RU2169853C2 - Способ работы двигателя летательного аппарата, действующего по принципу реактивного движения, а также двигатель летательного аппарата - Google Patents
Способ работы двигателя летательного аппарата, действующего по принципу реактивного движения, а также двигатель летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2169853C2 RU2169853C2 RU96115304/06A RU96115304A RU2169853C2 RU 2169853 C2 RU2169853 C2 RU 2169853C2 RU 96115304/06 A RU96115304/06 A RU 96115304/06A RU 96115304 A RU96115304 A RU 96115304A RU 2169853 C2 RU2169853 C2 RU 2169853C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nitrogen
- combustion chamber
- silicon
- compounds
- engine
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 20
- IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N Atomic nitrogen Chemical compound N#N IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 75
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 48
- 229910052757 nitrogen Inorganic materials 0.000 claims abstract description 37
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 claims abstract description 24
- BLRPTPMANUNPDV-UHFFFAOYSA-N Silane Chemical compound [SiH4] BLRPTPMANUNPDV-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 20
- 239000003921 oil Substances 0.000 claims abstract description 19
- 229910000077 silane Inorganic materials 0.000 claims abstract description 17
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 claims abstract description 15
- 229910017464 nitrogen compound Inorganic materials 0.000 claims abstract description 15
- 150000002830 nitrogen compounds Chemical class 0.000 claims abstract description 15
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 claims abstract description 12
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 claims abstract description 12
- UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N Hydrogen Chemical compound [H][H] UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 8
- 229910052581 Si3N4 Inorganic materials 0.000 claims description 4
- HQVNEWCFYHHQES-UHFFFAOYSA-N silicon nitride Chemical compound N12[Si]34N5[Si]62N3[Si]51N64 HQVNEWCFYHHQES-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 4
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 3
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims description 3
- 229910052710 silicon Inorganic materials 0.000 claims description 3
- 239000010703 silicon Substances 0.000 claims description 3
- 239000010936 titanium Substances 0.000 claims description 3
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 claims description 3
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims description 2
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims 2
- LUXIMSHPDKSEDK-UHFFFAOYSA-N bis(disilanyl)silane Chemical compound [SiH3][SiH2][SiH2][SiH2][SiH3] LUXIMSHPDKSEDK-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims 1
- 150000004756 silanes Chemical class 0.000 abstract description 5
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract description 2
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 description 11
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 description 11
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 10
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 7
- XUIMIQQOPSSXEZ-UHFFFAOYSA-N Silicon Chemical compound [Si] XUIMIQQOPSSXEZ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 5
- CURLTUGMZLYLDI-UHFFFAOYSA-N Carbon dioxide Chemical compound O=C=O CURLTUGMZLYLDI-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 4
- MWUXSHHQAYIFBG-UHFFFAOYSA-N Nitric oxide Chemical compound O=[N] MWUXSHHQAYIFBG-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 4
- VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N Silicium dioxide Chemical compound O=[Si]=O VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 4
- 150000001875 compounds Chemical class 0.000 description 4
- PXGOKWXKJXAPGV-UHFFFAOYSA-N Fluorine Chemical compound FF PXGOKWXKJXAPGV-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 229910052731 fluorine Inorganic materials 0.000 description 3
- 239000011737 fluorine Substances 0.000 description 3
- 125000004435 hydrogen atom Chemical class [H]* 0.000 description 3
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 3
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 3
- JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N phencyclidine Chemical compound C1CCCCN1C1(C=2C=CC=CC=2)CCCCC1 JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 239000002760 rocket fuel Substances 0.000 description 3
- MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N Dioxygen Chemical compound O=O MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 229910002092 carbon dioxide Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000001569 carbon dioxide Substances 0.000 description 2
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 2
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 2
