EA042281B1 - Гибридный газогенератор - Google Patents
Гибридный газогенератор Download PDFInfo
- Publication number
- EA042281B1 EA042281B1 EA202091971 EA042281B1 EA 042281 B1 EA042281 B1 EA 042281B1 EA 202091971 EA202091971 EA 202091971 EA 042281 B1 EA042281 B1 EA 042281B1
- Authority
- EA
- Eurasian Patent Office
- Prior art keywords
- fuel
- hydrogen
- gas generator
- oxygen
- solid
- Prior art date
Links
Description
Изобретение относится к устройствам по созданию объёмов газа и может быть использовано в ствольных метательных установках и реактивных ракетных двигателях. Известны и наиболее широко применяются химические устройства:
1) твёрдотопливные газогенераторы - применяются в метательных ствольных стрелковых, артиллерийских системах и в первых ступенях легкогазовых пушек (патент RU 2668481 С2), а также в твердотопливных ракетах (Виницкий А.М., Ракетные двигатели на твердом топливе, М., 1973). Достоинствами являются: относительная простота, отсутствие проблемы возможных утечек топлива, возможность долговременного хранения, надёжность. Недостатками таких газогенераторов являются: невысокий удельный импульс; дорогое топливо и большое количество агрессивных веществ в выхлопе. Так, например, при каждом пуске аппарата Спейс Шаттл в атмосферу выбрасывалось ~ 1000 т продуктов сгорания твердого топлива, содержащих свыше 100 т газообразного хлористого водорода;
2) жидкостные газогенераторы в настоящее время применяются как жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), использующий в качестве топлива жидкости, в том числе сжиженные газы. По количеству используемых компонентов различаются одно- и двухкомпонентные ЖРД (Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. Камеры. Д.И. Завистовский, В.В. Спесивцев. Учеб. пособие. Харьков: Национальный аэрокосмический университет Харьковский авиационный институт, 2006. 122 с.). Преимущества - ЖРД самый высокий удельный импульс в классе химических ракетных двигателей. Более 4500 м/с, для пары кислород + водород и 3500 м/с для пары керосин + кислород. Экологичные и дешёвые топлива. Недостатки - ЖРД: они значительно более сложные и более дорогостоящи, чем эквивалентные по возможностям твердотопливные, несмотря на то, что 1 кг жидкого топлива в несколько раз дешевле твёрдого.
Применение жидких компонентов топлива в ствольных системах ещё не вышло из стадии экспериментов (CHRIS JENKINS. MONERGOLS AND DIERGOLS - THE WAY FORWARD FOR PROJECTILES. MILITARY TECHNOLOGY, 1988, No 7).
Перспективно использование трёх компонентов топлива одновременно, например водород - бериллий - кислород и водород - литий - фтор. Бериллий и литий горят, а водород по большей части используется как рабочее тело. Это позволяет достичь значений удельного импульса в районе 550-560 с. Однако это технически очень сложно, и никогда не использовалось на практике (Википедия).
Известен другой тип газогенераторов - с фазовым переходом. Здесь объёмы рабочего тела возрастают без химических преобразований. Патент KZ 33305 - криоиспарительный газогенератор в автономной пневмопушке и устройство для метания снаряда - патент KZ 31797. Преимущество их в экологичности, простоте конструкции, доступности и безотказности. Недостатком для заявленной цели является небольшой удельный импульс.
Наиболее близким к заявленному изобретению является устройство по патенту РФ № 2511986. Гибридный ракетный двигатель, использующий компоненты топлива в разных агрегатных состояниях. Наличие твёрдого компонента позволяет существенно упростить конструкцию. Первый полёт ракеты, оснащённой гибридным двигателем, спроектированной под руководством С.П. Королева, состоялся 23.05.1934 года.
Преимущества по сравнению с ЖРД: простота конструкции, проще инфраструктура заправки; возможно добавление в топливо порошка химически активных металлов для увеличения как удельного импульса, так и плотности. Преимущества по сравнению с твердотопливными двигателями: более высокий удельный импульс, экологичность, меньшая взрывоопасность - не взрывается от трещин в топливной шашке; топливо не чувствительно к паразитному электрическому заряду и не склонно к самовоспламенению из-за нагрева; ракету можно перевозить, устанавливать без окислителя и заправлять им на месте. Недостатки гибридных ракетных двигателей: топливо оснащено каналами, и потому его плотность не столь высока; невозможно регенеративное охлаждение сопла и топливная завеса (как и в твердотопливных ракетах); удельный импульс меньше чем в ЖРД.
