СПОСОБ РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, ДЕЙСТВУЮЩЕГО ПО ПРИНЦИПУ РЕАКТИВНОГО ДВИЖЕНИЯ, А ТАКЖЕ ДВИГАТЕЛЬ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Российский патент 2001 года по МПК F02K9/42 

Изобретение относится к способу работы двигателя летательного аппарата, действующего по принципу реактивного движения. Далее изобретение касается исполнения двигателя летательного аппарата.

Для таких случаев, которые требуют высоких удельных импульсов, в ракетной технике используют в качестве топлива, как правило, жидкий водород, который с окислителями, такими как жидкий кислород и жидкий фтор, вводят в реакцию (за пределами атмосферы). Однако при этих комбинациях горючего высокому удельному импульсу противостоит потребность в больших объемах емкостей для топливных компонентов и особые издержки для их хранения. Большие объемы емкостей - это следствие низкой удельной плотности названных комбинаций топлива, за что в первую очередь ответственен водород. Особые издержки хранения складываются из крайне низких точек кипения топливных компонентов.

Для устранения вышеуказанных недостатков уже было предложено в качестве ракетного топлива использовать кремневодород и силиламин (см. DE 2231008). Для этой цели был указан тетрасилан (Si₄H₁₀). Но тетрасилан крайне подвержен самовоспламенению и не может быть представлен простым способом.

Кремневодороды, преимущественно силановые масла, уже были предложены как ракетное топливо и в публикации DE 4215835 C2. Получение силановых масел такого типа описано в немецком патенте DE 2139155, причем, в частности, описывают производство масляной смеси от Si₅H₁₂ до Si₁₀H₂₂. Удивительным образом силановые масла такого типа являются надежными в обращении и очень хорошо годятся в качестве ракетного топлива из-за своей высокой удельной плотности и высокой энергии. Эта надежность в обращении является неожиданной, так как низкие силаны исключаются в качестве топлива вследствие своей необычайной опасности.

Однако и при этих предложениях всегда исходили из того, что силановые масла сжигаются вместе с жидким кислородом, жидким хлором или фтором, так что и здесь принципиально всегда должен вместе подаваться окислитель.

Что касается приведения в действие летательного аппарата (ракеты) в пределах земной атмосферы, то далее известны турбореактивные двигатели. Они обладают тем преимуществом, что используют в качестве окислителя кислород атмосферы, так что не нужно брать с собой специальный окислитель. Для этого нужно, конечно, азот, содержащийся в воздухе (примерно 80%), как инертный газ вместе ускорить и нагреть. Так как согласно импульсному уравнению P=mv скорость газообразных продуктов сгорания зависит от температуры, то предел мощности этого способа ограничен и технически более неперспективен.

В основе изобретения лежит задача создать способ работы двигателя летательного аппарата, действующего по принципу реактивного движения, отличающийся особо высоким коэффициентом полезного действия (КПД).

Задача решается путем принудительной реакции кремневодородных соединений с азотом или азотными соединениями при высоких температурах в присутствии окислителя для водорода кремневодородных соединений в камере сгорания.

Молекула N₂ как таковая, несмотря на свою тройную связь, крайне инертна и только при бомбардировке электронами, например, в непогоду имеет склонность раскрывать свое соединение, вступать в реакцию с кислородом, превращаясь в окись азота. Однако горячий азот при температуре свыше 1400^oC вступает в реакцию с мелко распыленным кремнием с образованием нитрида кремния Si₃N₄.

Основания для сжигания азота содержатся в том факте, что кремний в отличие от углерода не может иметь двойную и тройную связь. Особенно хорошее протекание реакций показывает азот с кремневодородными соединениями. Изобретение использует это познание и целенаправленно применяет азот или азотные соединения в реакции с кремневодородными соединениями, благодаря чему получают особенно эффективный двигатель.

В частности, в атмосфере азот присутствует в большом количестве, так что образуется высокий КПД при незначительных расходах.

Особых преимуществ достигают тогда, когда для реакции используют азот земной атмосферы. В этом случае летательному аппарату не нужно носить с собой окислитель для кремневодородных соединений, так как земная атмосфера примерно на 80% состоит из азота (N₂). Поэтому при таком варианте способа воздух, в частности сжатый, подается в камеру сгорания летательного аппарата и вводится в реакцию с кремневодородными соединениями.