- 150000002831 nitrogen free-radicals Chemical class 0.000 description 2
- -1 silane oils Chemical compound 0.000 description 2
- 239000000377 silicon dioxide Substances 0.000 description 2
- 238000003860 storage Methods 0.000 description 2
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- KZBUYRJDOAKODT-UHFFFAOYSA-N Chlorine Chemical compound ClCl KZBUYRJDOAKODT-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- GRYLNZFGIOXLOG-UHFFFAOYSA-N Nitric acid Chemical compound O[N+]([O-])=O GRYLNZFGIOXLOG-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910021417 amorphous silicon Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000009835 boiling Methods 0.000 description 1
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 description 1
- 229910010293 ceramic material Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000004992 fission Effects 0.000 description 1
- 239000003779 heat-resistant material Substances 0.000 description 1
- 239000011261 inert gas Substances 0.000 description 1
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 1
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 1
- 229910017604 nitric acid Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000001590 oxidative effect Effects 0.000 description 1
- 239000012188 paraffin wax Substances 0.000 description 1
- 239000010970 precious metal Substances 0.000 description 1
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 description 1
- 150000003254 radicals Chemical class 0.000 description 1
- FZHAPNGMFPVSLP-UHFFFAOYSA-N silanamine Chemical compound [SiH3]N FZHAPNGMFPVSLP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 150000003377 silicon compounds Chemical class 0.000 description 1
- LIVNPJMFVYWSIS-UHFFFAOYSA-N silicon monoxide Chemical compound [Si-]#[O+] LIVNPJMFVYWSIS-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000003786 synthesis reaction Methods 0.000 description 1
- GFADZIUESKAXAK-UHFFFAOYSA-N tetrafluorohydrazine Chemical compound FN(F)N(F)F GFADZIUESKAXAK-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000001960 triggered effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
- F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
- F02K9/68—Decomposition chambers
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
- B64G1/4005—Air-breathing propulsion
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
- B64G1/401—Liquid propellant rocket engines
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C06—EXPLOSIVES; MATCHES
- C06B—EXPLOSIVES OR THERMIC COMPOSITIONS; MANUFACTURE THEREOF; USE OF SINGLE SUBSTANCES AS EXPLOSIVES
- C06B43/00—Compositions characterised by explosive or thermic constituents not provided for in groups C06B25/00 - C06B41/00
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C06—EXPLOSIVES; MATCHES
- C06B—EXPLOSIVES OR THERMIC COMPOSITIONS; MANUFACTURE THEREOF; USE OF SINGLE SUBSTANCES AS EXPLOSIVES
- C06B47/00—Compositions in which the components are separately stored until the moment of burning or explosion, e.g. "Sprengel"-type explosives; Suspensions of solid component in a normally non-explosive liquid phase, including a thickened aqueous phase
- C06B47/02—Compositions in which the components are separately stored until the moment of burning or explosion, e.g. "Sprengel"-type explosives; Suspensions of solid component in a normally non-explosive liquid phase, including a thickened aqueous phase the components comprising a binary propellant
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C06—EXPLOSIVES; MATCHES
- C06D—MEANS FOR GENERATING SMOKE OR MIST; GAS-ATTACK COMPOSITIONS; GENERATION OF GAS FOR BLASTING OR PROPULSION (CHEMICAL PART)
- C06D5/00—Generation of pressure gas, e.g. for blasting cartridges, starting cartridges, rockets
- C06D5/08—Generation of pressure gas, e.g. for blasting cartridges, starting cartridges, rockets by reaction of two or more liquids
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
- F02K7/08—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof the jet being continuous
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Organic Chemistry (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Plasma & Fusion (AREA)
Abstract
Изобретение предназначено для использования в ракетной технике. Способ работы двигателя летательного аппарата, действующего по принципу реактивного движения, включает операции принудительной реакции кремневодородных соединений с азотом и/или азотными соединениями при повышенных температурах и при наличии окислителя для водорода кремневодородных соединений в камере сгорания. Двигатель для осуществления способа выполнен как ракетная силовая установка. Азот и окислитель можно забирать из земной атмосферы, так что не нужно иметь с собой в летательном аппарате (ракете) соответствующий окислитель для кремневодородных соединений. В качестве кремневодородных соединений применяют преимущественно силановые масла. Изобретение позволяет повысить коэффициент полезного действия. 2 с. и 12 з.п.ф-лы, 2 ил.
