RU2514821C2 - Staroverov's rocket engine-12 - Google Patents
Staroverov's rocket engine-12 Download PDFInfo
- Publication number
- RU2514821C2 RU2514821C2 RU2012128747/06A RU2012128747A RU2514821C2 RU 2514821 C2 RU2514821 C2 RU 2514821C2 RU 2012128747/06 A RU2012128747/06 A RU 2012128747/06A RU 2012128747 A RU2012128747 A RU 2012128747A RU 2514821 C2 RU2514821 C2 RU 2514821C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- combustion chamber
- pipe
- engine
- burning
- cooling jacket
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к новому типу двигателей - гибридно-газовому ракетному двигателю.The invention relates to a new type of engine - a hybrid-gas rocket engine.
Известны ракетные двигатели, см. например мой «Бескорпусный двигатель с самоподачей», пат.№2431052. Известны также гибридные двигатели (см. Интернет википедия). Они имеют или камеру с твердым окислителем, куда подается горючее, или наоборот.Rocket engines are known, see, for example, my “Unpackaged self-feeding engine”, Pat. No. 2431052. Hybrid engines are also known (see Internet Wikipedia). They have either a solid oxidizer chamber where fuel is supplied, or vice versa.
Данный двигатель представляет из себя корпус с камерой сгорания и реактивным соплом, в котором имеются две или более пиротехнические газогенераторные шашки, одна/одни из которых вырабатывает газообразное, парообразное или в виде взвеси горючее вещество, а другая/другие - вещество-окислитель (далее «окислитель»), выходы которых соединены со входом камеры сгорания. Время горения шашек, разумеется, должно быть одинаково.This engine is a housing with a combustion chamber and a jet nozzle, in which there are two or more pyrotechnic gas-generating checkers, one / one of which produces a gaseous, vaporous or suspended substance as a combustible substance, and the other / others as an oxidizing substance (hereinafter “ oxidizer "), the outputs of which are connected to the input of the combustion chamber. The burning time of the pieces, of course, should be the same.
Преимущество такого двигателя в том, что в шашках не создается высокой температуры, и, следовательно, корпус такого двигателя может быть выполнен из титана безо всякой теплоизоляции.The advantage of such an engine is that high temperature is not created in the checkers, and, therefore, the housing of such an engine can be made of titanium without any thermal insulation.
Есть и еще одно преимущество такого двигателя - один из газообразных компонентов может быть направлен в рубашку охлаждения камеры сгорания и, тем самым, использоваться для ее охлаждения. Могут использоваться для этой цели и оба компонента, но в разных отсеках рубашки охлаждения.There is another advantage of such an engine - one of the gaseous components can be directed into the cooling jacket of the combustion chamber and, thus, used to cool it. Both components can be used for this purpose, but in different compartments of the cooling jacket.
Другим преимуществом такого двигателя является то, что в нем можно организовать торцевое горение зарядов шашек, что улучшает коэффициент полезного использования объема.Another advantage of such an engine is that in it it is possible to organize end-combustion of the charges of the checkers, which improves the efficiency of the use of volume.
Компоновки расположения шашек могут быть самыми разными, и это еще одно из преимуществ такого двигателя. Шашки могут быть расположены продольно, поперечно, коаксиально или вообще в разных местах летательного аппарата. Например, по условиям компоновки, ракетоплан может иметь одну большую окислительную шашку в фюзеляже и две, три или четыре маленьких топливных шашки в крыльях аппарата.Layout layouts of checkers can be very different, and this is one of the advantages of such an engine. Checkers can be located longitudinally, transversely, coaxially or in general in different places of the aircraft. For example, according to the layout conditions, a rocket plane can have one large oxidizing bomb in the fuselage and two, three or four small fuel blocks in the wings of the device.
Наиболее оптимальна для ракет продольная компоновка, в которой две шашки одинакового диаметра конструктивно представляют собой трубу (далее «корпус»), с одной стороны которой - камера сгорания, а с другой - торец, причем корпус разделен поперечной перегородкой с продольной трубой, входящей в камеру сгорания или в рубашку охлаждения (см. фиг.1) .A longitudinal arrangement is most optimal for missiles, in which two pieces of the same diameter are structurally a pipe (hereinafter referred to as the “body”), on one side of which is a combustion chamber, and on the other, an end face, the body being divided by a transverse partition with a longitudinal pipe entering the chamber combustion or cooling jacket (see figure 1).
