РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ СТАРОВЕРОВА-12 Российский патент 2014 года по МПК F02K9/08 

Изобретение относится к новому типу двигателей - гибридно-газовому ракетному двигателю.

Известны ракетные двигатели, см. например мой «Бескорпусный двигатель с самоподачей», пат.№2431052. Известны также гибридные двигатели (см. Интернет википедия). Они имеют или камеру с твердым окислителем, куда подается горючее, или наоборот.

Данный двигатель представляет из себя корпус с камерой сгорания и реактивным соплом, в котором имеются две или более пиротехнические газогенераторные шашки, одна/одни из которых вырабатывает газообразное, парообразное или в виде взвеси горючее вещество, а другая/другие - вещество-окислитель (далее «окислитель»), выходы которых соединены со входом камеры сгорания. Время горения шашек, разумеется, должно быть одинаково.

Преимущество такого двигателя в том, что в шашках не создается высокой температуры, и, следовательно, корпус такого двигателя может быть выполнен из титана безо всякой теплоизоляции.

Есть и еще одно преимущество такого двигателя - один из газообразных компонентов может быть направлен в рубашку охлаждения камеры сгорания и, тем самым, использоваться для ее охлаждения. Могут использоваться для этой цели и оба компонента, но в разных отсеках рубашки охлаждения.

Другим преимуществом такого двигателя является то, что в нем можно организовать торцевое горение зарядов шашек, что улучшает коэффициент полезного использования объема.

Компоновки расположения шашек могут быть самыми разными, и это еще одно из преимуществ такого двигателя. Шашки могут быть расположены продольно, поперечно, коаксиально или вообще в разных местах летательного аппарата. Например, по условиям компоновки, ракетоплан может иметь одну большую окислительную шашку в фюзеляже и две, три или четыре маленьких топливных шашки в крыльях аппарата.

Наиболее оптимальна для ракет продольная компоновка, в которой две шашки одинакового диаметра конструктивно представляют собой трубу (далее «корпус»), с одной стороны которой - камера сгорания, а с другой - торец, причем корпус разделен поперечной перегородкой с продольной трубой, входящей в камеру сгорания или в рубашку охлаждения (см. фиг.1) .

Причем, для полноты использования объема продольная труба также может быть заполнена пиросоставом с увеличенной скоростью горения так, чтобы производительность (кг/сек. горючего или окислителя) горения в трубе была равна производительности шашки с трубой. Причем для перехода от горения в продольной трубе к горению по торцу шашки без уменьшения производительности горения на месте их соединения имеется звездообразная или тонкая дискообразная конфигурация быстрогорящего топлива (иначе горение шашки стало бы полусферическим).

Для увеличения скорости горения пиросостава в продольной трубе в пиросостав может быть добавлено в растворенном или мелкодисперсном виде взрывчатое вещество, например, гексоген и т.п.

Другим достоинством такого двигателя является то, что в качестве пиросоставов шашек горючего и окислителя могут быть использованы составы, имеющие малую механическую прочность и не выдерживающие перегрузок при старте ракеты (см. фиг.2) - желеобразные, двухфракционные и даже киселеобразные. В этом случае они располагаются в задней части соответствующих корпусов шашек, и перегрузки только крепче прижимают их к днищам корпусов шашек. Правда, в этом случае заполнить такими составами продольную трубу не удастся. Если только не расположить направленные назад реактивные сопла в передней части двигателя (см. фиг.3).

На эскизах упрощенно показаны: на фиг.1 - двигатель с торцевым горением прочного пирозаряда (пирозаряд расположен в передней части шашки (здесь и далее направления даны по вектору тяги), где: 1 - корпус, 2 - шашка «А» (условно), 3 - шашка Б, 4 -продольная труба, соединяющая полость шашки А с камерой сгорания 5 двигателя с соплом 6. На этом двигателе показаны обечайка 8 и рубашка охлаждения 9 двигателя, стрелками показано движение газов.