Description
Изобретение относится к способу работы двигателя летательного аппарата, действующего по принципу реактивного движения. Далее изобретение касается исполнения двигателя летательного аппарата.
Для таких случаев, которые требуют высоких удельных импульсов, в ракетной технике используют в качестве топлива, как правило, жидкий водород, который с окислителями, такими как жидкий кислород и жидкий фтор, вводят в реакцию (за пределами атмосферы). Однако при этих комбинациях горючего высокому удельному импульсу противостоит потребность в больших объемах емкостей для топливных компонентов и особые издержки для их хранения. Большие объемы емкостей - это следствие низкой удельной плотности названных комбинаций топлива, за что в первую очередь ответственен водород. Особые издержки хранения складываются из крайне низких точек кипения топливных компонентов.
Для устранения вышеуказанных недостатков уже было предложено в качестве ракетного топлива использовать кремневодород и силиламин (см. DE 2231008). Для этой цели был указан тетрасилан (Si4H10). Но тетрасилан крайне подвержен самовоспламенению и не может быть представлен простым способом.
Кремневодороды, преимущественно силановые масла, уже были предложены как ракетное топливо и в публикации DE 4215835 C2. Получение силановых масел такого типа описано в немецком патенте DE 2139155, причем, в частности, описывают производство масляной смеси от Si5H12 до Si10H22. Удивительным образом силановые масла такого типа являются надежными в обращении и очень хорошо годятся в качестве ракетного топлива из-за своей высокой удельной плотности и высокой энергии. Эта надежность в обращении является неожиданной, так как низкие силаны исключаются в качестве топлива вследствие своей необычайной опасности.
Однако и при этих предложениях всегда исходили из того, что силановые масла сжигаются вместе с жидким кислородом, жидким хлором или фтором, так что и здесь принципиально всегда должен вместе подаваться окислитель.
Что касается приведения в действие летательного аппарата (ракеты) в пределах земной атмосферы, то далее известны турбореактивные двигатели. Они обладают тем преимуществом, что используют в качестве окислителя кислород атмосферы, так что не нужно брать с собой специальный окислитель. Для этого нужно, конечно, азот, содержащийся в воздухе (примерно 80%), как инертный газ вместе ускорить и нагреть. Так как согласно импульсному уравнению P=mv скорость газообразных продуктов сгорания зависит от температуры, то предел мощности этого способа ограничен и технически более неперспективен.
В основе изобретения лежит задача создать способ работы двигателя летательного аппарата, действующего по принципу реактивного движения, отличающийся особо высоким коэффициентом полезного действия (КПД).
Задача решается путем принудительной реакции кремневодородных соединений с азотом или азотными соединениями при высоких температурах в присутствии окислителя для водорода кремневодородных соединений в камере сгорания.
Молекула N2 как таковая, несмотря на свою тройную связь, крайне инертна и только при бомбардировке электронами, например, в непогоду имеет склонность раскрывать свое соединение, вступать в реакцию с кислородом, превращаясь в окись азота. Однако горячий азот при температуре свыше 1400oC вступает в реакцию с мелко распыленным кремнием с образованием нитрида кремния Si3N4.
Основания для сжигания азота содержатся в том факте, что кремний в отличие от углерода не может иметь двойную и тройную связь. Особенно хорошее протекание реакций показывает азот с кремневодородными соединениями. Изобретение использует это познание и целенаправленно применяет азот или азотные соединения в реакции с кремневодородными соединениями, благодаря чему получают особенно эффективный двигатель.
В частности, в атмосфере азот присутствует в большом количестве, так что образуется высокий КПД при незначительных расходах.
Особых преимуществ достигают тогда, когда для реакции используют азот земной атмосферы. В этом случае летательному аппарату не нужно носить с собой окислитель для кремневодородных соединений, так как земная атмосфера примерно на 80% состоит из азота (N2). Поэтому при таком варианте способа воздух, в частности сжатый, подается в камеру сгорания летательного аппарата и вводится в реакцию с кремневодородными соединениями.
