EP4291545A1 - Fuel - Google Patents
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- EP4291545A1 EP4291545A1 EP21819823.2A EP21819823A EP4291545A1 EP 4291545 A1 EP4291545 A1 EP 4291545A1 EP 21819823 A EP21819823 A EP 21819823A EP 4291545 A1 EP4291545 A1 EP 4291545A1
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- C06B29/00—Compositions containing an inorganic oxygen-halogen salt, e.g. chlorate, perchlorate
- C06B29/02—Compositions containing an inorganic oxygen-halogen salt, e.g. chlorate, perchlorate of an alkali metal
Definitions
- the present invention relates to a liquid or gel propellant, in particular for rocket engines.
- Solid propellants are characterized in particular by a very high energy density and are widely used in aerospace and military technology, e.g. in carrier rockets and military missiles.
- Mixtures of solid fuels and oxidizers can be used (diergolic systems) as well as monergole fuels, in which an intramolecular redox reaction takes place (e.g. fuels based on HMX, RBX or a mixture of nitroglycerine and nitrocellulose).
- Solid propellant rocket engines are simple in design because the fuel is injected directly into the combustion chamber, eliminating the need for a separate fuel tank and fuel delivery systems.
- Monergole and diergole systems are also known for liquid fuels.
- the latter include cryogenic or partially cryogenic fuels with liquid hydrogen, liquid methane or kerosene as the fuel and liquid oxygen as the oxidizer.
- the storage and handling of these liquefied gases is expensive and requires the highest safety measures, since any leakage leads to a risk of explosion.
- hydrazine and its derivatives are typically used as fuel in this context, in combination with nitric acid, dinitrogen tetroxide or hydrogen peroxide.
- nitric acid nitric acid
- dinitrogen tetroxide hydrogen peroxide.
- the main problem here is that hydrazines are very toxic and carcinogenic, so for health and environmental reasons they should be replaced by alternatives whenever possible.
- Dinitrogen tetroxide is also toxicologically questionable, but replacing it with hydrogen peroxide reduces the effectiveness of the fuel.
- Ammonium dinitramide (ADN) and hydroxylammonium nitrate (HAN) are used as less toxic alternatives to hydrazines. These monergolic substances are highly explosive, so they can only be used in the form of aqueous solutions. gene are manageable, optionally in combination with methanol and/or ammonia as additional fuels. The water content in turn leads to reduced ignitability, so that engines based on ADN or HAN, in contrast to hydrazine engines, cannot be cold-started, but have to be heated up beforehand. In addition, ADN and HAN are comparatively expensive.
- the invention is based on the object of proposing a propellant, in particular for rocket engines, with which the above-mentioned disadvantages of the prior art can be avoided as far as possible.
- a liquid or gelatinous propellant which comprises the following: an inorganic salt as an oxidizer, the inorganic salt having an oxygen content of at least 60% by weight; and a solvent as a fuel, comprising a monohydric or dihydric alcohol, a nitroalkane and/or an ionic liquid with nitrate as the anion, the solvent having an oxygen content of 30 to 55% by weight, the inorganic salt being dissolved in the solvent present.
- the propellant according to the invention is liquid or gel-like, and in the case of a gel-like propellant it is also pumpable (see below). This avoids the typical disadvantages of solid propellants.
- the propellant of the present invention is non-cryogenic, which fundamentally simplifies the storage, handling, and delivery of the propellant to the engine.
- the components of the fuel according to the invention are toxicologically and ecologically relatively harmless, at least in comparison to hydrazine and its derivatives. Compared to ADN or HAN, the fuel according to the invention offers a clear cost advantage.
- the fuel according to the invention is a diergolic system, since oxidizer and fuel are present as separate chemical compounds, it is but advantageously a homogeneous mixture that is fed to the engine.
- the invention makes use of the fact that the inorganic salts used as oxidizers have relatively good solubility in various solvents that are suitable as fuels, so that the required mixing ratios of oxidizer and fuel can be set.
- both low-energy fuels monohydric or dihydric alcohols
- high-energy fuels nitrogenalkanes/nitrates
- the propellant according to the invention and its components are generally not explosive, which also simplifies handling and production and increases the safety of the propellant.
- the fuel according to the invention has good ignition properties, with electrical, thermal, catalytic-thermal or catalytic ignition being possible in principle.
- the inorganic salt used as the oxidizer is preferably selected from lithium nitrate, lithium dinitramide, lithium perchlorate or a mixture thereof. These salts have relatively good solubility in several suitable fuels, particularly alcohols. For example, the solubility of lithium nitrate in methanol is about 58 g/100 g and the solubility of lithium perchlorate in methanol is about 182 g/100 g. The solubilities are lower in nitroalkanes and ionic liquids with nitrate as the anion, and in this case it is possible to increase the solubility of the salts by adding alcohols or other solvents.
- the proportion of the inorganic salt in the fuel can be varied over a wide range, it is usually in the range from 15 to 65% by weight.
- the proportion depends on the one hand on the chosen solvent and the previously discussed solubility of the inorganic salt, on the other hand it can be varied depending on the desired oxygen balance during combustion of the fuel.
- the solvent comprises ethanol, methanol or n-butanol, in particular as the sole component. Due to the good solubility in these monohydric alcohols, a relatively high proportion of the inorganic salt in the fuel can be selected in this case, preferably from 50 to 65% by weight.
- the solvent comprises nitromethane or nitroethane, in particular as the sole component.
- the proportion of the organic salt in this case is preferably from 10 to 40% by weight, more preferably from 20 to 30% by weight.
- the fuel of the present invention may comprise a single alcohol or a single nitroalkane as the solvent and fuel, respectively.
- the solvent additionally comprises another alcohol, in particular n-butanol (if this is not the primary solvent) and/or ethylene glycol and/or a carbonic acid ester, in particular dimethyl carbonate, diethyl carbonate, ethyl methyl carbonate and/or propylene carbonate.
- Carbonic acid esters are also low-energy fuels.
- the solvent comprises an ionic liquid, in particular ethylammonium nitrate.
- the proportion of the inorganic salt in the fuel is preferably from 10 to 40% by weight, more preferably from 15 to 25% by weight.
- the solvent preferably includes an alcohol, in particular ethylene glycol and/or ethanol.
- an alcohol in particular ethylene glycol and/or ethanol.
- a mixture can affect the solubility of the inorganic salt (oxidant).
- a single solvent can be increased.
- the mixing ratio of ethylammonium nitrate to alcohol is preferably in the range from 6:1 to 1:3.
- the fuel according to the invention preferably does not contain any water, and as a result differs in particular from the known fuels based on ADN or HAN. Due to the absence of water, the fuels according to the invention have good ignitability.
- the fuel according to the invention is a gel-type fuel.
- the propellant comprises a thickener, which is preferably selected from polyacrylic acids, pyrogenic silicon dioxides, microscale to nanoscale metal powders, titanium dioxide nanoparticles and/or carbon nanotubes.
- a thickener is preferably selected from polyacrylic acids, pyrogenic silicon dioxides, microscale to nanoscale metal powders, titanium dioxide nanoparticles and/or carbon nanotubes.
- metal powder this is preferably selected from aluminum, magnesium, aluminum-magnesium alloys, boron, iron and zirconium.
- gel-like propellants Compared to liquid fuels, gel-like propellants have the advantage that they tend to be safer, on the one hand because the vapor pressure of the liquid components is reduced, and on the other hand because the exit velocity in the event of a leak is lower due to the higher viscosity.
- a further advantage is that in a gel-like propellant, insoluble components can also be kept in a suspension, which would settle out in a liquid propellant.
- the metal powders optionally contained in the propellant which, in addition to their function as a thickening agent, also represent an additional fuel and can be used to increase the energy density of the propellant.
- the proportion of thickener in the fuel according to the invention is preferably up to 10% by weight, more preferably from 1 to 5% by weight.
- the type and quantity of the thickening agent can advantageously be selected in such a way that the gel-like propellant according to the invention essentially has all the advantages of a liquid propellant, ie in particular a good one Pumpability and flexibility (easy scalability, throttle controllability and reignitability).