При сгорании кремневодородных соединений, в частности силановых масел со сжатым воздухом, часть кислорода реагирует с водородом силановой цепи согласно уравнению 4H + O₂ = 2H₂O.

При этом водородно-кислородном горении температуры достигают порядка 3000^oC. Такой температуры достаточно, чтобы расщепить молекулу N₂, которую берут путем подачи сжатого воздуха.

Согласно уравнению 4N + 3Si = Si₃N₄ радикалы азота крайне стремительно захватывают свободные атомы кремния, образуется нитрид кремния с молекулярным весом 117 и, таким образом, почти в три раза тяжелее двуокиси углерода. Поэтому соответствующее реактивное движение значительно улучшено по сравнению с уровнем техники.

Разумеется, описанная реакция протекает только при соответственно высоких температурах. После зажигания силановые масла сгорают лишь до красно-коричневой аморфной моноокиси кремния, так как для горючей субстанции при мгновенности сгорания дается слишком мало кислорода. Реакции с азотом не происходит, так как азот в таких условиях не образует свободных радикалов.

Способ согласно изобретению может быть использован как для запуска космических кораблей, так и летательных аппаратов в пределах земной атмосферы. Для первого случая азот и окислитель, отсутствующие в космосе, нужно транспортировать с собой в качестве "окислителя". Однако во втором случае, как указано выше, можно вернуться к азоту, имеющемуся в земной атмосфере, так что по поводу относительно обычных турбореактивных двигателей, которые для сжигания могут использовать примерно лишь 20% (из) атмосферы Земли, появляются значительные преимущества, так как для горения можно обратиться не только к 20% атмосферы (содержание O₂), но и к другим, примерно 80% (содержание N₂). Нитрид кремния Si₃N₄, образуемый преимущественно путем сгорания азота, обладает значительно большим молекулярным весом, чем двуокись углерода, образующаяся у турбореактивных двигателей согласно уровню техники, благодаря чему получают особенно удачный КПД двигателя, так как согласно импульсному уравнению играют роль не только скорость, но также и масса газов.

В дальнейшей разработке способа согласно изобретению в камеру сгорания подают дополнительно к воздушной массе азотные соединения. Этот вариант способа имеет преимущество, в частности, тогда, когда на больших высотах (с убывающей плотностью атмосферы) нужно поддерживать эффективное горение азота. Тогда в камеру сгорания подают, например, жидкий N₂O₄ или азотную кислоту HNO₃. В зависимости от области применения изобретение предусматривает, чтобы для сжигания обращаться преимущественно к азоту, содержащемуся в земной атмосфере. Но если его нет или он есть ограничено, то азот или азотные соединения берут с собой в летательный аппарат и используют для горения.

Реакцию можно проводить преимущественно при температуре свыше 1400^oC, так как ниже этого значения горение кремневодородных соединений, в частности силановых масел, с азотом можно осуществить с трудом или не добиться вообще. Работают преимущественно с повышенными температурами в пределах 2500-3000^oC, образующимися при горении водорода и кислорода в результате реакции части кислорода земной атмосферы с частью водорода силановой цепи кремневодородных соединений.

В качестве кремневодородных соединений используют преимущественно силановые масла, в частности именно такие с длиной цепи от Si₅H₁₂ до Si₉H₂₀. Силановые масла подобного рода уже описаны в названном патенте DE 2139155. К удивлению, такие длинноцепные силаны на воздухе больше не самовоспламеняются. Они обладают консистенцией парафиновых масел, и их можно производить серийно простым способом. Их можно перекачивать, так как без проблем их можно подавать в соответствующую камеру сгорания.

Далее для реализации вышеуказанного способа изобретение касается двигателя летательного аппарата. Этот двигатель отличается тем, что он выполнен как ракетная силовая установка и содержит камеру сгорания, ведущий в нее питающий трубопровод для кремневодородных соединений, ведущий в нее трубопровод подачи азота и/или азотных соединений и ведущий в камеру сгорания трубопровод подачи окислителя.

