РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ СТАРОВЕРОВА-16 Российский патент 2016 года по МПК F02K9/14 

Изобретение относится к ракетным двигателям твердого топлива.

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»).

Известен «Бескорпусный двигатель с самоподачей» пат. №2431052, который является новым поколением торцевых бессопловых двигателей и обеспечивает звуковое истечение газов и коэффициент полезного использования массы 99,9%.

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/с. То есть такой двигатель, сохраняя свои преимущества (легкость, простота и дешевизна), по своему удельному импульсу приблизится к классическим сопловым двигателям твердого топлива. Например:

10LiAlH4+8NH4(NO2)2+4В10Н14=5Li2O+5Al2O3+64Н2+4В2O3+32BN.

Однако и у бессопловых, и у классических двигателей может проявиться, особенно при использовании водородовыделяющего топлива, один недостаток - смесь горючего, окислителя и вспомогательного вещества (например, вещества, дающего вторую энергетическую реакцию - реакцию высвободившегося в результате горения азота с бором или с некоторыми боросодержащими соединениями, дающая нитрид бора и дающая тепловыделение 23,37 МДж на килограмм добавленного бора) может быть чрезмерно взрывоопасной.

Задача и технический результат изобретения - снижение взрывоопасности двигателя. Или, иначе говоря, для возможности применения в ракетных двигателях веществ, которые ранее считались неприменимыми.

ВАРИАНТ 1. Для снижения, например, взрывоопасности смеси безводной аммиачной селитры и гидрида металла или бора или боргидрида металла, которая без специальных замедлителей, скорее всего, взорвется при попытке ее зажечь, в данном двигателе компоненты, дающие в смеси взрывоопасную смесь, расположены в цилиндрической или конической шашке твердого ракетного топлива продольными или спиральными объемными секторами или плоскими слоями (спиральные секторы обеспечивают лучшее перемешивание в потоке). То есть смесь веществ типа динамонов (аммонал, аммонит) не образуется. Каждый сектор термически разлагается отдельно от другого.

Более того, для предотвращения тонкого слоя смеси этих веществ на границе секторов секторы могут быть разделены тонкими прослойками другого вещества, например другого твердого ракетного топлива. Им могут быть коллоксилин, пироксилин и т.п.

А чтобы само взрывоопасное вещество не сдетонировало даже в отсутствие второго компонента, взрывоопасное вещество может иметь замедлители реакции, например борную кислоту. Как показала практика, хорошо замедляет скорость реакции в двигателе гексаметилентетрамин (уротропин). Замедлителями могут быть любые неорганические вещества, разлагающиеся при нагревании - калиевая или литиевая селитры, нитрат бора, оксид или супероксид калия, гидроксиламин и т.п. Концентрация замедлителей или их сочетаний определяется экспериментально и может колебаться в зависимости от типа в диапазоне 0,0001-30% (оптимально 0,1-0,2%).

Как указывалось выше, для получения второй энерговыделяющей реакции с образованием нитрида бора могут использовать бор или некоторые его соединения - твердые бораны, боргидриды металлов, бориды, карбид бора и т.п. Эти соединения не следует смешивать с окислителем, так как может получиться взрывоопасная смесь (исключение - борная кислота). Их следует вводить в состав горючего. Концентрация определяется, в основном, стехиометрией по бору-азоту, иногда стехиометрии по комбинации кислород-бор-азот (когда бор реагирует еще и с кислородом). В основном, в пределах 0,0001-30%.

Для повышения механической прочности участков в них могут вводиться целевые добавки, например, коллоксилин, пироксилин, полиуретан, полиакрилонитрил, полиметилметакрилат, полиамиды, полистирол, сополимеры стирола, в частности, с акрилонитрилом, полиэфирные и эпоксидные смолы и т.п. Важно лишь следить, чтобы одна из этих добавок не сработала как горючее в слое окислителя и не вызвала его детонацию. Концентрация определяется экспериментально и колеблется в пределах 0,0001-30%.

Разумеется, число секторов должно быть как можно больше - тогда компоненты из разных секторов хорошо перемешаются в объеме двигателя. Можно считать достаточным количеством 30-40 секторов.

Центральный канал в шашке может быть круглым, а может быть и звездообразным, но в последнем случае число секторов должно быть кратным числу лучей, например 6 лучей и 36 секторов.

ВАРИАНТ 2. Разделение слоев может быть и другим. В этом варианте компоненты, дающие в смеси взрывоопасную смесь, расположены в цилиндрической или конической шашке твердого ракетного топлива поперечными или коническими слоями.