- the gel-like propellants according to the present invention differ significantly from known gel propellants from the prior art, which have a rheology with a structurally viscous (shear-thinning) behavior and a pronounced yield point, so that they can be used with the delivery systems customary for liquid propellants are not pumpable.
- the fuel according to the invention can also comprise one or more hydrides of light metals, which are preferably selected from AlH3, NaBH4 and/or AlUH4.
- the metal hydrides are additional fuels that can be used to modify the energy content and performance of the fuel.
- the propellant also comprises a further oxidizer which is preferably selected from the nitrates and perchlorates of ammonium, sodium and potassium. This is particularly true in the case of gel fuels in which these oxidizers are in suspended form due to their lower solubility.
- the fuel according to the invention typically has a density in the range from 900 to 1700 kg/m 3 , preferably in the range from 1100 to 1400 kg/m 3 .
- the fuel according to the invention advantageously has an oxygen balance of 0 to -50%, more preferably of -20 to -40%. With an oxygen balance of 0, combustion is completely stoichiometric, so that the energy content of the fuel is fully utilized. However, a negative oxygen balance, ie an excess of fuel compared to the oxidizer, is preferred in most cases in order to avoid the fuel spontaneously igniting (explosively) too easily. Due to the possibilities described above of varying the qualitative and quantitative composition of the liquid or gel fuel within the scope of the present invention, the specific impulse of the fuel can also lie within a wide range (e.g. in the range from 150 to 300 s at a combustion pressure of 7 MPa and an expansion ratio of 70:1).
- propellants according to the invention can be used in various types of rocket engines in the aerospace tech technology, both for main drives and for auxiliary drives, especially for launchers, booster rockets, rocket stages or orbital engines.
- propellants with a specific impulse at the lower end of the above range can also be used to operate gas generators in aerospace systems.
- the fuel according to the invention can also be used to power aircraft (e.g. for auxiliary starting units) or civil or military missiles.
- propellant according to the invention is mining, where the propellant can be used, for example, for cutting torches or drills. But the fuel could also be used outside of mining, e.g. to drive machine tools for joining and cutting metals.
- Table 1 shows the percentage composition, specific impulse, density, adiabatic combustion temperature, ture and the oxygen balance are given.
- Conventional fuels based on hydrazine (VI) or ammonium dinitramide (V2 and V3) serve as comparative examples.
- the values for the specific impulse are comparable to those of conventional fuels or in some cases even higher.
- the density of the fuels according to the invention is also in a similar range.
- the adiabatic combustion temperature like the specific impulse, was calculated using the NASA-CEA program (McBride & Gordon, 1996).
- Example 2 this value is also in a similar range to that in the comparative examples. This means that very similar materials can be used to build the engines, which simplifies the technical implementation of the new fuels.
- Example 1 is an exception.
- both the combustion temperature and the power (specific impulse) are significantly higher, so that it may be necessary to adapt the existing engine technologies (high-temperature-resistant construction materials, in particular of catalytic converter devices), which, however, is due to the realization of the performance potential seems worthwhile.
- the oxygen balance of the fuels according to the invention is lower than with the conventional "Green Propellants" based on ADN. This means on the one hand that the combustion is less stoichiometric, which does not lead to a complete conversion of the chemical energy into propulsion energy; on the other hand, this can be an indication of this be that the newly developed propellants are more difficult to detonate under mechanical and thermal stresses.
- FIG. 1 shows a diagram with the performance potential (Delta v) of the fuels listed in Table 1, expressed as a percentage deviation compared to the reference fuel hydrazine (VI), in different space vehicle configurations. These are represented by the burnout mass ratio (BMV, z), which is plotted on the right-hand axis.
- BMV, z burnout mass ratio
- Table 2 below gives the percentage composition, specific impulse, density and C* combustion efficiency for three examples of gel-like propellants according to the invention (Ex. 5 to 7).
- Various conventional fuels (C4 to C7) serve as comparative examples.
- the specific impulse values here are lower than for the cryogenic or semi-cryogenic bipropellant propellants and more comparable to the energy characteristics of solid propellants.
- the densities of the propellants according to the invention are higher, but not as high as the density of solid propellants.
- FIG. 2 shows a diagram with the performance potential (Delta v) of the propellants listed in Table 2, expressed as a percentage deviation compared to comparative example C4, in different spacecraft configurations.
- the BMV values shown are typical for missiles and sounding rockets (0.15 to 0.35), as well as for booster stages (0.3 to 0.45) or upper stages (0.4 to 0.65).
- all the propellants shown in the diagram would provide less delta v than the solid propellant reference (V4), which is used, for example, in the P-80 booster stage of the VEGA carrier system.
- the delta v is between 1 and 20% less.
- the delta v is between 12 and 25% less.
- Example 7 is an exception: the delta-v performance of this fuel is in the range of conventional cryogenic and partially cryogenic bipropellants.
Abstract
The invention relates to a liquid or gel-like fuel, in particular for rocket engines, comprising: - an inorganic salt as the oxidant, the inorganic salt having an oxygen content of at least 60 wt.%; and - a solvent as the combustible material, comprising a mono- or divalent alcohol, a nitroalkane and/or an ionic liquid with nitrate as the anion, and the solvent has an oxygen content of 30 to 55 wt.%, and the inorganic salt is dissolved in the solvent.
Description
Treibstoff fuel
Die vorliegende Erfindung betrifft einen flüssigen oder gelförmigen Treibstoff, insbesondere für Raketentriebwerke. The present invention relates to a liquid or gel propellant, in particular for rocket engines.
Bei Treibstoffen für Raketentriebwerke, die nach dem Rückstoßprinzip arbei ten, wird in erster Linie zwischen festen und flüssigen Treibstoffsystemen un terschieden. Je nach konkretem Anwendungsbereich (Trägerraketen, Orbital triebwerke usw.) können unterschiedliche Treibstoffsysteme vorteilhaft einge setzt werden, jedoch weisen alle Systeme auch spezifische Nachteile auf. When it comes to propellants for rocket engines that work according to the recoil principle, a distinction is primarily made between solid and liquid propellant systems. Depending on the specific area of application (launchers, orbital engines, etc.), different fuel systems can be used to advantage, but all systems also have specific disadvantages.
Festtreibstoffe zeichnen sich insbesondere durch eine sehr hohe Energiedichte aus und finden breite Anwendung in der Luft- und Raumfahrttechnik und in der Militärtechnik, z.B. bei Trägerraketen und militärischen Flugkörpern. Es können sowohl Mischungen von festen Brennstoffen und Oxidatoren eingesetzt werden (diergole Systeme), als auch monergole Treibstoffe, bei denen eine in tramolekulare Redoxreaktion erfolgt (z.B. Treibstoffe auf Basis von HMX, RBX oder einer Mischung aus Nitroglycerin und Nitrozellulose). Raketentriebwerke mit Festtreibstoffen sind einfach im Aufbau, da der Treibstoff direkt in die Brennkammer eingebracht wird und daher weder ein separater Treibstofftank noch Zuführungssysteme für den Treibstoff erforderlich sind. Solid propellants are characterized in particular by a very high energy density and are widely used in aerospace and military technology, e.g. in carrier rockets and military missiles. Mixtures of solid fuels and oxidizers can be used (diergolic systems) as well as monergole fuels, in which an intramolecular redox reaction takes place (e.g. fuels based on HMX, RBX or a mixture of nitroglycerine and nitrocellulose). Solid propellant rocket engines are simple in design because the fuel is injected directly into the combustion chamber, eliminating the need for a separate fuel tank and fuel delivery systems.
Nachteilig ist bei Festtreibstoffen vor allem die mangelnde Flexibilität, sowohl bei der Skalierung der Triebwerke als auch beim Betrieb, da eine Schubvaria tion durch Steuerung des Abbrandes praktisch nicht möglich ist. Ein Problem ist auch, dass die bekannten Feststofftreibstoffe hochexplosiv sind, was die si chere Handhabung der Treibstoffe vor, während und nach dem Einbringen in die Brennkammer sehr aufwendig macht. Beim Einbringen des Festtreibstoffs muss eine formschlüssige Verbindung mit der Brennkammerwand sicherge stellt werden, wobei Fehlstellen oder Rissbildungen zu einem unkontrollierten Abbrand und im Extremfall zum Totalverlust des Vehikels führen können.
