SI9400154A - Reaction rocket engine with synthetic fuel - Google Patents

Reaction rocket engine with synthetic fuel Download PDF

Info

Publication number
SI9400154A
SI9400154A SI9400154A SI9400154A SI9400154A SI 9400154 A SI9400154 A SI 9400154A SI 9400154 A SI9400154 A SI 9400154A SI 9400154 A SI9400154 A SI 9400154A SI 9400154 A SI9400154 A SI 9400154A
Authority
SI
Slovenia
Prior art keywords
rocket engine
fuel
reaction
synthesized
tank
Prior art date
Application number
SI9400154A
Other languages
English (en)
Inventor
Igor Urban
Original Assignee
Igor Urban
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Igor Urban filed Critical Igor Urban
Priority to SI9400154A priority Critical patent/SI9400154A/sl
Publication of SI9400154A publication Critical patent/SI9400154A/sl

Links

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02KJET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00Rocket- engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42Rocket- engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/425Rocket- engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants propellants
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02KJET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00Rocket- engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42Rocket- engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/44Feeding propellants
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02KJET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00Rocket- engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42Rocket- engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/60Constructional parts; Details
    • F02K9/62Combustion or thrust chambers
    • F02K9/64Combustion or thrust chambers having cooling arrangements
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00Function
    • F05D2260/20Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/205Cooling fluid recirculation, i.e. after cooling one or more components is the cooling fluid recovered and used elsewhere for other purposes
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00Function
    • F05D2260/20Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/232Heat transfer, e.g. cooling characterized by the cooling medium

Description

Predmet izuma je reakcijski raketni motor s sintetiziranim gorivom, ki uporablja za gorivo v osnovi nestabilne snovi in jih je mogoče uporabiti kot gorivo le po predhodnem sintetiziranjem oz. predelavo.

Tehnični problem, ki ga predložen izum uspešno rešuje je uporaba snovi, ki so v osnovi zelo nestabilne in jih v navadnih pogojih ni možno uporabiti kot pogonsko gorivo za raketne in podobne motorje.

-2Običajni raketni pogonski motorji uporabljajo za pogon gorivo in oksidant, shranjena v dveh ločenih rezervoarjih. V zgorevalni komori izvedena združitev obeh daje kemično reakcijo ter potrebno potisno silo za premik rakete.

Reakcijski raketni motor s sintetiziranim gorivom po izumu ima v ločenih rezervoarjih shranjene dve sintetizirani snovi, ki se v predprostoru združita ter v mešalni šobi medsebojno reagirata. V zgorevalni komori se sintetizirano gorivo vžge, nastali plini pa dajejo potrebno potisno silo.

Reakcijski raketni motor s sintetiziranim gorivom bom podrobneje obrazložil na osnovi izvedbenega primera in slike, ki kaže:

slika 1 reakcijski raketni motor s sintetiziranim gorivom v shematskem pogledu.

Reakcijski raketni motor s sintetiziranim gorivom, ki je shematsko prikazan na sliki 1, sestavljajo rezervoarja 1 in 2, zgorevalna komora 4 in izstopna cev 5. V rezervoarjih 1 in 2 se nahajata dve substanci in sicer v rezervoarju 1 dušikova kislina HNO3, v rezervoarju 2 pa NH3. Oba rezervoarja 1 in 2 imata izvedeni ogrevalni napravi, tako, da lahko nadzorovano segrevamo substanci v rezervoarjih. Vodno kopel v kateri sta rezervoarja 1 in 2 s substancami lahko na začetku procesa ogrevamo s pomočjo mikrovalovnega grelca, ki je krmiljen z mikroprocesorskim vezjem 11 do starta reakcijskega motorja. Oba rezervoarja 1 in 2 sta obdana z