Причем, для полноты использования объема продольная труба также может быть заполнена пиросоставом с увеличенной скоростью горения так, чтобы производительность (кг/сек. горючего или окислителя) горения в трубе была равна производительности шашки с трубой. Причем для перехода от горения в продольной трубе к горению по торцу шашки без уменьшения производительности горения на месте их соединения имеется звездообразная или тонкая дискообразная конфигурация быстрогорящего топлива (иначе горение шашки стало бы полусферическим).Moreover, to make full use of the volume, the longitudinal pipe can also be filled with a pyrocomposition with an increased burning rate so that the productivity (kg / s of fuel or oxidizer) of combustion in the pipe is equal to the capacity of the checker with the pipe. Moreover, to switch from burning in a longitudinal pipe to burning along the end of the block without decreasing the burning rate, there is a star-shaped or thin disk-shaped configuration of quick-burning fuel at the junction (otherwise, the burning of the block would become hemispherical).
Для увеличения скорости горения пиросостава в продольной трубе в пиросостав может быть добавлено в растворенном или мелкодисперсном виде взрывчатое вещество, например, гексоген и т.п.In order to increase the burning rate of the pyrosol composition in a longitudinal pipe, an explosive, for example, hexogen, etc., can be added to the pyro composition in dissolved or finely divided form.
Другим достоинством такого двигателя является то, что в качестве пиросоставов шашек горючего и окислителя могут быть использованы составы, имеющие малую механическую прочность и не выдерживающие перегрузок при старте ракеты (см. фиг.2) - желеобразные, двухфракционные и даже киселеобразные. В этом случае они располагаются в задней части соответствующих корпусов шашек, и перегрузки только крепче прижимают их к днищам корпусов шашек. Правда, в этом случае заполнить такими составами продольную трубу не удастся. Если только не расположить направленные назад реактивные сопла в передней части двигателя (см. фиг.3).Another advantage of such an engine is that compositions having low mechanical strength and not able to withstand overloads when launching a rocket (see figure 2) can be used as jelly-like, two-fraction, and even jelly-like compositions of the pyrochemicals of the fuel checkers and oxidizing agent. In this case, they are located at the back of the corresponding blocks of the blocks, and overloads only press them harder to the bottoms of the blocks of blocks. True, in this case it will not be possible to fill the longitudinal pipe with such compositions. Unless the rearward-facing jet nozzles are located in the front of the engine (see FIG. 3).
На эскизах упрощенно показаны: на фиг.1 - двигатель с торцевым горением прочного пирозаряда (пирозаряд расположен в передней части шашки (здесь и далее направления даны по вектору тяги), где: 1 - корпус, 2 - шашка «А» (условно), 3 - шашка Б, 4 -продольная труба, соединяющая полость шашки А с камерой сгорания 5 двигателя с соплом 6. На этом двигателе показаны обечайка 8 и рубашка охлаждения 9 двигателя, стрелками показано движение газов.The sketches simplistically show: in Fig. 1 — an end-burning engine with a durable pyro charge (pyro-charge is located in the front of the checker (hereinafter the directions are given by the thrust vector), where: 1 - housing, 2 - checker “A” (conditionally), 3 - checker B, 4 - a longitudinal pipe connecting the cavity of the checker A with the
На фиг.2 показан двигатель с непрочным (гелеобразным или двухфазным) пирозарядом. В этом случае труба 4 доходит до самого верха корпуса 1, а в шашке 3 имеется дополнительная коаксиальная труба 7.Figure 2 shows an engine with fragile (gel or two-phase) pyrolysis. In this case, the
На фиг.3 показан двигатель с реактивными соплами 6 в передней части корпуса.Figure 3 shows the engine with
Все двигатели имеют поперечную перегородку 10, снабженную теплоизоляцией. Причем желательно, чтобы рабочая температура шашки «А» (обозначение - 2) была меньше, чем шашки Б (обозначение - 3). Это исключит перегрев шашки Б проходящими по продольной трубе газами.All engines have a
Желательно так подбирать проходные сечения трубы 4 и входы в камеру сгорания, чтобы давление в обеих шашках было одинаковым, чтобы не предъявлять к перегородке повышенных механических требований. На фиг.2,3 перегородку 10 целесообразно сделать вогнутой, чтобы лучше держала вес непрочного пирозаряда.It is advisable to select the passage sections of the
Работают двигатели так: одновременно воспламеняются две или все (если их больше двух) шашки, они начинают генерировать газообразные или взвесеобразные горючее и окислитель. Газы поступают в камеру сгорания (а на фиг.1 предварительно еще и охлаждают ее), где и сгорают, образуя высокотемпературное пламя и реактивную струю.Engines work like this: at the same time two or all (if there are more than two) checkers are ignited, they begin to generate gaseous or suspension-like fuel and oxidizer. Gases enter the combustion chamber (and in FIG. 1 they pre-cool it), where they are burned, forming a high-temperature flame and a jet stream.