Подающий азот и/или азотные соединения, и/или окислитель трубопровод подсоединен преимущественно к источнику сжатого воздуха. При этом воздух целесообразно брать из окружающей летательный аппарат атмосферы; его сжимают с помощью компрессоров и запитывают в камеру сгорания. Запитка камеры сгорания происходит преимущественно кольцеобразно, в то время как кремневодородные соединения подают преимущественно в середину кольца. В остальном двигатель выполнен как известная ракетная силовая установка и содержит выходное отверстие для газообразных продуктов сгорания, которое снабжено суженным участком для повышения скорости прохождения газа.

Таким образом, согласно изобретению создан реактивный двигатель нового типа, представляющий собой синтез турбореактивного двигателя и известного ЖРД. В соответствии с изобретением скомбинированы преимущества обеих известных систем. Согласно изобретению двигатель работает по принципу реактивного движения, т.е. сравним с ракетной силовой установкой и использует ее высокий КПД, однако для горения кремневодородных соединений он обращается преимущественно к имеющемуся в атмосфере азоту, так что в летательный аппарат не нужно брать с собой никакого специального окислителя.

Преимущество относительно традиционного турбореактивного двигателя заключается далее в том, что в камере сгорания можно отказаться от механических элементов.

Корпус камеры сгорания рассчитан на соответственно высокие давления и температуры. Он имеет охлаждающую рубашку. Внутренняя поверхность камеры может быть защищена облицовкой из керамического материала или благородного металла. Более того, корпус камеры сгорания может, по меньшей мере частично, состоять из титана.

На случай, если для горения не будет хватать O₂, чтобы сжечь все H-атомы кремневодородных соединений (силановых цепей) и получить достаточно высокую температуру для деления молекулы N₂, то в данном случае в камеру сгорания нужно подать O₂ преимущественно в виде окиси азота. O₂ срабатывает при этом как "среда зажигания" для последующей реакции азота (N).

Иначе подача топлива в камеру сгорания происходит преимущественно автоматически в зависимости от давления и температуры камеры.

Кремневодородные соединения подают в камеру сгорания преимущественно в виде силановых масел и именно с помощью соответствующего насоса. Как уже сказано, силановые масла подобного типа поддаются перекачке насосом.

В дальнейшем изобретение подробно поясняется на примере исполнения и чертежей. Фиг. 1, 2 схематично показывают конструкцию приводного механизма летательного аппарата (вид сбоку, прерывистая линия) и в горизонтальном сечении.

Как следует из фиг. 1, 2, двигатель 1 имеет камеру сгорания 2, корпус 11 которой состоит из температуропрочного материала, например металла или керамики. Корпус, по меньшей мере частично, выполнен преимущественно из титана. Он (корпус) окружен соответствующей охлаждающей рубашкой 10.

В остальном камера сгорания выполнена, как и камера известного ракетного двигателя, и на своем нижнем (на фиг. 1, 2) конце имеет выходное отверстие с соответствующим сужением для повышения скорости истечения газообразных продуктов сгорания.

С одной стороны в камеру входит трубопровод 4 подачи сжатого воздуха, нагнетаемого схематично обозначенным цифрой 6 компрессором. Подающий трубопровод 4 дает сжатый воздух в камеру сгорания на кольцо 8, снабженное множеством направленных внутрь выходных сопловых отверстий 9, по которым сжатый воздух подают внутрь камеры сгорания.

Далее в камеру сгорания входит трубопровод 3, подающий силановые масла, которые насосом 7 заправляются в камеру, а именно внутрь кольца 8. Заправка при этом может происходить посредством соответствующего (не показанного здесь) инжекторного устройства.

Часть кислорода сжатого воздуха реагирует с водородом силановой цепи для образования H₂O. При соответствующем горении водорода + кислорода достигают довольно высоких температур, способных расщепить молекулу N₂. Свободные радикалы азота соединяются теперь со свободными атомами кремния, в результате чего происходит желаемое горение азота. Образуется Si₃N₄. Если недостаточно воздуха, то в камеру сгорания можно подать дополнительные азотные соединения, например NO₂ или HNO₃, как схематично показано на трубопроводе 5.

