Ракетное топливо староверова - 3 /варианты/

Ракетное топливо староверова - 3 /варианты/

Реферат

Изобретение относится к ракетным двигателям жидкого и твердого топлива, гибридным.

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 градусов С (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.

На этом и основана идея данного изобретения. Задача и технический результат изобретения - повышение скорости реактивной струи и удельного импульса ракетного двигателя, причем иногда - без расширяющегося реактивного сопла (достаточно сужающегося диффузора). Для этого двигатель должен вырабатывать чистый водород и твердые вещества. Известна такая реакция с боргидридом бериллия, но это соединения дорогое и токсичное. Известны тройные реакции какого-либо окислителя с боргидридом и гидридом лития или алюминия. Но вследствие трудностей их разделения дешевле будет использовать их комбинированные соединения:

Соотношение компонентов: боргидрида лития-алюминия - 29,75±10 мас.%, динитрамида аммония -54,41±15 мас.%, гидрида лития-алюминия - 15,84±5 мас.%.

Возможна реакция с более доступным нитратом аммония безводным:

Соотношение компонентов: боргидрида лития-алюминия - 28,33±10 мас.%, нитрата аммония - 48,62±15 мас.%, гидрида лития-алюминия - 23,05±10 мас.%. Для предотвращения взрыва компоненты могут быть расположены в двигателе секторами или поперечными слоями (это отдельное изобретение).

Может использоваться боргидрид кремния и силан:

Соотношение компонентов: боргидрида кремния - 28,05±10 мас.%, нитрата аммония безводного - 51,35±15 мас.%, силана- 20,6±10 мас.%.

В качестве и горючего (реакция с кислородом), и в качестве второй энергетической реакции может использоваться бор в виде одного из своих гидридов (боранов), например, в гибридных или жидкостных двигателях в виде сжиженного или сверхкритичного (критическая температура 16,7 °С) газообразного диборана:

Соотношение компонентов: диборана - 40,88±15 мас.%, нитрата аммония - 59,12±15 мас.%.

Возможна реакция с жидким тетрабораном (температура кипения 18 °С).

Соотношение компонентов: тетраборана - 39,98±15 мас.%, нитрата аммония - 60,02±15 мас.%.

Или с твердым декабораном.

Соотношение компонентов: декаборана - 37,92±15 мас.%, нитрата аммония - 62,08±15 мас.%.

В жидкостном двигателе возможна реакция с жидким окислителем. Желательно, не содержащим углерода, чтобы не загрязнять водород углекислым газом. Например, с азотной кислотой или с раствором пятиокиси азота в азотной кислоте:

Соотношение компонентов: диборана - 39,67±15 мас.%, азотной кислоты - 60,33±15 мас.%. В кислоте может быть растворена пятиокись азота N2O5, что повышает тепловыделение.

Топливо с тетрабораном (температура кипения 18 °С) интересно тем, что тетраборан имеет по сравнению с дибораном значительно большую плотность и меньшее давление в баке:

Соотношение компонентов: тетраборана - 38,83±15 мас.%, азотной кислоты - 61,17±15 мас.%.

Удобно использование нитрата бора, так как он уже содержит атом бора:

Соотношение компонентов: боргидрида бериллия - 37,1±15 мас.%, нитрата бора 62,9±15 мас.%.

Эти соединения известны в ракетной технике, но с другим соотношением компонентов, дающим в отходящих газах пары воды и азот. Поэтому возможны эти реакции с полным или частичным окислением получившегося водорода.

Для предотвращения взрыва нитрата аммония возможны добавки в него замедлителей реакции, например ортоборной кислоты. Для реакции с ней надо выделить дополнительное количество борана, например тетраборана:

Соотношение компонентов: тетраборана - 17,74±10 мас.%, борной кислоты - 82,26±10 мас.%. Энергетический потенциал этой реакции очень слабый - 2,35 кДж/г, поэтому использовать эту добавку желательно как можно меньше.

1. Ракетное топливо, содержащее горючее и окислитель, отличающееся тем, что содержит боргидрида лития-алюминия - 29,75±10 мас.%, динитрамида аммония -54,41±15 мас.%, гидрида лития-алюминия - 15,84±5 мас.%.

2. Ракетное топливо, содержащее горючее и окислитель, отличающееся тем, что имеет топливо со следующим соотношением компонентов: боргидрида лития-алюминия - 28,33±10 мас.%, нитрата аммония - 48,62±15 мас.%, гидрида лития-алюминия - 23,05±10 мас.%.

3. Топливо по п. 2, отличающееся тем, что дополнительно содержит боран, например, тетраборан 17,74±10 мас.%, и в качестве замедляющей добавки ортоборную кислоту 82,26±10 мас.%.

4. Ракетное топливо, содержащее горючее и окислитель, отличающееся тем, что содержит боргидрид кремния - 28,05±10 мас.%, нитрат аммония безводный - 51,35±15 мас.% и силан - 20,6±10 мас.%.

5. Топливо по п. 4, отличающееся тем, что дополнительно содержит боран, например, тетраборан 17,74±10 мас.%, и в качестве замедляющей добавки ортоборную кислоту 82,26±10 мас.%.

6. Ракетное топливо, содержащее горючее и окислитель, отличающееся тем, что содержит диборан сжиженный - 40,88±15 мас.%, нитрат аммония - 59,12±15 мас.%.

7. Топливо по п. 6, отличающееся тем, что дополнительно содержит боран, например, тетраборан 17,74±10 мас.%, и в качестве замедляющей добавки ортоборную кислоту 82,26±10 мас.%.

8. Ракетное топливо, содержащее горючее и окислитель, отличающееся тем, что содержит тетраборан сжиженный - 39,98±15 мас.%, нитрата аммония - 60,02±15 мас.%.

9. Топливо по п. 8, отличающееся тем, что дополнительно содержит боран, например, тетраборан 17,74±10 мас %, и в качестве замедляющей добавки ортоборную кислоту 82,26±10 мас.%.

10. Ракетное топливо, содержащее горючее и окислитель, отличающееся тем, что имеет топливо со следующим соотношением компонентов: декаборан - 37,92±15 мас.%, нитрат аммония - 62,08±15 мас.%.

11. Топливо по п. 10, отличающееся тем, что дополнительно содержит боран, например, тетраборан 17,74±10 мас.%, и в качестве замедляющей добавки ортоборную кислоту 82,26±10 мас.%.

12. Ракетное топливо, содержащее горючее и окислитель, отличающееся тем, что содержит диборан сжиженный - 39,67±15 мас.%, азотную кислоту - 60,33±15 мас.%.

13. Ракетное топливо, содержащее горючее и окислитель, отличающееся тем, что содержит тетраборан сжиженный - 38,83±15 мас.%, азотную кислоту - 61,17±15 мас.%.

14. Ракетное топливо, содержащее горючее и окислитель, отличающееся тем, что содержит боргидрид бериллия - 37,1±15 мас.%, нитрат бора 62,9±15 мас.%.