-3ogrevalnim sistemom 8 v obliki okoli rezervoarjev 1 in 2 nameščenih vodnih cevi. Vodo v sistemu 8 ogrevamo z odvzemanjem toplote iz ohlajevalne mrežice 13 in jo vzdržujemo na 85°C s pomočjo termostatskega elektroventila 7 in črpalke 14. Pri temperaturi 85°C HNO3, vre, tako da pare kisline potujejo po dovodni cevi in nato preko črpalke 9 in regulatorja 10 v zgorevalno komoro 4. Na isto temperaturo se ogreje tudi NH3 v rezervoarju 2 tako da vodimo pare oz. kapljevino substance preko črpalke 9’ in regulatorja 10'. Oba regulatorja 10, 10’ sta upravljana z mikroprocesorskim vezjem 11. Z regulatorjema 10, 10’ uravnavamo pravilen dotok oz. doziranje substance, protipovratna ventila 12,12’ pa preprečujeta povratni udar.

Regulatorja 10 in 10’ na izpustih obeh rezervoarjev 1 in 2 omogočata mešanje obeh ogretih substanc iz rezervoarja 1 in 2 v določenem razmerju, ki je v konkretnem izvedbenem primeru 11:1. Od tu potujejo drobne kapljice že sintetiziranega goriva NH4NO3 skozi mešalno šobo 3 v zgorevalno komoro 4 in sicer v zgorevalni komori 4 najprej skozi ohlajevalno mrežico 13, ki ima nalogo odbiti oz. zadržati ognjeni udar, ki nastane po vžigu kapljic goriva. Ohlajevalno mrežico 13 hladi voda v ogrevalnem sistemu 8. Ko kapljice zapuste ohlajevalno mrežico 13 potuje gorivo navzdol po zgorevalni komori 4, kjer je vdelana tudi žareča nitka 6. Tu se kapljice goriva s pomočjo vžigalne nitke 6 vžgo, pri čemer nastane temperatura 2710 °C. V tem trenutku nastane tlak 994 MPa, vroči plini pa udarijo z nadzvočno hitrostjo iz zgorevalne komore skozi ozko grlo v Lavaiovo šobo in povzroče reakcijo.

-4Pri reakcijskem raketnem motorju s sintetiziranim gorivom je v drugem izvedbenem primeru rezervoar 2 napolnjen z glicerolom. Razmerje med glicerolom iz rezervoarja 2 in HNO3 iz rezervoarja 1 je 3:1.

Glicerol v rezervoarju 2 segrevamo na 85°C, nakar ga s pomočjo pritiska uparimo. Uparimo tudi zmrznjeno HNO3. Pare obeh sestavin mešamo v že prej omenjenem razmerju 1:3. Zaradi povišane temperature glicerola in HNO3 se slednji substanci spojita v gorivo - nitroglicerin in sicer v drobne kapljice zgoraj omenjenega goriva. Te kapljice goriva se vžgo na žareči nitki 6, plini, ki imajo temperaturo 4250°C, pa udarijo v Lavalovo šobo, tu ekspandirajo, notranja energija se deloma spremeni v kinetično in tako dobimo reakcijo.

Claims (3)

1. Reakcijski raketni motor s sintetiziranim gorivom, označen s tem, da predhodno toplotno obdelanima sintetiziranima gorivoma, nameščenima v ločenih rezervoarjih (1, 2) z možnostjo nadaljne toplotne obdelave vodimo skozi mešalno šobo (3) v zgorevalno komoro (4), kjer se pare sintetiziranega goriva vžgo, izhajajoči plini pa skozi izstopno cev (5) povzročajo reakcijo.
2. Reakcijski raketni motor s sintetiziranim gorivom, po zahtevku 1, označen s tem, da je v rezervoarju (1) dušikova kislina HNO3, v rezervoarju (2) pa NH3, pri čemer je potrebno mešalno razmerje 1:1.
3. Reakcijski raketni motor s sintetiziranim gorivom, po zahtevku 1, označen s tem, da je v rezervoarju (1) dušikova kislina HNO3, v rezervoarju (2) pa glicerol, pri čemer je potrebno mešalno razmerje 1:3.
SI9400154A 1994-03-29 1994-03-29 Reaction rocket engine with synthetic fuel SI9400154A (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SI9400154A SI9400154A (en) 1994-03-29 1994-03-29 Reaction rocket engine with synthetic fuel

