ракетное топливо староверова - 14 (варианты)
Классы МПК: | F02K9/00 Ракетные двигательные установки, те установки, для работы которых используется горючее и окислитель; управление этими установками C06B47/02 содержащие двухкомпонентное ракетное топливо C06B47/10 компонентом является свободный бор, органические бораны или соединения бора из двух элементов, кроме кислородных соединений C10L1/10 содержащее присадки C06B27/00 Составы, содержащие металл или неметалл, например бор, кремний, селен или теллур или их смеси, их соединения друг с другом или гидриды в комбинации с углеводородами или галогензамещенными углеводородами |
Патентообладатель(и): | Староверов Николай Евгеньевич (RU) |
Приоритеты: |
подача заявки:
2012-10-08 публикация патента:
20.05.2014 |
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.
Формула изобретения
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%.
Описание изобретения к патенту
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 650оС (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.
Класс F02K9/00 Ракетные двигательные установки, те установки, для работы которых используется горючее и окислитель; управление этими установками
Класс C06B47/02 содержащие двухкомпонентное ракетное топливо
Класс C06B47/10 компонентом является свободный бор, органические бораны или соединения бора из двух элементов, кроме кислородных соединений
ракетное топливо староверова - 15 (варианты) - патент 2516711 (20.05.2014) | |
ракетное топливо - патент 2513850 (20.04.2014) |
Класс C10L1/10 содержащее присадки
Класс C06B27/00 Составы, содержащие металл или неметалл, например бор, кремний, селен или теллур или их смеси, их соединения друг с другом или гидриды в комбинации с углеводородами или галогензамещенными углеводородами