RU2523367C2 - Ракетное горючее - Google Patents
Ракетное горючее Download PDFInfo
- Publication number
- RU2523367C2 RU2523367C2 RU2012128750/05A RU2012128750A RU2523367C2 RU 2523367 C2 RU2523367 C2 RU 2523367C2 RU 2012128750/05 A RU2012128750/05 A RU 2012128750/05A RU 2012128750 A RU2012128750 A RU 2012128750A RU 2523367 C2 RU2523367 C2 RU 2523367C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- beryllium
- boron
- rocket
- ratio
- Prior art date
Links
Landscapes
- Compositions Of Macromolecular Compounds (AREA)
- Solid Fuels And Fuel-Associated Substances (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетным топливам для жидкостных, твердотопливных и гибридных ракетных двигателей, а также для экстремальных поршневых и турбореактивных двигателей. Данное топливо характеризуется тем, что содержит в качестве горючего только металл (бериллий, литий, алюминий) или бор. В качестве окислителя топливо содержит динитрамид аммония, нитраты бора или бериллия, пятиокись азота. Особенностью изобретения является использование высокоэнергетичных реакций и газосодержащего окислителя. Причем газы окислителя служат только для образования реактивной струи. 8 н. и 1 з.п. ф-лы, 3 пр.
Description
Изобретение относится к ракетным топливам для твердотопливных и гибридных ракетных двигателей, а также для экстремальных поршневых и турбореактивных двигателей.
Известны горючие ракетные топлива, см., например, мой пат. №2424279 «Горючее», состоящее наполовину из ацетилена и этилена, что позволяет использовать ацетилен в растворенном, то есть жидком криогенном виде.
Известен «Ракетный двигатель Староверова - 10» (свежеподанная заявка на изобретение), в котором тепловыделение топлива, содержащего связанный азот, увеличивается при горении за счет реакции азота с бором с образованием нитрида бора с выделением 23,37 мдж/кг на единицу добавленного бора.
Важнейшим показателем любого топлива, используемого в любом двигателе (автомобильном, турбореактивном, ракетном), является не теплотворная способность, то есть выделение при сгорании тепла на единицу своей массы, а приведенная теплотворная способность, то есть тепловыделение на единицу участвующего в стехиометрической реакции кислорода, а если в горении участвует бор, то на единицу участвующих в реакции кислорода и бора, потому что именно она определяет теплотворную способность смеси. Дело в том, что для большинства распространенных топлив (водород, углеводороды, гидразины) кислорода требуется больше, чем горючего. А также дело в том, что в поршневой или турбореактивный (то есть, в воздушные) двигатели мы можем подать сколько угодно горючего, но увеличить количество поступающего кислорода не можем (исключением можно считать наддув в поршневых двигателях).
Автором произведен пересчет некоторых веществ на приведенную теплотворную способность, и оказалось, что из недорогих и не очень токсичных жидких и газообразных веществ лучшими являются водород и ацетилен. Но намного лучшими являются некоторые металлы. Именно поэтому во многие твердые ракетные топлива добавляются металлические алюминий или бериллий, или гидриды металлов (см. мою заявку «Ракетный двигатель Староверова - 6», №2012106402/20-009670, где применено ПОЛОВИННОЕ ГОРЕНИЕ гидрида бериллия с удельным тепловыделением 21,39 мдж/кг: 2 ВеН2+02=ВеН2+ВеО+Н20=2ВеО+2Н2+1155 кДж).