Bei Flüssigtreibstoffen treten die oben genannten Nachteile nicht auf, insbe sondere sind Raketentriebwerke mit Flüssigtreibstoffen gegenüber Feststoff triebwerken wesentlich flexibler. Sowohl eine Skalierung der Triebwerke ist einfacher möglich, als auch eine Schubsteuerung durch Regulierung der Treib stoffzufuhr in die Brennkammer. Auf der anderen Seite bedeutet dies den Nachteil eines höheren konstruktiven Aufwandes, da ein oder mehrere Treib stofftanks und Zuführungssysteme mit Pumpen, Ventilen und weiteren Hilfs komponenten benötigt werden. The main disadvantage of solid propellants is the lack of flexibility, both in the scaling of the engines and in operation, since it is practically impossible to vary the thrust by controlling the burnup. Another problem is that the known solid propellants are highly explosive, which makes the safe handling of the propellants before, during and after introduction into the combustion chamber very complex. When introducing the solid propellant, a form-fitting connection with the combustion chamber wall must be ensured, whereby defects or crack formation can lead to uncontrolled combustion and, in extreme cases, to the total loss of the vehicle. In the case of liquid propellants, the disadvantages mentioned above do not occur; in particular, rocket engines with liquid propellants are much more flexible than solid propellants. It is easier to scale the engines, as well as to control the thrust by regulating the fuel supply to the combustion chamber. On the other hand, this means the disadvantage of a higher design effort, since one or more propellant tanks and supply systems with pumps, valves and other auxiliary components are required.
Auch bei Flüssigtreibstoffen sind monergole und diergole Systeme bekannt. Zu den letzten zählen kryogene oder teilkryogene Treibstoffe mit Flüssigwasser stoff, Flüssigmethan oder Kerosin als Brennstoff sowie Flüssigsauerstoff als Oxidator. Die Lagerung und Handhabung dieser verflüssigten Gase ist aufwen dig und erfordert höchste Sicherheitsmaßnahmen, da jede Leckage zu einer Explosionsgefahr führt. Monergole and diergole systems are also known for liquid fuels. The latter include cryogenic or partially cryogenic fuels with liquid hydrogen, liquid methane or kerosene as the fuel and liquid oxygen as the oxidizer. The storage and handling of these liquefied gases is expensive and requires the highest safety measures, since any leakage leads to a risk of explosion.
Neben kryogenen Systemen sind Kombinationen aus flüssigen Brennstoffen und Oxidatoren bekannt, die insbesondere in Orbitaltriebwerken zur Flug- und Lageregelung von Satelliten oder Raumsonden eingesetzt werden. Als Brenn stoffe kommen in diesem Zusammenhang typischerweise Hydrazin und dessen Derivate (Mono- und Dimethylhydrazin) zum Einsatz, in Kombination mit Sal petersäure, Distickstofftetroxid oder Wasserstoffperoxid. Hier besteht das we sentliche Problem darin, dass Hydrazine sehr giftig und karzinogen sind, so dass sie aus gesundheitlichen und ökologischen Gründen nach Möglichkeit durch Alternativen ersetzt werden sollten. Auch Distickstofftetroxid ist toxiko logisch bedenklich, ein Ersatz durch Wasserstoffperoxid verringert aber die Effektivität der Treibstoffe. In addition to cryogenic systems, combinations of liquid fuels and oxidizers are known, which are used in particular in orbital engines for flight and attitude control of satellites or space probes. Hydrazine and its derivatives (mono- and dimethylhydrazine) are typically used as fuel in this context, in combination with nitric acid, dinitrogen tetroxide or hydrogen peroxide. The main problem here is that hydrazines are very toxic and carcinogenic, so for health and environmental reasons they should be replaced by alternatives whenever possible. Dinitrogen tetroxide is also toxicologically questionable, but replacing it with hydrogen peroxide reduces the effectiveness of the fuel.
Als weniger giftige Alternativen zu Hydrazinen werden Ammoniumdinitramid (ADN) und Hydroxylammoniumnitrat (HAN) eingesetzt. Diese monergolen Substanzen sind hochexplosiv, so dass sie nur in Form von wässrigen Lösun-
gen handhabbar sind, optional in Kombination mit Methanol und/oder Ammo niak als zusätzliche Brennstoffe. Der Wasseranteil führt wiederum zu einer verminderten Zündfähigkeit, so dass Triebwerke auf Basis von ADN oder HAN im Gegensatz zu Hydrazintriebwerken nicht kaltstartfähig sind, sondern zuvor aufgeheizt werden müssen. Zudem sind ADN und HAN vergleichsweise teuer. Ammonium dinitramide (ADN) and hydroxylammonium nitrate (HAN) are used as less toxic alternatives to hydrazines. These monergolic substances are highly explosive, so they can only be used in the form of aqueous solutions. gene are manageable, optionally in combination with methanol and/or ammonia as additional fuels. The water content in turn leads to reduced ignitability, so that engines based on ADN or HAN, in contrast to hydrazine engines, cannot be cold-started, but have to be heated up beforehand. In addition, ADN and HAN are comparatively expensive.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, einen Treibstoff insbesondere für Raketentriebwerke vorzuschlagen, mit dem die oben genannten Nachteile des Standes der Technik soweit wie möglich vermieden werden können. The invention is based on the object of proposing a propellant, in particular for rocket engines, with which the above-mentioned disadvantages of the prior art can be avoided as far as possible.
Diese Aufgabe wird gemäß der Erfindung durch einen flüssigen oder gelförmi gen Treibstoff gelöst, der Folgendes umfasst: ein anorganisches Salz als Oxidator, wobei das anorganische Salz einen Sauerstoffanteil von mindestens 60 Gew.% aufweist; und ein Lösungsmittel als Brennstoff, umfassend einen ein- oder zweiwerti gen Alkohol, ein Nitroalkan und/oder eine ionische Flüssigkeit mit Nitrat als Anion, wobei das Lösungsmittel einen Sauerstoffanteil von 30 bis 55 Gew.% aufweist, wobei das anorganische Salz in dem Lösungsmittel gelöst vorliegt. According to the invention, this object is achieved by a liquid or gelatinous propellant which comprises the following: an inorganic salt as an oxidizer, the inorganic salt having an oxygen content of at least 60% by weight; and a solvent as a fuel, comprising a monohydric or dihydric alcohol, a nitroalkane and/or an ionic liquid with nitrate as the anion, the solvent having an oxygen content of 30 to 55% by weight, the inorganic salt being dissolved in the solvent present.
Der erfindungsgemäße Treibstoff ist flüssig oder gelförmig, wobei im Falle eines gelförmigen Treibstoffs dieser ebenfalls pumpfähig ist (siehe unten). Somit werden die typischen Nachteile von Festtreibstoffen vermieden. Der erfindungsgemäße Treibstoff ist nicht kryogen, was die Lagerung, Handhabung und Zuführung des Treibstoffs zum Triebwerk grundsätzlich vereinfacht. Schließlich sind die Komponenten des erfindungsgemäßen Treibstoffs toxikolo gisch und ökologisch relativ unbedenklich, zumindest im Vergleich zu Hydrazin und dessen Derivaten. Im Vergleich zu ADN oder HAN bietet der erfindungsge mäße Treibstoff einen deutlichen Kostenvorteil. The propellant according to the invention is liquid or gel-like, and in the case of a gel-like propellant it is also pumpable (see below). This avoids the typical disadvantages of solid propellants. The propellant of the present invention is non-cryogenic, which fundamentally simplifies the storage, handling, and delivery of the propellant to the engine. Finally, the components of the fuel according to the invention are toxicologically and ecologically relatively harmless, at least in comparison to hydrazine and its derivatives. Compared to ADN or HAN, the fuel according to the invention offers a clear cost advantage.