При сгорании кремневодородных соединений, в частности силановых масел со сжатым воздухом, часть кислорода реагирует с водородом силановой цепи согласно уравнению 4H + O2 = 2H2O.
При этом водородно-кислородном горении температуры достигают порядка 3000oC. Такой температуры достаточно, чтобы расщепить молекулу N2, которую берут путем подачи сжатого воздуха.
Согласно уравнению 4N + 3Si = Si3N4 радикалы азота крайне стремительно захватывают свободные атомы кремния, образуется нитрид кремния с молекулярным весом 117 и, таким образом, почти в три раза тяжелее двуокиси углерода. Поэтому соответствующее реактивное движение значительно улучшено по сравнению с уровнем техники.
Разумеется, описанная реакция протекает только при соответственно высоких температурах. После зажигания силановые масла сгорают лишь до красно-коричневой аморфной моноокиси кремния, так как для горючей субстанции при мгновенности сгорания дается слишком мало кислорода. Реакции с азотом не происходит, так как азот в таких условиях не образует свободных радикалов.
Способ согласно изобретению может быть использован как для запуска космических кораблей, так и летательных аппаратов в пределах земной атмосферы. Для первого случая азот и окислитель, отсутствующие в космосе, нужно транспортировать с собой в качестве "окислителя". Однако во втором случае, как указано выше, можно вернуться к азоту, имеющемуся в земной атмосфере, так что по поводу относительно обычных турбореактивных двигателей, которые для сжигания могут использовать примерно лишь 20% (из) атмосферы Земли, появляются значительные преимущества, так как для горения можно обратиться не только к 20% атмосферы (содержание O2), но и к другим, примерно 80% (содержание N2). Нитрид кремния Si3N4, образуемый преимущественно путем сгорания азота, обладает значительно большим молекулярным весом, чем двуокись углерода, образующаяся у турбореактивных двигателей согласно уровню техники, благодаря чему получают особенно удачный КПД двигателя, так как согласно импульсному уравнению играют роль не только скорость, но также и масса газов.
В дальнейшей разработке способа согласно изобретению в камеру сгорания подают дополнительно к воздушной массе азотные соединения. Этот вариант способа имеет преимущество, в частности, тогда, когда на больших высотах (с убывающей плотностью атмосферы) нужно поддерживать эффективное горение азота. Тогда в камеру сгорания подают, например, жидкий N2O4 или азотную кислоту HNO3. В зависимости от области применения изобретение предусматривает, чтобы для сжигания обращаться преимущественно к азоту, содержащемуся в земной атмосфере. Но если его нет или он есть ограничено, то азот или азотные соединения берут с собой в летательный аппарат и используют для горения.
Реакцию можно проводить преимущественно при температуре свыше 1400oC, так как ниже этого значения горение кремневодородных соединений, в частности силановых масел, с азотом можно осуществить с трудом или не добиться вообще. Работают преимущественно с повышенными температурами в пределах 2500-3000oC, образующимися при горении водорода и кислорода в результате реакции части кислорода земной атмосферы с частью водорода силановой цепи кремневодородных соединений.
В качестве кремневодородных соединений используют преимущественно силановые масла, в частности именно такие с длиной цепи от Si5H12 до Si9H20. Силановые масла подобного рода уже описаны в названном патенте DE 2139155. К удивлению, такие длинноцепные силаны на воздухе больше не самовоспламеняются. Они обладают консистенцией парафиновых масел, и их можно производить серийно простым способом. Их можно перекачивать, так как без проблем их можно подавать в соответствующую камеру сгорания.
Далее для реализации вышеуказанного способа изобретение касается двигателя летательного аппарата. Этот двигатель отличается тем, что он выполнен как ракетная силовая установка и содержит камеру сгорания, ведущий в нее питающий трубопровод для кремневодородных соединений, ведущий в нее трубопровод подачи азота и/или азотных соединений и ведущий в камеру сгорания трубопровод подачи окислителя.