На фиг.2 показан двигатель с непрочным (гелеобразным или двухфазным) пирозарядом. В этом случае труба 4 доходит до самого верха корпуса 1, а в шашке 3 имеется дополнительная коаксиальная труба 7.

На фиг.3 показан двигатель с реактивными соплами 6 в передней части корпуса.

Все двигатели имеют поперечную перегородку 10, снабженную теплоизоляцией. Причем желательно, чтобы рабочая температура шашки «А» (обозначение - 2) была меньше, чем шашки Б (обозначение - 3). Это исключит перегрев шашки Б проходящими по продольной трубе газами.

Желательно так подбирать проходные сечения трубы 4 и входы в камеру сгорания, чтобы давление в обеих шашках было одинаковым, чтобы не предъявлять к перегородке повышенных механических требований. На фиг.2,3 перегородку 10 целесообразно сделать вогнутой, чтобы лучше держала вес непрочного пирозаряда.

Работают двигатели так: одновременно воспламеняются две или все (если их больше двух) шашки, они начинают генерировать газообразные или взвесеобразные горючее и окислитель. Газы поступают в камеру сгорания (а на фиг.1 предварительно еще и охлаждают ее), где и сгорают, образуя высокотемпературное пламя и реактивную струю.

Кстати, состав шашек может быть очень похожим. Например, берется за основу реакция:

4 Ве+NH4N(NO2)2=4ВеО+2Н2+2N2.

Но в одной шашке имеется избыток мелкодисперсного бериллия, а в другой - избыток динитрамида аммония (допустим, в одной шашке 70% всего бериллия и 30% всего динитрамида аммония, а в другой - наоборот).

Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, реактивное сопло, а также пиротехнические газогенераторные шашки. Одна часть пиротехнических шашек вырабатывает газообразное, парообразное или в виде взвеси горючее вещество, а другая - вещество-окислитель. Горючее вещество или вещество-окислитель направлено в рубашку охлаждения камеры сгорания и используется для ее охлаждения, либо два компонента направлены в разные отсеки рубашки охлаждения. В другом варианте ракетного двигателя две шашки одинакового диаметра образуют трубу, с одной стороны которой выполнена камера сгорания, а с другой - торец. Труба разделена поперечной перегородкой с продольной трубой, входящей в камеру сгорания или в рубашку охлаждения. Группа изобретений позволяет снизить температуру, воздействующую на стенки корпуса ракетного двигателя. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, реактивное сопло, две или более пиротехнические газогенераторные шашки, одна/одни из которых вырабатывает газообразное, парообразное или в виде взвеси горючее вещество, а другая/другие - вещество-окислитель (далее «окислитель»), отличающийся тем, что один из газообразных компонентов направлен в рубашку охлаждения камеры сгорания и, тем самым, используется для ее охлаждения, или два компонента направлены в разные отсеки рубашки охлаждения.

2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что шашки могут быть расположены продольно, поперечно, коаксиально или в разных местах летательного аппарата.

3. Ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, реактивное сопло, две пиротехнические газогенераторные шашки, одна из которых вырабатывает газообразное, парообразное или в виде взвеси горючее вещество, а другая - вещество-окислитель, отличающийся тем, что две шашки одинакового диаметра конструктивно представляют собой трубу (далее «корпус»), с одной стороны которой - камера сгорания, а с другой - торец, причем корпус разделен поперечной перегородкой с продольной трубой, входящей в камеру сгорания или в рубашку охлаждения.

4. Двигатель по п.3, отличающийся тем, что для полноты использования объема двигателя продольная труба заполнена пиросоставом с увеличенной скоростью горения так, что производительность (кг/сек. горючего или окислителя) горения в трубе равна производительности шашки с трубой, причем для перехода от горения в продольной трубе к горению по торцу шашки без уменьшения производительности горения, на месте их соединения имеется звездообразная или дискообразная конфигурация быстрогорящего топлива.

5. Двигатель по п.3, отличающийся тем, что направленные назад реактивные сопла расположены в передней части двигателя.