RU2516825C1 - Ракетное топливо староверова - 14 (варианты) - Google Patents

Abstract

Изобретение относится к ракетному топливу для ракетного двигателя. Ракетное топливо содержит горючее и окислитель. Варианты топлива содержат горючее и окислитель при следующих соотношениях компонентов: боргидрид бериллия - 35,26%+-10%, динитрамид аммония - 56,52%+-10%, бериллий - 8,22%+-5% или боргидрид лития - 36,45%+-10%, динитрамид аммония - 51,93%+-10%, литий - 11,62%+-5%,или боргидрид алюминия - 24,1%+-10%, динитрамид аммония - 58,84%+-10%, алюминий - 17,06%+-5%. Ракетный двигатель с этим топливом из газов выделяет только чистый водород. 3 н.п. ф-лы.

Description

Изобретение относится к ракетным двигателям жидкого и твердого топлива.

Известны ракетные двигатели, см. например мой «Бескорпусный двигатель с самоподачей», пат. №2431052. Все существующие химические ракетные двигатели используют принцип высокотемпературного нагрева газа или газо-пылевого рабочего тела (пыль - это твердые фракции разложившегося твердого ракетного топлива). Делается это для того, чтобы повысить скорость истечения рабочего тела из реактивного сопла. Эта скорость определяется, во-первых, скоростью звука в газе и, во-вторых, степенью расширения газа в расширяющемся сверхзвуковом реактивном сопле и достигает в лучших двигателях 4000 м/сек. Причем детали двигателя работают в очень напряженном тепловом режиме, даже с учетом их охлаждения.

Между тем скорость звука в водороде даже при нормальных температуре и давлении 1330 м/сек. А если еще и немного повысить температуру водорода, то скорость звука в нем и скорость истечения его из сопла резко возрастут. Например, водород с температурой всего 650^оС (это ниже температуры его воспламенения) будет иметь скорость звука 2360 м/сек и сможет в реактивном сопле разогнаться сам и разогнать пылевые частицы до скорости около 4300 м/сек. То есть получится «холодный ракетный двигатель», в котором из-за адиабатического расширения газ на выходе из реактивного сопла может иметь приблизительно температуру окружающей среды.

На этом и основана идея данного изобретения. Цель изобретения - повышение скорости реактивной струи и удельного импульса ракетного двигателя. Для этого двигатель должен вырабатывать чистый водород и твердые вещества. Подходящей химической реакцией для этого может быть тройная реакция боргидрида бериллия, бериллия и динитрамида аммония:

2Ве(ВН4)2+NH4N(NO2)2+2Ве=4 ВеО+4BN+10Н2

Соотношение компонентов: боргидрида бериллия - 35,26%+-10%, динитрамида аммония - 56,52%+-10%, бериллия - 8,22%+-5%.

Если траектория взлета проходит над населенными местами, то можно заменить бериллий и его токсичные соединения на литий или алюминий и их соединения.

4LiBH4+NH4N(NO2)2+4Li=4Li2O+4BN+10Н2

Хотя структура LiBH4 скорее всего будет Li2(BH4)2, поэтому предыдущую реакцию можно записать так:

2Li2(BH4)2+NH4N(NО2)2+4Li=4Li2О+4BN+10Н2

В любом случае соотношение компонентов: боргидрида лития - 36,45%+-10%, динитрамида аммония - 51,93%+-10%, лития - 11,62%+-5%.

Или возможна такая же реакция с алюминием:

4Al(ВН4)3+3NH4N(NO2)2+4Al=4Al2O3+12BN+3ОН2

Соотношение компонентов: боргидрида алюминия - 24,1%+-10%, динитрамида аммония - 58,84%+-10%, алюминия - 17,06%+-5%. Структура боргидрида алюминия возможна Al2(ВН4)6.

Возможна и реакция с полным или частичным окислением получившегося водорода.

Claims (3)

1. Ракетное топливо, содержащее горючее и окислитель, отличающееся тем, что имеет топливо со следующим соотношением компонентов в мас%: боргидрид бериллия - 35,26%±10%, динитрамид аммония - 56,52%±10%, бериллий - 8,22%±5%.

2. Ракетное топливо, содержащее горючее и окислитель, отличающееся тем, что имеет топливо со следующим соотношением компонентов в мас%: боргидрид лития - 36,45%±10%, динитрамид аммония - 51,93%±10%, литий - 11,62%±5%.

3. Ракетное топливо, содержащее горючее и окислитель, отличающееся тем, что имеет топливо со следующим соотношением компонентов в мас%: боргидрид алюминия - 24,1%±10%, динитрамид аммония - 58,84%±10%, алюминий - 17,06%±5%.