Подающий азот и/или азотные соединения, и/или окислитель трубопровод подсоединен преимущественно к источнику сжатого воздуха. При этом воздух целесообразно брать из окружающей летательный аппарат атмосферы; его сжимают с помощью компрессоров и запитывают в камеру сгорания. Запитка камеры сгорания происходит преимущественно кольцеобразно, в то время как кремневодородные соединения подают преимущественно в середину кольца. В остальном двигатель выполнен как известная ракетная силовая установка и содержит выходное отверстие для газообразных продуктов сгорания, которое снабжено суженным участком для повышения скорости прохождения газа.
Таким образом, согласно изобретению создан реактивный двигатель нового типа, представляющий собой синтез турбореактивного двигателя и известного ЖРД. В соответствии с изобретением скомбинированы преимущества обеих известных систем. Согласно изобретению двигатель работает по принципу реактивного движения, т.е. сравним с ракетной силовой установкой и использует ее высокий КПД, однако для горения кремневодородных соединений он обращается преимущественно к имеющемуся в атмосфере азоту, так что в летательный аппарат не нужно брать с собой никакого специального окислителя.
Преимущество относительно традиционного турбореактивного двигателя заключается далее в том, что в камере сгорания можно отказаться от механических элементов.
Корпус камеры сгорания рассчитан на соответственно высокие давления и температуры. Он имеет охлаждающую рубашку. Внутренняя поверхность камеры может быть защищена облицовкой из керамического материала или благородного металла. Более того, корпус камеры сгорания может, по меньшей мере частично, состоять из титана.
На случай, если для горения не будет хватать O2, чтобы сжечь все H-атомы кремневодородных соединений (силановых цепей) и получить достаточно высокую температуру для деления молекулы N2, то в данном случае в камеру сгорания нужно подать O2 преимущественно в виде окиси азота. O2 срабатывает при этом как "среда зажигания" для последующей реакции азота (N).
Иначе подача топлива в камеру сгорания происходит преимущественно автоматически в зависимости от давления и температуры камеры.
Кремневодородные соединения подают в камеру сгорания преимущественно в виде силановых масел и именно с помощью соответствующего насоса. Как уже сказано, силановые масла подобного типа поддаются перекачке насосом.
В дальнейшем изобретение подробно поясняется на примере исполнения и чертежей. Фиг. 1, 2 схематично показывают конструкцию приводного механизма летательного аппарата (вид сбоку, прерывистая линия) и в горизонтальном сечении.
Как следует из фиг. 1, 2, двигатель 1 имеет камеру сгорания 2, корпус 11 которой состоит из температуропрочного материала, например металла или керамики. Корпус, по меньшей мере частично, выполнен преимущественно из титана. Он (корпус) окружен соответствующей охлаждающей рубашкой 10.
В остальном камера сгорания выполнена, как и камера известного ракетного двигателя, и на своем нижнем (на фиг. 1, 2) конце имеет выходное отверстие с соответствующим сужением для повышения скорости истечения газообразных продуктов сгорания.
С одной стороны в камеру входит трубопровод 4 подачи сжатого воздуха, нагнетаемого схематично обозначенным цифрой 6 компрессором. Подающий трубопровод 4 дает сжатый воздух в камеру сгорания на кольцо 8, снабженное множеством направленных внутрь выходных сопловых отверстий 9, по которым сжатый воздух подают внутрь камеры сгорания.
Далее в камеру сгорания входит трубопровод 3, подающий силановые масла, которые насосом 7 заправляются в камеру, а именно внутрь кольца 8. Заправка при этом может происходить посредством соответствующего (не показанного здесь) инжекторного устройства.
Часть кислорода сжатого воздуха реагирует с водородом силановой цепи для образования H2O. При соответствующем горении водорода + кислорода достигают довольно высоких температур, способных расщепить молекулу N2. Свободные радикалы азота соединяются теперь со свободными атомами кремния, в результате чего происходит желаемое горение азота. Образуется Si3N4. Если недостаточно воздуха, то в камеру сгорания можно подать дополнительные азотные соединения, например NO2 или HNO3, как схематично показано на трубопроводе 5.
