Ракетное горючее

Ракетное горючее

Реферат

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.

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.