Смысл этого варианта тот же - два или более вещества в двигателе разлагаются по отдельности.

Все сказанные выше замечания к варианту 1 относятся и к варианту 2.

Разумеется, число секторов должно быть как можно большим. Например, 100. Однако во втором варианте по сравнению с первым есть дополнительный аспект - более близкие к соплу слои нуждаются в лучшем перемешивании, а более удаленные наверняка успеют хорошо перемешаться до подхода к соплу. Поэтому данный двигатель может иметь ближе к соплу более часто расположенные слои (то есть слои с меньшей толщиной), а дальше от сопла - слои с большей толщиной. Это несколько упрощает и ускоряет изготовление двигателя.

Точно так же и в первом варианте - чем дальше от сопла, тем секторов может быть меньше. Но там это не дает никаких технологических преимуществ.

Возможно сочетание вариантов 1 и 2 - расположение участков горючего и окислителя и секторами, и поперечными слоями - получится как бы шахматное расположение (только клетки этих «шахмат», скорее всего, будут сильно отличаться по величине и по форме).

Возможны и другие способы чередования участков горючего и окислителя - иглами и т.п.

На фиг.1 показана в поперечном разрезе шашка двигателя с секторными участками - секторы 1 выполнены из окислителя, а секторы 2 - из горючего.

Работает двигатель так: при зажигании начинают разлагаться слои окислителя 1, и газообразный окислитель взаимодействует с нагретым горючим из слоев 2. Вещества почти полностью перемешиваются и взаимно реагируют при проходе по каналу 3.

На фиг.2 показана в продольном разрезе шашка с чередующимися поперечными дискообразными слоями окислителя 4 и горючего 5.

Работает двигатель так: слои окислителя 4 и горючего 5 термически разлагаются (или разлагается только окислитель), и вещества реагируют в канале 3. Видно, что слои ближе к соплу 6 становятся тоньше, чем в другом торце двигателя.

Изобретение относится к ракетным двигателям твердого топлива. Ракетный двигатель содержит твердое ракетное топливо, причем компоненты, дающие в смеси взрывоопасную смесь, расположены в цилиндрической или конической шашке твердого ракетного топлива спиральными объемными секторами или коническими слоями. Компонент или компоненты содержат замедлители реакции, в качестве которых используют борную кислоту, гексаметилентетрамин, калиевую или литиевую селитры, нитрат бора, оксид или супероксид калия, гидроксиламин в концентрации 0,0001-30%. В указанные секторы или слои для повышения механической прочности введены коллоксилин, пироксилин, полиуретан, полиакрилонитрил, полиметилметакрилат, полиамиды, полистирол, сополимеры стирола, в частности, с акрилонитрилом, полиэфирные и эпоксидные смолы в концентрации 0,0001-30%. Изобретение позволяет снизить взрывоопасность двигателя. 8 з.п. ф-лы, 2 ил.

1. Ракетный двигатель, содержащий твердое ракетное топливо, отличающийся тем, что компоненты, дающие в смеси взрывоопасную смесь, расположены в цилиндрической или конической шашке твердого ракетного топлива спиральными объемными секторами или коническими слоями.

2. Двигатель по п. 1, отличающийся тем, что секторы или слои разделены тонкими прослойками другого вещества.

3. Двигатель по п. 2, отличающийся тем, что другим веществом является другое твердое ракетное топливо.

4. Двигатель по п. 1, отличающийся тем, что компонент или компоненты содержат замедлители реакции.

5. Двигатель по п. 4, отличающийся тем, что в качестве замедлителей реакции содержит борную кислоту, гексаметилентетрамин, калиевую или литиевую селитры, нитрат бора, оксид или супероксид калия, гидроксиламин в концентрации 0,0001-30%.

6. Двигатель по п. 1, отличающийся тем, что бор, твердые бораны, боргидриды металлов, бориды, карбид бора вводятся в состав горючего в концентрации 0,0001-30%.

7. Двигатель по п. 1, отличающийся тем, что для повышения механической прочности секторов или слоев в них вводятся целевые добавки.

8. Двигатель по п. 7, отличающийся тем, что целевыми добавками являются коллоксилин, пироксилин, полиуретан, полиакрилонитрил, полиметилметакрилат, полиамиды, полистирол, сополимеры стирола, в частности, с акрилонитрилом, полиэфирные и эпоксидные смолы в концентрации 0,0001-30%.

9. Двигатель по п. 1, отличающийся тем, что имеет ближе к соплу более часто расположенные конические слои, а дальше от сопла - конические слои с большей толщиной.