Согласно вышеизложенному для способа в соответствии с изобретением необходимы азот для реакции с атомами кремния и окислитель для реакции с атомами водорода кремневодородных соединений.
Эти компоненты могут быть внесены в кремневодородные соединения раздельно, как смесь или как соединение. Особенно пригодна подача в виде смеси, т. е. воздуха, так как он есть в атмосфере. В качестве окислителя здесь используют кислород воздуха, как сообщалось ранее. Однако могут быть добавлены и соединения, чтобы получить окислитель и азот. Для этого, например, можно использовать уже упомянутые окиси азота (Nох), которые в качестве окислителя дают соответственно кислород, а также азот. Другое преимущественное соединение - это тeтрафторгидразин, дающий и нужный азот, и нужный окислитель, а именно фтор.
Claims (14)
1. Способ работы двигателя летательного аппарата, действующего по принципу реактивного движения, отличающийся тем, что а) водород кремневодородного соединения сжигается для получения высоких температур в присутствии кислородообразующего окислителя с получением воды, после чего б) при высоких температурах, устанавливаемых при образовании воды, азот воздуха и/или приносимое с ним соединение азота подвергается реакции с кремнием кремневодородного соединения с образованием нитрида кремния.
2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что для реакции используют азот земной атмосферы.
3. Способ по п.1 или 2, отличающийся тем, что азот подают в камеру сгорания в виде сжатого воздуха.
4. Способ по п.2 или 3, отличающийся тем, что дополнительно к воздуху в камеру сгорания подают азотные соединения.
5. Способ по одному из пп.1 - 4, отличающийся тем, что в качестве кремневодородных соединений применяют силановые масла.
6. Способ по п.5, отличающийся тем, что в виде силановых масел используют масла с длиной цепи Si5H12 (пентасилан) до Si9H20 (нонасилан).
7. Способ по одному из пп.1 - 6, отличающийся тем, что для начала и/или поддержания реакции между азотом и/или азотными соединениями и кремневодородными соединениями в камеру сгорания подают окислитель.
8. Способ по одному из пп.1 - 7, отличающийся тем, что подачу кремневодородных соединений, азота, и/или азотных соединений, и/или окислителя в камеру сгорания производят автоматически в зависимости от давления и температуры в камере сгорания.
9. Двигатель для осуществления способа по одному из предыдущих пунктов, отличающийся тем, что он выполнен как ракетная силовая установка (1) и содержит камеру сгорания (2), соединенный с ней подающий трубопровод (3) для кремневодородных соединений, подающий трубопровод (4) для азота и/или азотных соединений, соединенный с камерой сгорания (2), трубопровод для окислителя, соединенный с камерой сгорания (2).
10. Двигатель по п.9, отличающийся тем, что подающий трубопровод (4) для азота, и/или азотных соединений, и/или для окислителя присоединен к источнику сжатого воздуха.
11. Двигатель по п.9 или 10, отличающийся тем, что подающий трубопровод (3) для кремневодородных соединений присоединен к источнику силановых масел.
12. Двигатель по одному из пп.9 - 11, отличающийся тем, что азот, и/или азотные соединения, и/или окислитель поступает в камеру сгорания (2) кольцеобразно.
13. Двигатель по одному из пп.9 - 12, отличающийся тем, что камера сгорания (2) имеет охладительную рубашку (10).