Рассмотрим тепловыделение наиболее распространенных элементарных реакций:
1. 2Н2+O2=2Н2O(газ) удельное тепловыделение на ед. смеси - 13,42 мДж/кг
2. С+02=СO2 удельное тепловыделение на ед. смеси - 8,94 мДж/кг
3. 4А1+3O2=2Аl2O3 удельное тепловыделение на ед. смеси - 16,44 мДж/кг
4. 4Li+O2=2Li2O удельное тепловыделение на ед. смеси - 19,94 мДж/кг
5. Ве+O2=2ВеО удельное тепловыделение на ед. смеси - 23,91 мДж/кг
5. 4В+3O2=2В2O3 удельное тепловыделение на ед. смеси - 18,01 мДж/кг
6. В+N=BN удельное тепловыделение на ед. смеси - 10,18 мДж/кг
Видно, что реакции с углеродом и водородом (с углеводородами) не самые энергетичные. Но в других реакциях не происходит выделения газообразных продуктов, которые и должны истекать из сопла сами и выносить твердые или жидкие другие продукты реакции (если не считать кипящий при 2100 градусах С оксид бора). Поэтому для энергетичных реакций с участием бериллия, лития, бора, алюминия следует применять газосодержащие окислители - азотную кислоту, двуокись-, пятиокись азота, динитрамид аммония и т.п., содержащие азот и водород. С осторожность следует применять нитрат бора, так как он связывает азот в нитрид бора, хотя и выделяет при этом 23,37 мДж/кг на единицу добавленного бора.
При этом также следует определиться с минимальным количеством газа, обеспечивающим скоростной вынос твердых и жидких продуктов реакции. Скорее всего, этот предел можно принять как 7-8% от массы топлива (окислителя плюс горючего).
Есть 4 способа повысить импульс химических ракетных двигателей (не считая создания новых соединений, типа ожидаемого N306). Первый путь - это последовательное применение сразу двух из вышеуказанных реакций, например, реакция бора с выделяющимися из горючего (гидразин) или окислителя (азотная кислота) азотом. Этот путь использован автором в заявке «Ракетный двигатель Староверова -10» и в некоторых других.
Второй путь - использование газосодержащих металлосоединений, например, ПОЛОВИННОЕ ГОРЕНИЕ гидрида бериллия с удельным тепловыделением 21,39 мДж/кг: 2ВеН2+O2=ВеН2+ВеО+Н2O=2ВеО+2Н2+1155 кДж. Причем водород окислителя служит не для горения, а для образования реактивной струи.
Идея третьего пути повышения импульса двигателя состоит в том, что искусственно снижается температура реакции, чтобы не допустить потери тепла на плавление и испарение некоторых твердых продуктов реакции, путем вдувания метана, имеющего, кстати, свой хороший экзотермический эффект разложения - 4,67 мДж/кг (как в моем изобретении «Ракетный двигатель Староверова - 7»). Ожидаемого, казалось бы, снижения скорости реактивной струи при этом не происходит, так как метан разлагается на водород и твердый углерод, а скорость звука в водороде почти в 4 раза больше, чем в воздухе. Скорость реактивной струи, наоборот, повышается. И меньше энергии теряется с теплом отходящих газов.
И четвертый путь - использование высокоэнергетичных реакций и газосодержащего окислителя. Причем газы окислителя служат опять же только для образования реактивной струи.
Пример 1.
В этой реакции наверняка будет образовываться и незначительное количество аммиака. Соотношение компонентов топлива: бериллия - 22,52%+-15%, динитрамида аммония -77,48%+-15%. Количество образующихся газов - большое - 37,5%. Возможна побочная реакция образования воды, но так как водород находится в ряду напряжений правее бериллия, то при таких температурах он будет вытеснять водород из воды с образованием оксида бериллия.
Но есть еще одно неочевидное обстоятельство в пользу «водородного» двигателя - при использовании в реактивных торпедах типа «Шквал» выделяющийся водяной пар мгновенно конденсируется в окружающей воде, а водород и азот даже в остывшем состоянии будут удерживать газовую каверну, в которой движется торпеда.
Возможна эта реакция с окислением водорода:
Соотношение компонентов топлива: бериллия - 12,68%+-15%, динитрамида аммония - 87,32%+-15%. Выделение газообразных продуктов горения (включая парообразную воду) очень высокое - 64,75%.
Пример 2.
В этой реакции тепловыделение выше, но газообразных продуктов выделяется немного - 15,7%. Соотношение компонентов топлива: бериллия - 25,30%+-15%, нитрата бериллия - 74,70%+-15%. Хотя в настоящее время безводный нитрат бериллия еще не получен, в реакции учитывается именно он. Если же к моменту получения патента он не будет получен, то следует подразумевать его дигидрат, что, конечно, снизит удельное тепловыделение реакции, но зато резко повысит количество газообразных продуктов горения.
