РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ СТАРОВЕРОВА - 13а Российский патент 2015 года по МПК F02K9/12 F02K9/18 

Изобретение относится к бессопловым ракетным двигателям твердого топлива.

Известен мой «Бескорпусный бессопловой двигатель» заявка №2012106695, который является новым поколением торцевых бессопловых двигателей и обеспечивает сверхзвуковое истечение газов и коэффициент полезного использования массы 99%. Известны бессопловые двигатели с канальным горением, но они обладают низким удельным импульсом, так как в них невозможно обеспечить эффективное расширение образующихся газов выше местной скорости звука (см. «Ракетные двигатели на химическом топливе», Тимнат И., 1990, глава «Бессопловые двигатели»).

В связи с изобретением водородовыделяющих топлив, которые при горении из газообразных продуктов горения выделяют чистый водород или газовую смесь с большим количеством водорода (см. например, заявку «Ракетный двигатель Староверова - 6»), бессопловые двигатели приобретают новые возможности. Так как скорость звука в водороде почти в 4 раза больше, чем в воздухе или в выхлопных ракетных газах при тех же условиях, то скорость истечения выхлопных газов из бессоплового двигателя можно увеличить до 5000-6000 м/сек. То есть такой двигатель, сохраняя свои преимущества (легкость, простота и дешевизна), по своему удельному импульсу приблизится к классическим сопловым двигателям твердого топлива.

Однако у бессоплового канального двигателя остается существенный недостаток. Задача изобретения - устранить или нивелировать его.

Недостаток канального бессоплового двигателя - неадекватный характер изменения газопроизводительности и сечения «сопла» (выходного диаметра канала в топливе). В то время как газопроизводительность, то есть площадь горения, меняется по мере работы двигателя практически линейно и является пропорциональной диаметру канала в топливе, выходное сечение канала меняется пропорционально второй степени его диаметра. То есть по мере работы двигателя газы истекают из него все медленнее.

Для борьбы с этим явлением есть очевидный путь - не делать канал слишком маленьким. Даже при диаметре канала 50% от диаметра шашки коэффициент полезного использования объема двигателя (то есть процент объема, занятый топливом) составляет 75%, что достаточно много. Однако есть и другие способы.

ВАРИАНТ 1. У обычного соплового двигателя канал обычно выполняется в виде звездообразного поперечного сечения. Это сделано для того, чтобы сохранить газопроизводительность примерно на одном уровне по мере выгорания топлива. В данном двигателе желательна обратная зависимость. Так как диаметр выходного отверстия увеличивается по параболе, то желательно, чтобы цилиндрический вначале канал в топливе по мере выгорания топлива становился звездообразным.

Для этого данный двигатель имеет в топливной шашке закрытополостные радиальные щелевые пустоты - далее «щели» (см. фиг.1). Причем желательно, чтобы они находились на разном расстоянии от продольной оси двигателя, то есть от внутренних стенок топливной шашки. При этом по мере сгорания топлива и увеличения диаметра канала щели будут поочередно открываться и поверхность горения будет зигзагообразно увеличиваться. То есть канал из цилиндрического будет становиться все более звездообразным. При этом радиальный размер щелей (разница между расстояниями от продольной оси до начала и до конца щели) должен быть примерно постоянным, чтобы фронт горения подошел к стенке корпуса одновременно. Чтобы зубцы не самовыравнивались по мере горения топлива, желательно, чтобы угловой шаг, с которым расположены щели, был непостоянным. И, разумеется, щели должны иметь лучевую симметрию (двух-, трех-, четырехлучевую и т.д.).

Возможно и более сложное расположение каналов, например, два канала вдвое меньшей длины на одном луче симметрии (см. фиг.1).

Для облегчения истекания газов из щелей в основной канал щели имеют треугольную или трапецевидную форму, расширяющуюся к оси двигателя.

Имеется похожее решение в пат. US №3296794, где имеются закрытополостные радиально-цилиндрические каналы, но они имеют другую характеристику увеличения площади горения, а главное, они не пригодны для бессоплового двигателя, так как в нем в конце канала достигаются очень высокие скорости течения газа по соплу (при водородном топливе до 5000 м/сек) и в нем вследствие эрозии эти «игольчатые» каналы будут разрушаться.