14. Двигатель по одному из пп.9 - 13, отличающийся тем, что корпус камеры сгорания, по меньшей мере частично, выполнен из титана.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DEP4437524.7 | 1994-10-20 | ||
| DE4437524A DE4437524C2 (de) | 1994-10-20 | 1994-10-20 | Verfahren zum Betreiben eines nach dem Rückstoßprinzip arbeitenden Antriebes eines Flugkörpers sowie Flugkörperantrieb |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU96115304A RU96115304A (ru) | 1998-10-20 |
| RU2169853C2 true RU2169853C2 (ru) | 2001-06-27 |
Family
ID=6531272
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU96115304/06A RU2169853C2 (ru) | 1994-10-20 | 1995-10-16 | Способ работы двигателя летательного аппарата, действующего по принципу реактивного движения, а также двигатель летательного аппарата |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5775096A (ru) |
| EP (1) | EP0735991B1 (ru) |
| JP (1) | JPH09507209A (ru) |
| AU (1) | AU3697495A (ru) |
| DE (2) | DE4437524C2 (ru) |
| RU (1) | RU2169853C2 (ru) |
| WO (1) | WO1996012688A1 (ru) |
Families Citing this family (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE19612507C2 (de) * | 1996-03-29 | 2002-06-27 | Kunkel Klaus | Verfahren zum Antreiben einer Welle und Antrieb hierfür |
| DE10020363A1 (de) * | 2000-04-26 | 2001-10-31 | Kunkel Klaus | Verfahren zum Betreiben eines Antriebes |
| DE10048472A1 (de) * | 2000-09-29 | 2002-04-11 | Peter Plichta | Neuartiges Konzept zur Energieerzeugung über einen anorganischen Stickstoff-Zyklus, ausgehend vom Grundstoff Sand unter Erzeugung Höherer Silane |
| US20040074470A1 (en) * | 2000-11-30 | 2004-04-22 | Peter Plichta | Method for powering an engine by combustion of silicon hydrogens and silicon powder with self-generating silicon nitride lubrication |
| US6644015B2 (en) | 2001-10-29 | 2003-11-11 | Hmx, Inc. | Turbojet with precompressor injected oxidizer |
| US20070169461A1 (en) * | 2006-01-19 | 2007-07-26 | Honeywell International Inc. | Catalytic bipropellant hot gas generation system |
| WO2009121170A1 (en) * | 2008-03-31 | 2009-10-08 | Et-Energy Corp. | Chemical process for generating energy |
| CN102863994A (zh) * | 2012-10-12 | 2013-01-09 | 葛明龙 | 一种与70%-98%过氧化氢自燃的四组分系燃料 |
| RU172588U1 (ru) * | 2016-06-20 | 2017-07-13 | Общество с ограниченной ответственностью "Лин Индастриал" | Трехкомпонентная жидкостная ракетная установка на криогенных экологически чистых компонентах |
| DE102017103701A1 (de) | 2017-02-23 | 2018-08-23 | Markus Kunkel | Verfahren zur Nachverbrennung von Rauchgasen |
Family Cites Families (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2397834A (en) * | 1942-06-08 | 1946-04-02 | Mabel J Bowman | Rocket motor |
| US2883829A (en) * | 1955-01-24 | 1959-04-28 | Curtiss Wright Corp | Rocket engine convertible to a ramjet engine |
| US3665862A (en) * | 1962-03-08 | 1972-05-30 | Dow Chemical Co | Caseless rocket containing silane polymer |
| DE1257489B (de) * | 1965-05-15 | 1967-12-28 | Boelkow Gmbh | Raketentriebwerk fuer fluessige Treibstoffe mit einer Hauptbrennkammer und einer Vorbrennkammer |
| US3719046A (en) * | 1970-07-02 | 1973-03-06 | Rocket Research Corp | Rocket engine cooling system |
| DE2231008A1 (de) * | 1972-06-24 | 1974-01-17 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Raketenbrennstoff |
| US4139403A (en) * | 1977-08-19 | 1979-02-13 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Dinitroalkyl and fluorodinitroalkyl silicon compounds |
| DE3023755C2 (de) * | 1980-06-25 | 1986-04-03 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn | Einrichtung zum Einbringen brennstoffreicher Gase in die Brennkammer von Raketen-Staustrahltriebwerken |
| JPS6071585A (ja) * | 1983-09-22 | 1985-04-23 | 鈴木 覚 | ロケットの推進剤 |