Применение гибридного топлива в ствольных метательных системах в настоящее время не встречается.
Задача данного изобретения - разработка газогенератора:
1) простого и надёжного как твердотопливный, и с удельным импульсом как у ЖРД;
2) с возможностью использования нескольких компонентов топлива и применения эффекта фазового перехода водорода для достижения ещё большего удельного импульса;
3) с применением недорогого и экологичного топлива;
4) применимого в ствольных метательных системах и в том числе в легкогазовых мощных пушках с высокой скоростью метания.
Технический результат выражается:
(1) в увеличении экологичности, надёжности устройства и его производительности;
(2) в уменьшении стоимости конструкции установки и стоимости топлива.
Технический результат изобретения достигается тем, что гибридный газогенератор содержит камеру сгорания, компоненты топлива в разных агрегатных состояниях и устройство выпуска сгенерированного газа. При этом все компоненты помещены в камере сгорания. Компоненты топлива в твёрдом агре- 1 042281 гатном состоянии могут представлять собой как сплошные объёмы, пригодные для продолжительного горения, так и гранулы с большой внешней поверхностью, если требуется большая скорость реакции.
Компоненты могут быть сегментированы полностью или частично с применением оболочек. На стенках оболочек могут быть установлены устройства для запуска реакции. При этом компоненты будут вступать в реакцию в определённом порядке для возможности регулирования скорости и мощности реакции.
Для уменьшения нагрева топлива за пределами зоны горения применимы устройства по снижению теплопереноса излучением и турбулентного переноса нагретых масс из зоны горения.
Часть жидкого водорода может использоваться не как горючее, а как топливо с фазовым переходом. Скорость звука в водороде больше, чем в других веществах. Поэтому водород может разогнаться сам и частично разогнать пылевые частицы быстрее, чем любой другой газ. Повышение скорости реактивной струи увеличивает удельный импульс.
Низкая плотность водорода увеличивает размеры устройства. Чтобы увеличить плотность топлива с применением водорода, можно использовать более плотные водородосодержащие компоненты. Это могут быть химические соединения - метан, боразан и т.д. или сорбенты водорода. При получении водорода из метана, который разлагается при 1500°C, попутно выделяется углерод в виде сажи или графита. Чтобы пылевые частицы меньше снижали скорость газов, газогенератор может быть снабжен устройством для уменьшения доли конденсированной фазы в исходящей струе газа.
Наибольшим содержанием водорода обладают бороводороды, особенно диборан. Но они очень опасны, нестабильны и ядовиты. Однако в состоянии глубокой заморозки, как и любое вещество, будут нейтральны. Поэтому перспективно топливо, где компонентами являются азот и боран в конденсированных состояниях. В результате реакции этой пары образуются водород и нитрид бора. Эти вещества неядовиты, поэтому выхлоп будет экологически чистым.
Чертежи
Фиг. 1 - пример конкретного исполнения устройства - гибридный газогенератор как легкогазовая пушка. 1. Камера сгорания с термоизоляцией. 2. Жидкий водород. 3. Кислород в твердом состоянии в гранулах. 4. Воспламеняющий заряд. 5. Ствол. 6. Запускаемый аппарат.
Устройство, приведённое в примере, работает следующим образом: при воспламенении заряда (4), поверхность ближних к заряду гранул кислорода (3) и часть водорода (2) нагреваются и вступают в реакцию. Выделяет тепло и водяной пар. Жидкий водород (2) интенсивно испаряется. Давление возрастает, и запускаемый аппарат (6) начинает движение по стволу (5). Общий объём камеры сгорания со стволом увеличивается. По мере роста температуры всё большее количество гранул кислорода принимают участие в горении.
Этим обеспечивается прогрессивное горение, требуемое для поддержания давления при многократном увеличении объёма за ускоряющимся снарядом. Скорость горения гранул зависит от их размера;
фиг. 2 - пример конкретного исполнения устройства - гибридный газогенератор как ракетный реактивный двигатель. 1. Камера сгорания с термоизоляцией. 2. Жидкий водород. 3. Кислород в твердом состоянии. 4. Компонент топлива из порошка магния (как варианты: из лития, алюминия, или др.) в оболочках, например из пластика. 5. Запускающее устройство, например нить накала. 6. Устройство выпуска с возможностью запирания до пуска реакции, например выпускное отверстие с разрывной мембраной. 7. Сопло. 8. Заправочный штуцер для водорода и дренажный клапан. 9. Заправочный штуцер для кислорода и дренажный клапан. 12. Устройство для снижения нагрева жидкого водорода излучением от зоны горения и уменьшения турбулентного перемешивания, например отражающие, перфорированные пластины. 13. Устройство для снижения нагрева твёрдого кислорода излучением от зоны горения (отражающие пластины). 14. Устройство для уменьшения доли конденсированной фазы в струе газа. Например, электрический вихревой пылеуловитель.