Der erfindungsgemäße Treibstoff ist zwar ein diergoles System, da Oxidator und Brennstoff als getrennte chemische Verbindungen vorliegen, es liegt je-
doch vorteilhafterweise eine homogene Mischung vor, die dem Triebwerk zu geführt wird. Dabei nutzt die Erfindung den Umstand aus, dass die als Oxida tor verwendeten anorganischen Salze eine relative gute Löslichkeit in verschie denen, als Brennstoff geeigneten Lösungsmitteln aufweisen, so dass die benö tigten Mischungsverhältnisse von Oxidator und Brennstoff eingestellt werden können. Von besonderem Vorteil ist in diesem Zusammenhang, dass als Lösungsmittel sowohl eher niederenergetische Brennstoffe (ein- oder zweiwer tige Alkohole) als auch eher hochenergetische Brennstoffe (Nitroalkane/ Nitrate) eingesetzt werden können, um die spezifischen Eigenschaften des Treibstoffs wie Sauerstoffbilanz, Energiedichte, spezifischer Impuls usw. an verschiedene Einsatzbereiche und Anforderungen anpassen zu können. Although the fuel according to the invention is a diergolic system, since oxidizer and fuel are present as separate chemical compounds, it is but advantageously a homogeneous mixture that is fed to the engine. The invention makes use of the fact that the inorganic salts used as oxidizers have relatively good solubility in various solvents that are suitable as fuels, so that the required mixing ratios of oxidizer and fuel can be set. In this context, it is of particular advantage that both low-energy fuels (monohydric or dihydric alcohols) and high-energy fuels (nitroalkanes/nitrates) can be used as solvents in order to optimize the specific properties of the fuel such as oxygen balance, energy density, specific impulse etc. to be able to adapt to different areas of application and requirements.
Der erfindungsgemäße Treibstoff und dessen Komponenten sind in der Regel nicht explosionsgefährlich, was die Handhabung und Herstellung ebenfalls ver einfacht und die Sicherheit des Treibstoffs erhöht. Auf der anderen Seite weist der erfindungsgemäße Treibstoff gute Zündeigenschaften auf, wobei grund sätzlich eine elektrische, thermische, katalytisch-thermische oder katalytische Zündung möglich ist. The propellant according to the invention and its components are generally not explosive, which also simplifies handling and production and increases the safety of the propellant. On the other hand, the fuel according to the invention has good ignition properties, with electrical, thermal, catalytic-thermal or catalytic ignition being possible in principle.
Das als Oxidator eingesetzte anorganische Salz ist bevorzugt ausgewählt aus Lithiumnitrat, Lithiumdinitramid, Lithiumperchlorat oder einer Mischung hier von. Diese Salze weisen in mehreren geeigneten Brennstoffen eine relativ gute Löslichkeit auf, insbesondere in Alkoholen. Beispielsweise beträgt die Löslich keit von Lithiumnitrat in Methanol ca. 58 g/100 g und die Löslichkeit von Lithi umperchlorat im Methanol ca. 182 g/100 g. In Nitroalkanen und ionischen Flüssigkeiten mit Nitrat als Anion sind die Löslichkeiten geringer, wobei es in diesem Fall möglich ist, durch Beimischung von Alkoholen oder weiteren Lö sungsmitteln die Löslichkeit der Salze zu erhöhen. The inorganic salt used as the oxidizer is preferably selected from lithium nitrate, lithium dinitramide, lithium perchlorate or a mixture thereof. These salts have relatively good solubility in several suitable fuels, particularly alcohols. For example, the solubility of lithium nitrate in methanol is about 58 g/100 g and the solubility of lithium perchlorate in methanol is about 182 g/100 g. The solubilities are lower in nitroalkanes and ionic liquids with nitrate as the anion, and in this case it is possible to increase the solubility of the salts by adding alcohols or other solvents.
Der Anteil des anorganischen Salzes in dem Treibstoff kann über einen weiten Bereich variiert werden, er liegt üblicherweise in einem Bereich von 15 bis 65 Gew.%. Der Anteil hängt zum einen von dem gewählten Lösungsmittel und der zuvor diskutierten Löslichkeit des anorganischen Salzes ab, andererseits
kann er in Abhängigkeit von der gewünschten Sauerstoffbilanz bei der Ver brennung des Treibstoffs variiert werden. The proportion of the inorganic salt in the fuel can be varied over a wide range, it is usually in the range from 15 to 65% by weight. The proportion depends on the one hand on the chosen solvent and the previously discussed solubility of the inorganic salt, on the other hand it can be varied depending on the desired oxygen balance during combustion of the fuel.
Bei einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung umfasst das Lösungs mittel Ethanol, Methanol oder n-Butanol, insbesondere als einzigen Bestand teil. Aufgrund der guten Löslichkeit in diesen einwertigen Alkoholen kann in diesem Fall ein relativ hoher Anteil des anorganischen Salzes in dem Treibstoff gewählt werden, bevorzugt von 50 bis 65 Gew.%. In a preferred embodiment of the invention, the solvent comprises ethanol, methanol or n-butanol, in particular as the sole component. Due to the good solubility in these monohydric alcohols, a relatively high proportion of the inorganic salt in the fuel can be selected in this case, preferably from 50 to 65% by weight.
Bei einer weiteren vorteilhaften Ausführungsform der Erfindung umfasst das Lösungsmittel Nitromethan oder Nitroethan, insbesondere als einzigen Be standteil. Aufgrund der etwas geringeren Löslichkeit beträgt der Anteil des an organischen Salzes in diesem Fall bevorzugt von 10 bis 40 Gew.%, weiter be vorzugt von 20 bis 30 Gew.%. In a further advantageous embodiment of the invention, the solvent comprises nitromethane or nitroethane, in particular as the sole component. Because of the somewhat lower solubility, the proportion of the organic salt in this case is preferably from 10 to 40% by weight, more preferably from 20 to 30% by weight.
Wie zuvor erwähnt, kann der erfindungsgemäße Treibstoff einen einzelnen Al kohol oder ein einzelnes Nitroalkan als Lösungsmittel bzw. Brennstoff umfas sen. Gemäß einer weiteren Ausführungsform der Erfindung umfasst das Lö sungsmittel zusätzlich einen weiteren Alkohol, insbesondere n-Butanol (sofern dies nicht das primäre Lösungsmittel ist) und/oder Ethylenglycol, und/oder ei nen Kohlensäureester, insbesondere die Dimethylcarbonat, Diethylcarbonat, Ethylmethylcarbonat und/oder Propylencarbonat. Kohlensäureester sind eben falls niederenergetische Brennstoffe. As previously mentioned, the fuel of the present invention may comprise a single alcohol or a single nitroalkane as the solvent and fuel, respectively. According to a further embodiment of the invention, the solvent additionally comprises another alcohol, in particular n-butanol (if this is not the primary solvent) and/or ethylene glycol and/or a carbonic acid ester, in particular dimethyl carbonate, diethyl carbonate, ethyl methyl carbonate and/or propylene carbonate. Carbonic acid esters are also low-energy fuels.
Bei einer weiteren bevorzugten Ausführungsform der Erfindung umfasst das Lösungsmittel eine ionische Flüssigkeit, insbesondere Ethylammoniumnitrat. Der Anteil des anorganischen Salzes in dem Treibstoff beträgt in diesem Fall bevorzugt von 10 bis 40 Gew.%, weiter bevorzugt von 15 bis 25 Gew.%. In a further preferred embodiment of the invention, the solvent comprises an ionic liquid, in particular ethylammonium nitrate. In this case, the proportion of the inorganic salt in the fuel is preferably from 10 to 40% by weight, more preferably from 15 to 25% by weight.
