью фюзеляжа, и стартовую двигательную установку, состыкованную с фюзеляжем последовательно посредством устройства стыковки и отделения.

Способ запуска гиперзвукового летательного аппарата включает разгон стартовой двигательной установкой, отделение и запуск прямоточного воздушно-реактивного двигателя, интегрированного с нижней частью фюзеляжа.

Изобретение относится к ракетной технике и касается системы регулирования (CP) сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (СПВРД). На поверхности передней части центрального тела расположены от двух до четырех приемников воздушного давления и приемник полного давления невозмущенного потока, внутри центрального тела размещены датчики давления, с одной стороны связанные воздушной магистралью с приемником полного давления невозмущенного потока, приемниками воздушного давления на центральном теле и в передней части центрального тела, с другой стороны - с блоком управления, состоящим из процессорного модуля, модуля управления и модуля силовых ключей, для выдачи сигнала на агрегат управления соплом в зависимости от числа Маха, перепада давления, угла атаки, угла скольжения.

Способ организации рабочего процесса в прямоточном воздушно-реактивном двигателе включает подачу порошка металлического горючего в камеру сгорания, его воспламенение и горение в потоке воздуха из воздухозаборника.

Изобретение может быть использовано в качестве двигательной установки летательных аппаратов. Двигатель содержит воздухозаборное устройство (ВЗУ) с каналами подачи и перепуска воздуха, камеру сгорания (КС) с размещенным в передней части канальным зарядом твердого горючего маршевой ступени, стабилизатор пламени, заряд твердого топлива стартовой ступени и маршевое сопло.

Комбинированный прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит маршевый и скрепленный с ним разгонный двигатель, воздухозаборное устройство, оснащенное заглушками, сопло и камеру сгорания.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в гиперзвуковых (М≥5) крылатых ракетах с ракетно-прямоточными двигателями, предназначенных для полетов на больших высотах.

Двигательная установка летательного аппарата, содержащая окружной газозаборный канал, расположенный между корпусом аппарата и обечайкой газозаборника, а также магнитную систему, наводящую в канале радиальное магнитное поле.

Гибридный ракетно-прямоточный воздушно-реактивный аэрокосмический двигатель включает ракетный двигатель на топливе в виде нанопорошка алюминия размером не более 25 нм в жидкой водной фазе и совмещенный с ним прямоточный воздушно-реактивный двигатель на молекулярном водороде, образующимся при сжигании нанопорошка алюминия.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к конструктивным элементам двигателей летательных аппаратов. Пиротолкатель заглушки воздухозаборного устройства воздушно-реактивного двигателя состоит из корпуса, газогенератора с дроссельной шайбой, сбрасываемого с заглушкой поршня, разрушаемого элемента фиксации сбрасываемого с заглушкой поршня в корпусе и толкающего поршня, закрывающего в конце хода канал расположения сбрасываемого с заглушкой поршня своим торцом.

Изобретение относится к борфторсодержащим композициям, которые могут быть использованы в качестве высококалорийных компонентов энергетических конденсированных систем (ЭКС), например порохов, пиротехнических и взрывчатых составов, смесевых твердых ракетных топлив и т.п.

Изобретение относится к производству дисперсно наполненных полимерных композитных материалов, например зарядов энергетических конденсированных систем (ЭКС) - смесевых твердых топлив, пиротехнических составов и др.

Изобретение относится к термостойким газогенерирующим составам, применяемым и эксплуатируемым в температурном диапазоне от минус (70±3)°C до плюс (155±5)°C. Газогенерирующий состав содержит окислитель - 1,3,5-тринитро-1,3,5-триазациклогексан или смесь 1,3,5-тринитро-1,3,5-триазациклогексана и 1,3,5,7-тетранитро-1,3,5,7-тетраазациклооктана при соотношении 3:1 соответственно, связующее - поливинилбутираль, пластификатор - дибутилфталат, технологические добавки - парафин, олеиновая кислота, углерод технический и стеарат цинка.
Изобретение относится к изготовлению зарядов смесевого ракетного топлива, а именно к технологии формования зарядов методом свободного литья. Формование заряда осуществляют методом свободного литья топливной массы в корпус, установленный в барокамере.

Изобретение раскрывает катализатор ракетного топлива, содержащий: носитель, изготовленный посредством горячего изостатического прессования и имеющий теоретическую плотность, по меньшей мере, 97%, который содержит оксид гафния и вплоть до равной части оксид циркония по массе, причем объединенные оксид гафния и оксид циркония, когда присутствуют, составляют, по меньшей мере, 50% масс.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к технологии изготовления бронечехла для бронирования вкладного заряда из смесевого твердого топлива (СТТ) к маршевому ракетному двигателю (РД) переносных зенитных ракетных комплексов (ПЗРК), а также к теплозащитному материалу для изготовления бронечехла.

Изобретение относится к ракетным топливам для жидкостных, твердотопливных и гибридных ракетных двигателей, а также для поршневых, турбореактивных двигателей.

Изобретение относится к ракетной технике и касается разработки способа получения органического термостойкого наполнителя для обеспечения термоэрозионной стойкости бронепокрытия.

Изобретение относится к ракетным топливам для жидкостных, твердотопливных и гибридных ракетных двигателей, а также для экстремальных поршневых и турбореактивных двигателей.
Изобретение относится к вариантам ракетного топлива для твердотопливных и гибридных ракетных двигателей. Ракетное топливо содержит нитросоединение, например нитроформ, которое находится в нем в связанном соединении с непредельными углеводородами (нитроэтилен, этилен, стирол, пропилен, нитропропилен, нитрил акриловой кислоты, диацетилен) с помощью реакции Михаэля.

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для исключения падения на Землю трудно сгораемых фрагментов космических аппаратов, отработавших свой ресурс, а именно деталей, изготовленных из тугоплавкого конструкционного материала.

Группа изобретений относится к твердому горючему для сверхзвуковых и гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных или ракетных двигателей и способу его воспламенения. Твердое металлическое горючее представляет собой монолитное изделие, изготовленное из титана или сплава титана, имеющее формы и размеры, позволяющие разместить его в камере сгорания двигателя. Для воспламенения твердого металлического горючего набегающим высокоэнтальпийным воздушным потоком воспламеняют инициатор, расположенный перед твердым металлическим горючим. Инициатор представляет собой пористое изделие, изготовленное из спеченного порошка по меньшей мере одного материала, выбранного из группы, включающей в себя титан, железо, магний, алюминий, бор иили их порошковые оксидно-металлические смеси. Группа изобретений позволяет значительно повысить энергетические характеристики и эксплуатационные параметры воздушно-реактивных и ракетных двигателей, в которых применяется твердое металлическое горючее. 2 н.п. ф-лы.

Наверх