Согласно вышеизложенному для способа в соответствии с изобретением необходимы азот для реакции с атомами кремния и окислитель для реакции с атомами водорода кремневодородных соединений.

Эти компоненты могут быть внесены в кремневодородные соединения раздельно, как смесь или как соединение. Особенно пригодна подача в виде смеси, т. е. воздуха, так как он есть в атмосфере. В качестве окислителя здесь используют кислород воздуха, как сообщалось ранее. Однако могут быть добавлены и соединения, чтобы получить окислитель и азот. Для этого, например, можно использовать уже упомянутые окиси азота (N_ох), которые в качестве окислителя дают соответственно кислород, а также азот. Другое преимущественное соединение - это тeтрафторгидразин, дающий и нужный азот, и нужный окислитель, а именно фтор.

Изобретение предназначено для использования в ракетной технике. Способ работы двигателя летательного аппарата, действующего по принципу реактивного движения, включает операции принудительной реакции кремневодородных соединений с азотом и/или азотными соединениями при повышенных температурах и при наличии окислителя для водорода кремневодородных соединений в камере сгорания. Двигатель для осуществления способа выполнен как ракетная силовая установка. Азот и окислитель можно забирать из земной атмосферы, так что не нужно иметь с собой в летательном аппарате (ракете) соответствующий окислитель для кремневодородных соединений. В качестве кремневодородных соединений применяют преимущественно силановые масла. Изобретение позволяет повысить коэффициент полезного действия. 2 с. и 12 з.п.ф-лы, 2 ил.

1. Способ работы двигателя летательного аппарата, действующего по принципу реактивного движения, отличающийся тем, что а) водород кремневодородного соединения сжигается для получения высоких температур в присутствии кислородообразующего окислителя с получением воды, после чего б) при высоких температурах, устанавливаемых при образовании воды, азот воздуха и/или приносимое с ним соединение азота подвергается реакции с кремнием кремневодородного соединения с образованием нитрида кремния. 2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что для реакции используют азот земной атмосферы. 3. Способ по п.1 или 2, отличающийся тем, что азот подают в камеру сгорания в виде сжатого воздуха. 4. Способ по п.2 или 3, отличающийся тем, что дополнительно к воздуху в камеру сгорания подают азотные соединения. 5. Способ по одному из пп.1 - 4, отличающийся тем, что в качестве кремневодородных соединений применяют силановые масла. 6. Способ по п.5, отличающийся тем, что в виде силановых масел используют масла с длиной цепи Si₅H₁₂ (пентасилан) до Si₉H₂₀ (нонасилан). 7. Способ по одному из пп.1 - 6, отличающийся тем, что для начала и/или поддержания реакции между азотом и/или азотными соединениями и кремневодородными соединениями в камеру сгорания подают окислитель. 8. Способ по одному из пп.1 - 7, отличающийся тем, что подачу кремневодородных соединений, азота, и/или азотных соединений, и/или окислителя в камеру сгорания производят автоматически в зависимости от давления и температуры в камере сгорания. 9. Двигатель для осуществления способа по одному из предыдущих пунктов, отличающийся тем, что он выполнен как ракетная силовая установка (1) и содержит камеру сгорания (2), соединенный с ней подающий трубопровод (3) для кремневодородных соединений, подающий трубопровод (4) для азота и/или азотных соединений, соединенный с камерой сгорания (2), трубопровод для окислителя, соединенный с камерой сгорания (2). 10. Двигатель по п.9, отличающийся тем, что подающий трубопровод (4) для азота, и/или азотных соединений, и/или для окислителя присоединен к источнику сжатого воздуха. 11. Двигатель по п.9 или 10, отличающийся тем, что подающий трубопровод (3) для кремневодородных соединений присоединен к источнику силановых масел. 12. Двигатель по одному из пп.9 - 11, отличающийся тем, что азот, и/или азотные соединения, и/или окислитель поступает в камеру сгорания (2) кольцеобразно. 13. Двигатель по одному из пп.9 - 12, отличающийся тем, что камера сгорания (2) имеет охладительную рубашку (10). 14. Двигатель по одному из пп.9 - 13, отличающийся тем, что корпус камеры сгорания, по меньшей мере частично, выполнен из титана.