Zusätzlich zu der ionischen Flüssigkeit umfasst das Lösungsmittel bevorzugt einen Alkohol, insbesondere Ethylenglykol und/oder Ethanol. Durch eine solche Mischung kann die Löslichkeit des anorganischen Salzes (Oxidator) gegenüber
einem einzelnen Lösungsmittel erhöht werden. Im Fall von Ethylammonium- nitrat liegt das Mischungsverhältnis von Ethylammoniumnitrat zu Alkohol be vorzugt im Bereich von 6:1 bis 1:3. In addition to the ionic liquid, the solvent preferably includes an alcohol, in particular ethylene glycol and/or ethanol. Such a mixture can affect the solubility of the inorganic salt (oxidant). a single solvent can be increased. In the case of ethylammonium nitrate, the mixing ratio of ethylammonium nitrate to alcohol is preferably in the range from 6:1 to 1:3.
Der erfindungsgemäße Treibstoff enthält bevorzugt kein Wasser, und unter scheidet sich dadurch insbesondere von den bekannten Treibstoffen auf Basis von ADN oder HAN. Durch die Abwesenheit von Wasser weisen die erfindungs gemäßen Treibstoffe eine gute Zündfähigkeit auf. The fuel according to the invention preferably does not contain any water, and as a result differs in particular from the known fuels based on ADN or HAN. Due to the absence of water, the fuels according to the invention have good ignitability.
Der erfindungsgemäße Treibstoff ist gemäß einer weiteren bevorzugten Aus führungsform ein gelförmiger Treibstoff. Um eine gelartige Konsistenz zu errei chen, umfasst der Treibstoff ein Verdickungsmittel, das bevorzugt ausgewählt ist aus Polyacrylsäuren, pyrogenen Siliciumdioxiden, mikro- bis nanoskaligen Metallpulvern, Titandioxid-Nanopartikeln und/oder Kohlenstoffnanoröhren. Im Fall von Metallpulver ist dieses bevorzugt ausgewählt aus Aluminium, Magne sium, Aluminium-Magnesium-Legierungen, Bor, Eisen und Zirkonium. According to a further preferred embodiment, the fuel according to the invention is a gel-type fuel. In order to achieve a gel-like consistency, the propellant comprises a thickener, which is preferably selected from polyacrylic acids, pyrogenic silicon dioxides, microscale to nanoscale metal powders, titanium dioxide nanoparticles and/or carbon nanotubes. In the case of metal powder, this is preferably selected from aluminum, magnesium, aluminum-magnesium alloys, boron, iron and zirconium.
Gelförmige Treibstoffe haben gegenüber flüssigen Treibstoffen den Vorteil ei ner tendenziell höheren Sicherheit, zum einen weil der Dampfdruck der flüssi gen Komponenten reduziert wird, und zum anderen weil aufgrund der höheren Viskosität die Austrittsgeschwindigkeit im Falle einer Leckage geringer ist. Ein weiterer Vorteil ist, dass in einem gelförmigen Treibstoff auch unlösliche Kom ponenten in einer Suspension gehalten werden können, die sich in einem flüs sigen Treibstoff absetzen würden. Dies gilt insbesondere für die optional in dem Treibstoff enthaltenen Metallpulver, die neben ihrer Funktion als Verdi ckungsmittel auch einen zusätzlichen Brennstoff darstellen und dazu verwen det werden können, die Energiedichte des Treibstoffs zu erhöhen. Compared to liquid fuels, gel-like propellants have the advantage that they tend to be safer, on the one hand because the vapor pressure of the liquid components is reduced, and on the other hand because the exit velocity in the event of a leak is lower due to the higher viscosity. A further advantage is that in a gel-like propellant, insoluble components can also be kept in a suspension, which would settle out in a liquid propellant. This applies in particular to the metal powders optionally contained in the propellant, which, in addition to their function as a thickening agent, also represent an additional fuel and can be used to increase the energy density of the propellant.
Der Anteil an Verdickungsmittel in dem erfindungsgemäßen Treibstoff beträgt vorzugsweise bis zu 10 Gew.%, weiter bevorzugt von 1 bis 5 Gew.%. Dabei können die Art und Menge des Verdickungsmittels günstigerweise so gewählt werden, dass der erfindungsgemäße gelförmige Treibstoff im Wesentlichen alle Vorteile eines flüssigen Treibstoffs aufweist, d.h. insbesondere eine gute
Pumpfähigkeit und Flexibilität (einfache Skalierbarkeit, Schubregelbarkeit und Wiederanzündfähigkeit). Dadurch unterscheiden sich die gelförmigen Treib stoffe gemäß der vorliegenden Erfindung wesentlich von bekannten Geltreib stoffen aus dem Stand der Technik, die eine Rheologie mit einem strukturvis kosen (scherverdünnenden) Verhalten und eine ausgeprägte Fließgrenze auf weisen, so dass sie mit den für flüssige Treibstoffe üblichen Fördersystemen nicht pumpfähig sind. The proportion of thickener in the fuel according to the invention is preferably up to 10% by weight, more preferably from 1 to 5% by weight. The type and quantity of the thickening agent can advantageously be selected in such a way that the gel-like propellant according to the invention essentially has all the advantages of a liquid propellant, ie in particular a good one Pumpability and flexibility (easy scalability, throttle controllability and reignitability). As a result, the gel-like propellants according to the present invention differ significantly from known gel propellants from the prior art, which have a rheology with a structurally viscous (shear-thinning) behavior and a pronounced yield point, so that they can be used with the delivery systems customary for liquid propellants are not pumpable.
Der erfindungsgemäße Treibstoff kann ferner ein oder mehrere Hydride von Leichtmetallen umfassen, die bevorzugt ausgewählt sind aus AIH3, NaBH4 und/oder AIUH4. Die Metallhydride sind zusätzliche Brennstoffe, mit denen der Energiegehalt und die Leistungsfähigkeit des Treibstoffs modifiziert werden können. The fuel according to the invention can also comprise one or more hydrides of light metals, which are preferably selected from AlH3, NaBH4 and/or AlUH4. The metal hydrides are additional fuels that can be used to modify the energy content and performance of the fuel.
Gemäß einer weiteren Ausführungsform der Erfindung umfasst der Treibstoff ferner einen weiteren Oxidator, der bevorzugt ausgewählt ist aus den Nitraten und Perchloraten von Ammonium, Natrium und Kalium. Dies gilt insbesondere im Fall von gelförmigen Treibstoffen, in denen diese Oxidatoren aufgrund ihrer geringeren Löslichkeit in suspendierter Form vorliegen. According to a further embodiment of the invention, the propellant also comprises a further oxidizer which is preferably selected from the nitrates and perchlorates of ammonium, sodium and potassium. This is particularly true in the case of gel fuels in which these oxidizers are in suspended form due to their lower solubility.
Der erfindungsgemäße Treibstoff weist typischerweise eine Dichte im Bereich von 900 bis 1.700 kg/m3 auf, bevorzugt im Bereich von 1.100 bis 1.400 kg/m3. The fuel according to the invention typically has a density in the range from 900 to 1700 kg/m 3 , preferably in the range from 1100 to 1400 kg/m 3 .
Bei der Verbrennung weist der erfindungsgemäße Treibstoff günstigerweise eine Sauerstoffbilanz von 0 bis -50% auf, weiter bevorzugt von -20 bis -40%. Bei einer Sauerstoffbilanz von 0 läuft die Verbrennung vollständig stöchiomet risch ab, so dass der Energiegehalt des Treibstoffs vollständig ausgenutzt wird. Allerdings ist eine negative Sauerstoffbilanz, d.h. ein Überschuss an Brennstoff gegenüber dem Oxidator, in den meisten Fällen bevorzugt, um eine zu leichte Selbstentzündung (Explosivität) des Treibstoffs zu vermeiden.