Соотношение объёмов компонентов приведено условно. Скорость преобразования топлива определяют форма, количество отдельных объёмов с компонентами, их взаимное расположение и выходное сечение в устройстве выпуска. Точные расчёты этих параметров по заданным характеристикам газогенератора могут выполняться на основе экспериментов;
фиг. 3 - устройство, приведённое в примере, работает следующим образом. В первую очередь производится заправка камеры сгорания (1) жидким водородом (2) через штуцер (8). Далее заливается жидкий кислород (3) через штуцер (9). Кислород, окруженный более холодным водородом, переходит в твёрдое состояние. После подготовки компонентов топлива нить накала (5) запускающего устройства прожигает материал оболочки, зажигает магний (4) и кислород. Начинается интенсивное выделение тепла. Между зоной горения и устройством выпуска (6) жидкий водород (2) переходит в газ и частично реагирует с выделяющимся газообразным кислородом. Возникает зона горения (11), которая расширяется до полного сгорания кислорода, металлического порошка, оболочек и части водорода. Давление в камере сгорания (1) возрастает. Разрывная мембрана устройства выпуска (6) разрушается. И газы (15) устремляются в сопло (7), где дополнительно разгоняются и создают реактивную тягу. Часть разогретых газов водорода (10) вырываются как топливо с фазовым переходом. При этом служат тепловой завесой для стенок сопла.
Claims (1)
- Гибридный газогенератор, содержащий камеру сгорания и устройство выпуска сгенерированного газа, отличающийся тем, что все компоненты топлива расположены в камере сгорания, при этом в камере сгорания агрегатное состояние одного из компонентов топлива отличается от агрегатного состояния другого компонента топлива.
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
EA042281B1 true EA042281B1 (ru) | 2023-01-31 |
Family
ID=
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US7947137B2 (en) | Nitrous oxide based explosives and methods for making same | |
US7506500B1 (en) | Propulsion from combustion of solid propellant pellet-projectiles | |
CN101855325A (zh) | 氧化亚氮燃料掺混物单元推进剂 | |
Tian et al. | Numerical and experimental investigation on the effects of aft mixing chamber diaphragm in hybrid rocket motor | |
JPH10513542A (ja) | 高圧軽ガスを装填したカートリッジ | |
Yang et al. | A theoretical investigation of thermodynamic performance for a ramjet based on a magnesium—Water reaction | |
Yang et al. | Thermodynamic cycle analysis of ramjet engines using magnesium-based fuel | |
US3942443A (en) | Rocket assisted projectile | |
Benhidjeb-Carayon et al. | Hypergolic ignition and relights of a paraffin-based hybrid grain | |
EA042281B1 (ru) | Гибридный газогенератор | |
Gautham et al. | Propulsive performance of mechanically activated aluminum–water gelled composite propellant | |
US3685453A (en) | Antipersonnel mine destruct system | |
US3137127A (en) | Method of developing high energy thrust | |
Jung et al. | Ignition delay in solid-fuel ramjet combustor | |
US3726219A (en) | Integral propellant case ramjet projectile | |
RU2500659C2 (ru) | Порох староверова - 2 | |
KR100437717B1 (ko) | 연료기화 폭발탄용 연료조성물 | |
Wollmark et al. | Static Firing Tests of Aluminum-Water Propellant Motors Containing V-Alex Nanopowders | |
RU187155U1 (ru) | Бессопловая газопаровая камера жидкостного ракетного двигателя | |
RU196907U1 (ru) | Ракета с газопаровым пороховым двигателем, ядерными зарядами ВВ и поворотным соплом | |
Iorga et al. | Design and Testing of an Unguided Rocket with Thermobaric Warhead for Multiple Launcher System | |
RU219887U1 (ru) | Боеприпас с объемно-детонирующей смесью | |
US4208948A (en) | High efficiency propulsion system | |
Falempin et al. | Pulsed detonation engine-Towards a tactical missile application | |
Li et al. | Numerical simulation of the two-phase flow of a constant-pressure rear-spray low recoil weapon with two chambers |