Пример 3.
В этой реакции возможно образование небольших количеств нитрида бора, но при избытке кислорода он будет окисляться до оксида бора. Соотношение компонентов топлива: бериллия - 25,56%+-15%, нитрата бора - 74,44%+-15% Неплохие показатели дает двигатель с пятиокисью азота (см. мою заявку «Ракетный двигатель Староверова -11»).
Соотношение компонентов топлива: бериллия - 29,44%+-15%, пятиокиси азота - 70,56%+-15%.
Такое токсичное топливо следует применять для межконтинентальных ракет, ракет «воздух-воздух», «воздух-земля», для вторых и третьих ступеней зенитных ракет. Для менее ответственных ракет можно применять менее токсичные или совсем не токсичные вышеуказанные реакции с литием, бором, алюминием. Например, первая реакция:
Соотношение компонентов топлива: лития - 30,92%+-15%, динитрамида аммония - 69,08%+-15%. Или:
Соотношение компонентов топлива: бора - 18,85%+-15%, динитрамида аммония - 81,15%+-15%. Или:
Соотношение компонентов топлива: алюминия - 35,83%+-15%, динитрамида аммония -64,17%+-15%.
Замена бериллия на литий, бор, или алюминий возможна и в реакциях /2/,/3/,/4/.
Так как топливо состоит из чистого металла, то в твердотопливных и гибридных двигателях мелкодисперсный металл может быть скреплен небольшим количеством связующего, например, полиэфирной или эпоксидной смолы, полиуретана и т.п. Причем полимеризация мономера желательна радиационная, чтобы не перегреть окислитель, если он входит в состав твердотельной шашки.
Claims (9)
1. Ракетное топливо, отличающееся тем, что соотношение компонентов топлива: бериллия - 22,52%±15%, динитрамида аммония - 77,48%±15%.
2. Ракетное топливо, отличающееся тем, что соотношение компонентов топлива: бериллия - 12,68%±10%, динитрамида аммония - 87,32%±15%.
3. Ракетное топливо, отличающееся тем, что соотношение компонентов топлива: бериллия - 25,30%±15%, нитрата бериллия - 74,70%±15%.
4. Ракетное топливо, отличающееся тем, что соотношение компонентов топлива: бериллия - 25,56%±15%, нитрата бора - 74,44%±15%
5. Ракетное топливо, отличающееся тем, что соотношение компонентов топлива: бериллия - 29,44%±15%, пятиокиси азота - 70,56%±15%.
6. Ракетное топливо, отличающееся тем, что соотношение компонентов топлива: лития - 30,92%±15%, динитрамида аммония - 69,08%±15%.
7. Ракетное топливо, отличающееся тем, что соотношение компонентов топлива: бора - 18,85%±15%, динитрамида аммония - 81,15%±15%.
8. Ракетное топливо, отличающееся тем, что соотношение компонентов топлива: алюминия - 35,83%±15%, динитрамида аммония - 64,17%±15%.