Aufgrund der oben beschriebenen Möglichkeiten, die qualitative und quantita tive Zusammensetzung des flüssigen oder gelförmigen Treibstoffs im Rahmen der vorliegenden Erfindung zu variieren, kann auch der spezifische Impuls des Treibstoffs innerhalb eines weiten Bereichs liegen (z.B. im Bereich von 150 bis 300 s bei einem Verbrennungsdruck von 7 MPa und einem Expansionsverhält nis von 70:1). Dementsprechend können die erfindungsgemäßen Treibstoffe in verschiedenen Arten von Raketentriebwerken in der Luft- und Raumfahrttech nik eingesetzt werden, sowohl für Hauptantriebe als auch für Hilfsantriebe, insbesondere für Trägerraketen, Booster- Raketen, Raketenstufen oder Orbital triebwerke. Daneben können Treibstoffe mit einem spezifischen Impuls am unteren Ende des oben genannten Bereiches auch zum Betrieb von Gasgene ratoren in Luft- und Raumfahrtsystemen eingesetzt werden. When combusted, the fuel according to the invention advantageously has an oxygen balance of 0 to -50%, more preferably of -20 to -40%. With an oxygen balance of 0, combustion is completely stoichiometric, so that the energy content of the fuel is fully utilized. However, a negative oxygen balance, ie an excess of fuel compared to the oxidizer, is preferred in most cases in order to avoid the fuel spontaneously igniting (explosively) too easily. Due to the possibilities described above of varying the qualitative and quantitative composition of the liquid or gel fuel within the scope of the present invention, the specific impulse of the fuel can also lie within a wide range (e.g. in the range from 150 to 300 s at a combustion pressure of 7 MPa and an expansion ratio of 70:1). Accordingly, the propellants according to the invention can be used in various types of rocket engines in the aerospace tech technology, both for main drives and for auxiliary drives, especially for launchers, booster rockets, rocket stages or orbital engines. In addition, propellants with a specific impulse at the lower end of the above range can also be used to operate gas generators in aerospace systems.
Außerhalb der Raumfahrt kann der erfindungsgemäße Treibstoff auch für den Antrieb von Luftfahrzeugen (z.B. für Starthilfsaggregate) oder von zivilen oder militärischen Flugkörpern eingesetzt werden. Outside of space travel, the fuel according to the invention can also be used to power aircraft (e.g. for auxiliary starting units) or civil or military missiles.
Ein weiterer vorteilhafter Anwendungsbereich für den erfindungsgemäßen Treibstoff ist der Bergbau, wo der Treibstoff z.B. für Schneidbrenner oder Bohrer eingesetzt werden kann. Aber auch außerhalb des Bergbaus ist eine Verwendung des Treibstoffs für den Antrieb z.B. von Werkzeugmaschinen zum Fügen und Trennen von Metallen denkbar. Another advantageous area of application for the propellant according to the invention is mining, where the propellant can be used, for example, for cutting torches or drills. But the fuel could also be used outside of mining, e.g. to drive machine tools for joining and cutting metals.
Diese und weitere Vorteile der Erfindung werden anhand der nachfolgenden Beispiele näher erläutert. These and other advantages of the invention are explained in more detail using the following examples.
Beispiele für flüssige Treibstoffe Examples of liquid fuels
In der nachfolgenden Tabelle 1 sind für vier Beispiele von flüssigen Treibstof fen gemäß der Erfindung (Bsp. 1 bis 4) jeweils die prozentuale Zusammenset zung, der spezifische Impuls, die Dichte, die adiabate Verbrennungstempera-
tur und die Sauerstoffbilanz angegeben. Als Vergleichsbeispiele dienen her kömmliche Treibstoffe auf Basis von Hydrazin (VI) bzw. Ammoniumdinitramid (V2 und V3). Table 1 below shows the percentage composition, specific impulse, density, adiabatic combustion temperature, ture and the oxygen balance are given. Conventional fuels based on hydrazine (VI) or ammonium dinitramide (V2 and V3) serve as comparative examples.
Tabelle 1
Table 1
Die Werte für den spezifischen Impuls (bei einem Verbrennungsdruck von 5 MPa und einem Expansionsverhältnis von 50: 1) sind mit denen der her kömmlichen Treibstoffe vergleichbar oder z.T. auch höher. Die Dichte der erfindungsgemäßen Treibstoffe liegt ebenfalls in einem ähnlichen Bereich.
Die adiabate Verbrennungstemperatur wurde, wie auch der spezifische Impuls, mit Hilfe des NASA-CEA-Programms (McBride & Gordon, 1996) berechnet.The values for the specific impulse (at a combustion pressure of 5 MPa and an expansion ratio of 50:1) are comparable to those of conventional fuels or in some cases even higher. The density of the fuels according to the invention is also in a similar range. The adiabatic combustion temperature, like the specific impulse, was calculated using the NASA-CEA program (McBride & Gordon, 1996).
Auch dieser Wert liegt bei den Beispielen 2 bis 4 in einem ähnlichen Bereich wie bei den Vergleichsbeispielen. Das bedeutet, dass für den Bau der Trieb werke sehr ähnliche Materialen genutzt werden können wie bisher, was die technische Implementation der neuen Treibstoffe vereinfacht. Eine Ausnahme bildet das Beispiel 1. Hier sind sowohl die Verbrennungstemperatur als auch die Leistung (spezif. Impuls) deutlich höher, sodass ggf. eine Anpassung der bestehenden Triebwerkstechnologien notwendig wäre (hochtemperaturfeste Konstruktionsmaterialien, insbesondere von Katalysatorvorrichtungen), was jedoch durch die Realisierung des Leistungspotenzials lohnenswert scheint. In Examples 2 to 4, this value is also in a similar range to that in the comparative examples. This means that very similar materials can be used to build the engines, which simplifies the technical implementation of the new fuels. Example 1 is an exception. Here, both the combustion temperature and the power (specific impulse) are significantly higher, so that it may be necessary to adapt the existing engine technologies (high-temperature-resistant construction materials, in particular of catalytic converter devices), which, however, is due to the realization of the performance potential seems worthwhile.
Die Sauerstoffbilanz der erfindungsgemäßen Treibstoffe ist geringer als bei den herkömmlichen „Green Propellants" auf Basis von ADN. Dies bedeutet einerseits, dass die Verbrennung weniger stöchiometrisch abläuft, was nicht zu einer vollständigen Umwandlung der chemischen Energie in Vortriebsenergie führt; andererseits kann dies ein Hinweis dafür sein, dass die neu entwickelten Treibstoffe schwerer durch mechanische und thermische Belastungen zu einer Detonation zu bringen sind. The oxygen balance of the fuels according to the invention is lower than with the conventional "Green Propellants" based on ADN. This means on the one hand that the combustion is less stoichiometric, which does not lead to a complete conversion of the chemical energy into propulsion energy; on the other hand, this can be an indication of this be that the newly developed propellants are more difficult to detonate under mechanical and thermal stresses.
Die Figur 1 zeigt ein Diagramm mit dem Leistungspotenzial (Delta v) der in Tabelle 1 aufgeführten Treibstoffe, ausgedrückt als prozentuale Abweichung gegenüber dem Referenztreibstoff Hydrazin (VI), in unterschiedlichen Raum fahrzeugkonfigurationen. Diese werden durch das Brennschlussmassenverhält nis (BMV, z), welches auf der Rechtsachse aufgetragen ist, abgebildet. Zum Beispiel entspricht ein BMV von 0,55 einer typischen Raumsonde, welche mit Hydrazin betankt ist (d.h. der Treibstoff nimmt 45% der gesamten Raumfahr zeugmasse ein); ein BMV von 0,92 würde einem Erdbeobachtungsatelliten, der mit Hydrazin betankt ist, entsprechen. FIG. 1 shows a diagram with the performance potential (Delta v) of the fuels listed in Table 1, expressed as a percentage deviation compared to the reference fuel hydrazine (VI), in different space vehicle configurations. These are represented by the burnout mass ratio (BMV, z), which is plotted on the right-hand axis. For example, a BMV of 0.55 corresponds to a typical spacecraft fueled with hydrazine (i.e., the fuel occupies 45% of the total spacecraft mass); a BMV of 0.92 would correspond to an earth observation satellite fueled with hydrazine.