ВАРИАНТ 2. Предыдущий вариант имеет два небольших недостатка: уменьшается коэффициент полезного объема и уменьшается прочность шашки. От этих недостатков свободен этот вариант. Данный двигатель содержит в основном топливе радиальные включения более быстро горящего топлива. Они могут быть расположены так же, как щели. Но так как горение в них распространяется не сразу, а по мере сгорания быстрогорящего топлива, то они могут иметь вид простых пластин постоянной толщины.

У этого варианта нет недостатков предыдущего, но он сложен в изготовлении, а также не обеспечивает точно одновременного достижения фронтом горения стенок корпуса. От этих недостатков свободен следующий вариант.

ВАРИАНТ 3. В этом двигателе имеется несколько цилиндрических или звездообразных слоев топлива с разной скоростью горения. Сначала горит самое медленное топливо, затем - все более быстрогорящее, и, наконец, у стенок корпуса - самое быстрогорящее. Если не хватает диапазона регулирования скорости горения, то последнему слою можно придать звездообразный вид (вид зубчатого колеса).

Скорость горения топлива можно в некоторых пределах регулировать добавками ускорителя горения (например, взрывчатое вещество небризантного действия), замедлителя горения (любых газовыделяющих веществ, например, алюмогидрида лития) и фракционностью компонентов топлива.

На фиг.1 показана шашка двигателя со щелями (корпус не показан), где: 1 - шашка, 2 - цилиндрический канал в ней, 3, 4, 5, 6 - щели. Шашка имеет 4-лучевую симметрию.

Работает двигатель так: сначала запалом воспламеняются стенки канала 2. Затем фронт горения, коаксиально расширяясь, доходит до четырех (на всей шашке) коротких щелей 3, и поверхность горения нелинейно увеличивается. Затем фронт горения доходит до восьми щелей 4, и поверхность горения еще более увеличивается. Затем так же фронт горения доходит до двадцати щелей 5, и последними загораются щели 6, затем практически одновременно фронт горения доходит до наружной поверхности шашки, то есть до стенок корпуса.

На фиг.2 показана шашка 1 с включениями быстрогорящего топлива 7. Работает двигатель так: сначала загорается поверхность канала 2, а затем фронт горения доходит до быстрогорящего топлива 7, и на цилиндрической поверхности горения начинают образовываться зубцы. То есть она приобретает звездообразную форму.

На фиг.3 показана шашка из трех слоев топлива: ближе к продольной оси - самое медленно горящее топливо 8 (с замедлителем), затем - среднегорящее топливо 9 (основное), и у стенок корпуса - быстрогорящее топливо 10 (с добавками ускорителя). Граница между топливами 9, 10 может быть звездообразной (например, в виде волнистой линии). Работает двигатель так: по мере сгорания топлива увеличивается не только диаметр канала, то есть поверхность горения, но и газопроизводительность единицы поверхности топлива.

Пример реакции горения топлива:

Соотношение компонентов топлива: алюмогидрида лития - 21,50%, пятиокиси азота - 61,19%, декаборана - 17,31%. Удельное тепловыделение сравнительно небольшое - 8,19 мДж/кг, зато выделяется чистый водород, скорость звука в котором почти в 4 раза больше, чем в обычных выхлопных газах. В результате этого импульс двигателя окажется равен двигателю с гораздо большим тепловыделением, так как уменьшатся потери тепла с отходящими газами.

Еще лучшими характеристиками будет обладать топливо с динитрамидом аммония:

Соотношение компонентов топлива: алюмогидрида лития - 20,40%, динитрамида аммония - 53,33%, декаборана - 26,27%.

Изобретение относится к бессопловым ракетным двигателям твердого топлива. Ракетный двигатель содержит корпус и шашку ракетного топлива с продольным каналом. В топливной шашке - закрытополостные радиальные щелевые пустоты. Соотношение компонентов топлива ракетного двигателя: алюмогидрида лития - 21,50%, пятиокиси азота - 61,19%, декаборана - 17,31, или алюмогидрида лития - 20,40%, динитрамида аммония - 53,33%, декаборана - 26,27%. Изобретение позволяет при работе ракетного двигателя увеличивать газопроизводительность шашки по мере ее выгорания. 3 ил.

Ракетный двигатель, содержащий корпус и шашку ракетного топлива с продольным каналом, отличающийся тем, что имеет в топливной шашке закрытополостные радиальные щелевые пустоты и имеет соотношение компонентов топлива: алюмогидрида лития - 21,50%, пятиокиси азота - 61,19%, декаборана - 17,31, или имеет соотношение компонентов топлива: алюмогидрида лития - 20,40%, динитрамида аммония - 53,33%, декаборана - 26,27%.