| FR2605053A1 (fr) * | 1986-10-14 | 1988-04-15 | Gen Electric | Aeronef a combustibles multiples, et son systeme de propulsion |
| FR2669966B1 (fr) * | 1990-11-30 | 1993-03-26 | Europ Propulsion | Procede de fabrication de paroi de chambre de combustion, notamment pour moteur-fusee, et chambre de combustion obtenue par ce procede. |
| US5224663A (en) * | 1991-07-01 | 1993-07-06 | Criswell David R | Vehicle propulsion system with external propellant supply |
| DE4215835C2 (de) * | 1992-05-14 | 1994-03-31 | Plichta Peter Dr | Wiederverwendbares Raumfluggerät |
-
1994
- 1994-10-20 DE DE4437524A patent/DE4437524C2/de not_active Expired - Fee Related
-
1995
- 1995-10-16 RU RU96115304/06A patent/RU2169853C2/ru not_active IP Right Cessation
- 1995-10-16 EP EP95934605A patent/EP0735991B1/de not_active Expired - Lifetime
- 1995-10-16 US US08/663,089 patent/US5775096A/en not_active Expired - Fee Related
- 1995-10-16 DE DE59509322T patent/DE59509322D1/de not_active Expired - Fee Related
- 1995-10-16 AU AU36974/95A patent/AU3697495A/en not_active Abandoned
- 1995-10-16 WO PCT/DE1995/001431 patent/WO1996012688A1/de active IP Right Grant
- 1995-10-16 JP JP8513581A patent/JPH09507209A/ja active Pending
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP0735991B1 (de) | 2001-06-06 |
| WO1996012688A1 (de) | 1996-05-02 |
| DE4437524A1 (de) | 1996-04-25 |
| DE59509322D1 (de) | 2001-07-12 |
| DE4437524C2 (de) | 1997-04-24 |
| JPH09507209A (ja) | 1997-07-22 |
| EP0735991A1 (de) | 1996-10-09 |
| AU3697495A (en) | 1996-05-15 |
| US5775096A (en) | 1998-07-07 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CA2275927C (en) | Method and apparatus for total energy fuel conversion systems | |
| US5634341A (en) | System for generating hydrogen | |
| US2660032A (en) | Gas turbine cycle employing secondary fuel as a coolant | |
| US7367194B2 (en) | Pulse detonation engine system for driving turbine | |
| RU2169853C2 (ru) | Способ работы двигателя летательного аппарата, действующего по принципу реактивного движения, а также двигатель летательного аппарата | |
| KR20060051733A (ko) | 연소 엔진으로부터의 방출물을 감소시키기 위한 시스템 및방법 | |
| US6849247B1 (en) | Gas generating process for propulsion and hydrogen production | |
| US6505463B2 (en) | Pre-burner operating method for rocket turbopump | |
| JPH10508353A (ja) | ガス状推進燃料、特に水素使用による蒸気ジェネレーター及び蒸気タービン駆動装置 | |
| US3800761A (en) | New internal combustion engine actuator fluid producing no nitrogen oxide in exhaust gases, its manufacturing method and an apparatus therefor | |
| Benhidjeb-Carayon et al. | Hypergolic ignition and relights of a paraffin-based hybrid grain | |
| US3093960A (en) | Method of producing thrust by reacting a metal azide with a boron and hydrogen containing compound | |
| US5996332A (en) | Method and apparatus for operating a gas turbine with silane oil as fuel | |
| RU96115304A (ru) | Способ работы двигателя летательного аппарата, действующего по принципу реактивного движения, а также двигатель летательного аппарата | |
| US20140182265A1 (en) | Rocket Propulsion Systems, and Related Methods | |
| US2746249A (en) | Spaced wall combustion apparatus | |
| US2952122A (en) | Fuel system for ducted rocket ramjet power plants | |
| US3167908A (en) | Rocket propellant system | |
| US20030089823A1 (en) | Method for powering a drive | |
| Lips | Heterogeneous combustion of highly aluminized hybrid fuels | |
| US3766718A (en) | Chemical liquid oxide spray separator | |
| US3696616A (en) | Non-carbon forming monopropellant process using a lower alkylhydrazine and ammonia | |
| US970152A (en) | Method of operating combustion-engines. | |
| WICKMAN et al. | Lunar base spacecraft propulsion with lunar propellants | |
| US3071924A (en) | Method of combustion utilizing ozone |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20031017 |