Durch den Einsatz eines dichteren Treibstoffs kann bei gleichem Tankvolumen mehr Treibstoff mitgeführt werden, d.h. das BMV sinkt und das Delta v des
Raumfahrzeugs, d.h. die Menge der für Orbitalmanöver benötigten Anpassun gen der Orbitalgeschwindigkeit, steigt. Die Linien im Diagramm stellen dar, wie viel mehr Delta v aufgebracht werden kann, wenn man andere Treibstoffe anstatt Hydrazin im gleichen Raumfahrzeug verwenden würde. Mit herkömmli chen Treibstoffen auf Basis von ADN (V2 und V3) können zwischen 30 und 50% mehr Delta v erbracht und damit die Betriebsdauer für Sonden und Satelliten bis zu 1,5-fach verlängert werden. Die erfindungsgemäßen flüssigen Treibstoffe liegen in einem ähnlichen Bereich bzw. darüber (Bsp. 1), und sind daher mit den herkömmlichen Hydrazin- Ersatzstoffen konkurrenzfähig. By using denser fuel, more fuel can be carried with the same tank volume, ie the BMV decreases and the delta v des spacecraft, ie the amount of orbital velocity adjustments required for orbital maneuvers, is increasing. The lines in the graph represent how much more delta v can be gained using propellants other than hydrazine in the same spacecraft. With conventional propellants based on ADN (V2 and V3), between 30 and 50% more delta v can be achieved, thus extending the service life of probes and satellites by a factor of up to 1.5. The liquid propellants of the invention are in a similar range or above (Ex. 1) and are therefore competitive with the conventional hydrazine substitutes.
Beispiele für aelförmiae Treibstoffe Examples of aelförmiae propellants
In der nachfolgenden Tabelle 2 sind für drei Beispiele von gelförmigen Treib stoffen gemäß der Erfindung (Bsp. 5 bis 7) jeweils die prozentuale Zusammen setzung, der spezifische Impuls, die Dichte und die C*-Verbrennungseffizienz angegeben. Als Vergleichsbeispiele dienen verschiedene herkömmliche Treib stoffe (V4 bis V7). Table 2 below gives the percentage composition, specific impulse, density and C* combustion efficiency for three examples of gel-like propellants according to the invention (Ex. 5 to 7). Various conventional fuels (C4 to C7) serve as comparative examples.
Tabelle 2
Table 2
Die Werte für den spezifischen Impuls sind hier niedriger als bei den kryo genen oder teilkryogenen Bipropellant-Treibstoffen und eher mit den Energie charakteristiken von Festtreibstoffen zu vergleichen. Die Dichten der erfin dungsgemäßen Treibstoffe sind jedoch höher, aber nicht so hoch wie die Dichte von Festtreibstoffen. The specific impulse values here are lower than for the cryogenic or semi-cryogenic bipropellant propellants and more comparable to the energy characteristics of solid propellants. However, the densities of the propellants according to the invention are higher, but not as high as the density of solid propellants.
Die Figur 2 zeigt ein Diagramm mit dem Leistungspotenzial (Delta v) der in Tabelle 2 aufgeführten Treibstoffe, ausgedrückt als prozentuale Abweichung gegenüber dem Vergleichsbeispiel V4, in unterschiedlichen Raumfahrzeugkon figurationen. Die dargestellten BMV-Werte sind typisch für Flugkörper und Höhenforschungsraketen (0,15 bis 0,35), sowie für Boosterstufen (0,3 bis 0,45) oder Oberstufen (0,4 bis 0,65).
Alle in dem Diagramm dargestellten Treibstoffe würden bei gleicher Stufen größe weniger Delta v liefern als die Festreibstoffreferenz (V4), die z.B. in der P-80- Boosterstufe des VEGA-Trägersystems eingesetzt wird. Im Fall der kryo genen oder teilkryogenen Treibstoffe sind es zwischen 1 und 20% weniger Delta v. Im Fall der erfindungsgemäßen Treibstoffe sind es zwischen 12 und 25% weniger Delta v. Eine Ausnahme bildet das Beispiel 7: Die Delta-v-Leis- tung dieses Treibstoffes liegt im Bereich von herkömmlichen kryogenen und teilkryogenen Bipropellants. FIG. 2 shows a diagram with the performance potential (Delta v) of the propellants listed in Table 2, expressed as a percentage deviation compared to comparative example C4, in different spacecraft configurations. The BMV values shown are typical for missiles and sounding rockets (0.15 to 0.35), as well as for booster stages (0.3 to 0.45) or upper stages (0.4 to 0.65). With the same stage size, all the propellants shown in the diagram would provide less delta v than the solid propellant reference (V4), which is used, for example, in the P-80 booster stage of the VEGA carrier system. In the case of cryogenic or partially cryogenic fuels, the delta v is between 1 and 20% less. In the case of the fuels according to the invention, the delta v is between 12 and 25% less. Example 7 is an exception: the delta-v performance of this fuel is in the range of conventional cryogenic and partially cryogenic bipropellants.
Dass alle untersuchten Treibstoffe ein geringeres Delta v aufbringen würden als der Referenztreibstoff, bedeutet jedoch nicht, dass deren Einsatz nachteilig ist. Was in diesem Vergleich nicht berücksichtigt ist, sind die Unterschiede zwischen den einzelnen Antriebssystemen. Es muss zum Beispiel berücksich tigt werden, dass der „Tank" eines Festtreibstoff-Triebwerks gleichzeitig die Brennkammer ist und aus diesem Grund hohen Drücken und gleichzeitig hohen thermischen Lasten widerstehen muss, was insbesondere im Fall von sehr großen Stufen mit kleinem BMV zu höheren Strukturmassen führt, und damit zu höheren minimalen BMVs als bei Flüssig- oder Geltreibstoffen. Hinzu kommt, dass Feststofftriebwerke bedingt durch den Hohlraum in der Mitte des B re nn Stoff blocks entlang der Längsachse einen geringeren maximalen Treib stoffei nfül lg rad aufweisen als Flüssigtreibstoffstufen. However, the fact that all of the fuels examined had a lower delta v than the reference fuel does not mean that their use is disadvantageous. What is not taken into account in this comparison are the differences between the individual drive systems. For example, it must be taken into account that the "tank" of a solid propellant engine is also the combustion chamber and for this reason must withstand high pressures and at the same time high thermal loads, which leads to higher structural masses, especially in the case of very large stages with small BMV In addition, due to the cavity in the center of the fuel block along the longitudinal axis, solid fuel engines have a lower maximum fuel filling rate than liquid fuel stages.
Ein weiterer wichtiger Systemaspekt kommt beim Vergleich von flüssigen bzw. gelförmigen Mono- und Bipropellants zum Tragen: Im ersten Fall muss nur ein Stoff, im zweiten Fall zwei Stoffe innerhalb einer Raketenstufe gelagert und gefördert werden. Monopropellantsysteme sind daher deutlich weniger kom plex als Bipropellantsysteme. Hinzu kommt, dass keiner der erfindungsgemä ßen Monopropellants kryogen ist. Das vereinfacht das Handling ebenfalls erheblich. Anders als andere lagerfähige Treibstoffe, wie MON oder Hydrazin, sind die erfindungsgemäßen, hochenergetischen Monopropellants nicht giftig, krebserregend oder umweltgefährlich.
Wenn diese Systemaspekte beachtet werden, besitzen Antriebssysteme, die mit den erfindungsgemäßen Treibstoffen betrieben werden, das Potenzial, vielen herkömmlichen Antriebssystemen überlegen zu sein. Besonders hervor zuheben ist in diesem Zusammenhang der Treibstoff gemäß dem Beispiel 7, der die Leistung von Bipropellants aufweist bei gleichzeitigen Systemvorteilen: Es lassen sich Schubregelung und Wiederanzündung des Triebwerks einfach implementieren. Wie oben beschrieben ist dies bei Festtreibstoff-Treibwerken weitaus komplexer.