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SI9400154A SI9400154A (en) 1994-03-29 1994-03-29 Reaction rocket engine with synthetic fuel
AU33334/95A AU3333495A (en) 1994-03-29 1995-03-28 Synthesised fuel-powered reaction rocket motor
PCT/SI1995/000008 WO1995026467A2 (en) 1994-03-29 1995-03-28 Bipropellant rocket motor

Publications (1)

Publication Number Publication Date
SI9400154A true SI9400154A (en) 1995-12-31

Family

ID=20431365

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
SI9400154A SI9400154A (en) 1994-03-29 1994-03-29 Reaction rocket engine with synthetic fuel

Country Status (3)

Country Link
AU (1) AU3333495A (sl)
SI (1) SI9400154A (sl)
WO (1) WO1995026467A2 (sl)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6052987A (en) * 1997-11-14 2000-04-25 Trw Inc. Non-propellant fluid cooled space craft rocket engine
DE102005030437B4 (de) 2005-06-30 2007-09-13 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Antriebsvorrichtung auf Basis gelförmigen Treibstoffs und Verfahren zur Treibstoff-Förderung
EP2103798A1 (en) 2008-03-20 2009-09-23 Aquafuel Research Limited Combustion method and apparatus

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2928240A (en) * 1953-01-27 1960-03-15 Thiokol Chemical Corp Control system for reaction motor ignitors
GB792909A (en) * 1953-06-19 1958-04-02 Havilland Engine Co Ltd Rocket motor cooling systems
US2981059A (en) * 1958-02-04 1961-04-25 Thompson Ramo Wooldridge Inc Dual thrust chamber rocket
US3140582A (en) * 1959-04-14 1964-07-14 Olin Mathieson Rocket propulsion method using boron and nitrogen compounds
GB2167401A (en) * 1984-09-25 1986-05-29 Kevin Maurice Buckley Injection nitration engine

Also Published As

Publication number Publication date
WO1995026467A2 (en) 1995-10-05
AU3333495A (en) 1995-10-17
WO1995026467A3 (en) 1995-11-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US2408111A (en) Two-stage rocket system
KR101195641B1 (ko) 이종연료 디젤엔진 추진기관을 사용하는 액화천연가스 운반선을 위한 연료공급시스템
JP3100191B2 (ja) 排煙脱硝装置
US3955941A (en) Hydrogen rich gas generator
US3999525A (en) Apparatus for the cold starting and warming run of spark plug-ignited internal combustion engines
US6931832B2 (en) Monopropellant combustion system
RU2141050C1 (ru) Вспомогательный узел ввода топлива и способ его эксплуатации
US6820598B2 (en) Capillary fuel injector with metering valve for an internal combustion engine
US7337768B2 (en) Multiple capillary fuel injector for an internal combustion engine
US3323304A (en) Apparatus for producing high temperature gaseous stream
CN102007271B (zh) 内燃机
AU2003286820B2 (en) Fuel system for an internal combustion engine and method for controlling same
EP1629190B1 (en) Vaporized fuel injection system and method
US6913005B2 (en) System and methodology for purging fuel from a fuel injector during start-up
US6769421B2 (en) Method and apparatus for vaporizing fuel
US4884533A (en) Method of and an arrangement for burning a liquid or gaseous fuel in a combustion chamber of an internal combustion engine
US3651641A (en) Engine system and thermogenerator therefor
US9523311B2 (en) Method of operating a gas turbine, and gas turbine with water injection
DE69923944T2 (de) Flüssigtreibstoffrakete
US4086893A (en) Carburetor
CA1230788A (en) High efficiency internal combustion steam engine
US8341933B2 (en) Method for cooling rocket engines
CA1327878C (en) Enhanced performance of alcohol fueled engine during cold conditions
US7478628B2 (en) Vapor and liquid fuel injection system
US6852292B2 (en) Ammonia storage and injection in NOx control