9. Ракетное топливо по одному из пп.1-8, отличающееся тем, что металл скреплен небольшим количеством связующего, например, полиэфирной или эпоксидной смолы, полиуретана, причем полимеризация мономера желательна радиационная.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012128750/05A RU2523367C2 (ru) | 2012-07-09 | 2012-07-09 | Ракетное горючее |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012128750/05A RU2523367C2 (ru) | 2012-07-09 | 2012-07-09 | Ракетное горючее |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2012128750A RU2012128750A (ru) | 2014-01-20 |
RU2523367C2 true RU2523367C2 (ru) | 2014-07-20 |
Family
ID=49944780
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2012128750/05A RU2523367C2 (ru) | 2012-07-09 | 2012-07-09 | Ракетное горючее |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2523367C2 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2688510C2 (ru) * | 2017-07-04 | 2019-05-21 | Николай Евгеньевич Староверов | Топливо для бесследовой торпеды (варианты) |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2182163C2 (ru) * | 1995-06-07 | 2002-05-10 | Уильям К. Орр | Состав топлива |
RU2205863C2 (ru) * | 1994-03-02 | 2003-06-10 | Уильям С. ОРР | Топливная композиция и способ создания пара предкамерного сгорания |
RU2244704C2 (ru) * | 1999-02-26 | 2005-01-20 | Свенска Рюмдактиеболагет | Жидкое одноосновное ракетное топливо на основе динитрамида |
RU2309140C2 (ru) * | 2005-02-24 | 2007-10-27 | Общество с ограниченной ответственностью"Композит" | Способ получения гелеобразного ракетного монотоплива |
-
2012
- 2012-07-09 RU RU2012128750/05A patent/RU2523367C2/ru active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2205863C2 (ru) * | 1994-03-02 | 2003-06-10 | Уильям С. ОРР | Топливная композиция и способ создания пара предкамерного сгорания |
RU2182163C2 (ru) * | 1995-06-07 | 2002-05-10 | Уильям К. Орр | Состав топлива |
RU2244704C2 (ru) * | 1999-02-26 | 2005-01-20 | Свенска Рюмдактиеболагет | Жидкое одноосновное ракетное топливо на основе динитрамида |
RU2309140C2 (ru) * | 2005-02-24 | 2007-10-27 | Общество с ограниченной ответственностью"Композит" | Способ получения гелеобразного ракетного монотоплива |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2688510C2 (ru) * | 2017-07-04 | 2019-05-21 | Николай Евгеньевич Староверов | Топливо для бесследовой торпеды (варианты) |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2012128750A (ru) | 2014-01-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Zhang et al. | Ionic liquid propellants: future fuels for space propulsion | |
Maggi et al. | Theoretical analysis of hydrides in solid and hybrid rocket propulsion | |
Oommen et al. | Ammonium nitrate: a promising rocket propellant oxidizer | |
US6849247B1 (en) | Gas generating process for propulsion and hydrogen production | |
Bhosale et al. | Rapid ignition of “green” bipropellants enlisting hypergolic copper (II) promoter-in-fuel | |
RU2513848C2 (ru) | Способ улучшения взрывчатых веществ и взрывчатое вещество /варианты/ | |
Matsunaga et al. | Preparation and thermal decomposition behavior of high-energy ionic liquids based on ammonium dinitramide and amine nitrates | |
RU2523367C2 (ru) | Ракетное горючее | |
Bhosale et al. | Theoretical performance evaluation of hypergolic ionic liquid fuels with storable oxidizers | |
Jiao et al. | IL-oxidizer/IL-fuel combinations as greener hypergols | |
RU2547476C2 (ru) | Ракетное топливо (варианты) | |
RU2516711C1 (ru) | Ракетное топливо староверова - 15 (варианты) | |
US20140109551A1 (en) | Solid chemical rocket propulsion system | |
RU2570444C1 (ru) | Ракетное топливо староверова - 19 /варианты/ | |
Minato | Low toxic nitromethane based monopropellant for gas generator cycle air turbo ramjet engine | |
RU2572426C2 (ru) | Ракетный двигатель староверова-16 | |
RU2582712C2 (ru) | Ракетное топливо /варианты/ | |
RU2572887C1 (ru) | Ракетное топливо староверова - 20 /варианты/ | |
RU2570012C1 (ru) | Ракетное топливо староверова - 3 /варианты/ | |
RU2534533C2 (ru) | Окислитель и ракетное топливо с ним | |
RU2564274C1 (ru) | Метательное взрывчатое вещество староверова - 20 /варианты/ | |
RU2513850C2 (ru) | Ракетное топливо | |
RU2688510C2 (ru) | Топливо для бесследовой торпеды (варианты) | |
RU2568209C2 (ru) | Легкогазовое орудие староверова-3 /варианты/ | |
RU2570022C1 (ru) | Способ улучшения ракетных топлив и ракетное топливо /варианты/ |