Another important system aspect comes into play when comparing liquid or gel mono- and bipropellants: In the first case, only one substance has to be stored and conveyed within a rocket stage, in the second case two substances. Monopropellant systems are therefore significantly less complex than bipropellant systems. In addition, none of the monopropellants according to the invention is cryogenic. This also simplifies handling considerably. Unlike other storable propellants such as MON or hydrazine, the high energy monopropellants of the present invention are not toxic, carcinogenic or environmentally hazardous. If these system aspects are considered, propulsion systems that are operated with the propellants according to the invention have the potential to be superior to many conventional propulsion systems. The propellant according to Example 7, which has the performance of bipropellants with simultaneous system advantages, deserves special mention in this context: Thrust control and re-ignition of the engine can be easily implemented. As described above, this is far more complex for solid propellant engines.
Claims
1. Flüssiger oder gelförmiger Treibstoff, insbesondere für Raketentrieb werke, umfassend 1. Liquid or gel fuel, in particular for rocket engines, comprehensive
- ein anorganisches Salz als Oxidator, wobei das anorganische Salz einen Sauerstoffanteil von mindestens 60 Gew.% aufweist; und- An inorganic salt as an oxidizer, the inorganic salt having an oxygen content of at least 60% by weight; and
- ein Lösungsmittel als Brennstoff, umfassend einen ein- oder zweiwertigen Alkohol, ein Nitroalkan und/oder eine ionische Flüssigkeit mit Nitrat als Anion, wobei das Lösungsmittel einen Sauerstoffanteil von 30 bis 55 Gew.% aufweist, wobei das anorganische Salz in dem Lösungsmittel gelöst vorliegt. - A solvent as a fuel, comprising a monohydric or dihydric alcohol, a nitroalkane and/or an ionic liquid with nitrate as the anion, the solvent having an oxygen content of 30 to 55% by weight, the inorganic salt being present dissolved in the solvent .
2. Treibstoff nach Anspruch 1, wobei das anorganische Salz ausgewählt ist aus Lithiumnitrat, Lithiumdinitramid, Lithiumperchlorat oder einer Mischung hiervon. 2. Propellant according to claim 1, wherein the inorganic salt is selected from lithium nitrate, lithium dinitramide, lithium perchlorate or a mixture thereof.
3. Treibstoff nach Anspruch 1 oder 2, wobei der Anteil des anorganischen Salzes in dem Treibstoff von 15 bis 65 Gew.% beträgt. 3. Propellant according to claim 1 or 2, wherein the proportion of the inorganic salt in the propellant is from 15 to 65% by weight.
4. Treibstoff nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei das Lösungsmittel Ethanol, Methanol oder n-Butanol umfasst, insbesondere als einzigen Bestandteil, und wobei der Anteil des anorganischen Salzes in dem Treibstoff bevorzugt von 50 bis 65 Gew.% beträgt. 4. Fuel according to one of the preceding claims, in which the solvent comprises ethanol, methanol or n-butanol, in particular as the sole component, and in which the proportion of the inorganic salt in the fuel is preferably from 50 to 65% by weight.
5. Treibstoff nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei das Lösungsmittel Nitromethan oder Nitroethan umfasst, insbesondere als einzigen Bestandteil, und wobei der Anteil des anorganischen Salzes in dem Treibstoff bevorzugt von 10 bis 40 Gew.% beträgt, weiter bevor zugt von 20 bis 30 Gew.%. 5. Fuel according to one of the preceding claims, wherein the solvent comprises nitromethane or nitroethane, in particular as the only component, and wherein the proportion of the inorganic salt in the fuel is preferably from 10 to 40% by weight, more preferably from 20 to 30% by weight .%.
6. Treibstoff nach Anspruch 4 oder 5, wobei das Lösungsmittel zusätzlich einen weiteren Alkohol umfasst, insbesondere n-Butanol und/oder
Ethylenglycol, und/oder einen Kohlensäureester, insbesondere Dimethylcarbonat, Diethylcarbonat, Ethylmethylcarbonat und/oder Propylencarbonat. 6. Fuel according to claim 4 or 5, wherein the solvent additionally comprises another alcohol, in particular n-butanol and/or ethylene glycol and/or a carbonic acid ester, in particular dimethyl carbonate, diethyl carbonate, ethyl methyl carbonate and/or propylene carbonate.
7. Treibstoff nach einem der Ansprüche 1 bis 3, wobei das Lösungsmittel eine ionische Flüssigkeit umfasst, insbesondere Ethylammoniumnitrat, und wobei der Anteil des anorganischen Salzes in dem Treibstoff bevor zugt von 10 bis 40 Gew.% beträgt, weiter bevorzugt von 15 bis 25 Gew.% beträgt. 7. Propellant according to one of claims 1 to 3, wherein the solvent comprises an ionic liquid, in particular ethylammonium nitrate, and wherein the proportion of the inorganic salt in the propellant is preferably from 10 to 40% by weight, more preferably from 15 to 25% by weight .% amounts to.
8. Treibstoff nach Anspruch 8, wobei das Lösungsmittel zusätzlich einen Alkohol umfasst, insbesondere Ethylenglycol und/oder Ethanol, bevor zugt in einem Gewichtsverhältnis von Ethylammoniumnitrat zu Alkohol im Bereich von 6:1 bis 1:3. 8. Propellant according to claim 8, wherein the solvent additionally comprises an alcohol, in particular ethylene glycol and/or ethanol, preferably in a weight ratio of ethylammonium nitrate to alcohol in the range from 6:1 to 1:3.
9. Treibsoff nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei der Treib stoff kein Wasser enthält. 9. Propellant according to one of the preceding claims, wherein the propellant contains no water.
10. Treibstoff nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei der Treib stoff ferner ein Verdickungsmittel umfasst, das bevorzugt ausgewählt ist aus Polyacrylsäuren, pyrogenen Siliciumdioxiden, mikro- bis nanoskali- gen Metallpulvern, Titandioxid-Nanopartikeln und/oder Kohlenstoff- nanoröhren. 10. Propellant according to one of the preceding claims, wherein the propellant further comprises a thickener, which is preferably selected from polyacrylic acids, pyrogenic silicon dioxides, micro- to nanoscale metal powders, titanium dioxide nanoparticles and/or carbon nanotubes.
11. Treibstoff nach Anspruch 10, wobei das Metallpulver ausgewählt ist aus Aluminium, Magnesium, Aluminium-Magnesium-Legierungen, Bor, Eisen und Zirkonium. 11. Propellant according to claim 10, wherein the metal powder is selected from aluminum, magnesium, aluminum-magnesium alloys, boron, iron and zirconium.
12. Treibstoff nach Anspruch 10 oder 11, wobei der Anteil an Verdickungs mittel bis zu 10 Gew.% beträgt, bevorzugt von 1 bis 5 Gew.%.
12. Fuel according to claim 10 or 11, wherein the proportion of thickening agent is up to 10% by weight, preferably from 1 to 5% by weight.
13. Treibstoff nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei der Treib stoff ferner ein oder mehrere Hydride von Leichtmetallen umfasst, die bevorzugt ausgewählt sind aus AIH3, NaBH4 und/oder AIUH4. 13. Fuel according to one of the preceding claims, wherein the fuel further comprises one or more hydrides of light metals, which are preferably selected from AlH3, NaBH4 and/or AlUH4.
14. Treibstoff nach einem der vorhergehenden Ansprüche, ferner umfassend einen weiteren Oxidator, der ausgewählt ist aus den Nitraten und Per chloraten von Ammonium, Natrium und Kalium. 14. Fuel according to one of the preceding claims, further comprising a further oxidizer which is selected from the nitrates and perchlorates of ammonium, sodium and potassium.
15. Treibstoff nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei der Treib stoff eine Dichte von 900 bis 1.700 kg/m3 aufweist, bevorzugt von 1.100 bis 1.400 kg/m3; und/oder wobei der Treibstoff bei der Verbren nung eine Sauerstoffbilanz von 0 bis -50% aufweist, bevorzugt von -20 bis -40%. 15. Propellant according to one of the preceding claims, wherein the propellant has a density of 900 to 1700 kg/m 3 , preferably 1100 to 1400 kg/m 3 ; and/or wherein the fuel has an oxygen balance of 0 to -50% during combustion, preferably of -20 to -40%.
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