Кстати, состав шашек может быть очень похожим. Например, берется за основу реакция:By the way, the composition of the checkers can be very similar. For example, the reaction is taken as a basis:
4 Ве+NH4N(NO2)2=4ВеО+2Н2+2N2.4 Be + NH4N (NO2) 2 = 4BeO + 2H2 + 2N2.
Но в одной шашке имеется избыток мелкодисперсного бериллия, а в другой - избыток динитрамида аммония (допустим, в одной шашке 70% всего бериллия и 30% всего динитрамида аммония, а в другой - наоборот).But in one piece there is an excess of finely divided beryllium, and in the other there is an excess of ammonium dinitramide (for example, 70% of all beryllium and 30% of all ammonium dinitramide in one checker, and vice versa in the other).
Claims (5)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012128747/06A RU2514821C2 (en) | 2012-07-09 | 2012-07-09 | Staroverov's rocket engine-12 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012128747/06A RU2514821C2 (en) | 2012-07-09 | 2012-07-09 | Staroverov's rocket engine-12 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2012128747A RU2012128747A (en) | 2014-01-20 |
RU2514821C2 true RU2514821C2 (en) | 2014-05-10 |
Family
ID=49944779
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2012128747/06A RU2514821C2 (en) | 2012-07-09 | 2012-07-09 | Staroverov's rocket engine-12 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2514821C2 (en) |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3393517A (en) * | 1964-02-12 | 1968-07-23 | United Aircraft Corp | Variable thrust propulsion method using auxiliary gas generation |
US3595020A (en) * | 1970-04-14 | 1971-07-27 | Bolkow Gmbh | Method for producing burnable gases for thrust engines |
US3635030A (en) * | 1966-10-18 | 1972-01-18 | Bolkow Gmbh | Device for producing burnable gases for thrust engines |
US3712058A (en) * | 1961-08-14 | 1973-01-23 | Northrop Carolina Inc | Solid propellant controlled rocket motors |
RU2445491C2 (en) * | 2006-11-10 | 2012-03-20 | Аэроджет-Дженерал Корпорейшн | Rocket power plant with non-sensitive arming and multiple operating modes, and its operating method |
-
2012
- 2012-07-09 RU RU2012128747/06A patent/RU2514821C2/en not_active Application Discontinuation
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3712058A (en) * | 1961-08-14 | 1973-01-23 | Northrop Carolina Inc | Solid propellant controlled rocket motors |
US3393517A (en) * | 1964-02-12 | 1968-07-23 | United Aircraft Corp | Variable thrust propulsion method using auxiliary gas generation |
US3635030A (en) * | 1966-10-18 | 1972-01-18 | Bolkow Gmbh | Device for producing burnable gases for thrust engines |
US3595020A (en) * | 1970-04-14 | 1971-07-27 | Bolkow Gmbh | Method for producing burnable gases for thrust engines |
RU2445491C2 (en) * | 2006-11-10 | 2012-03-20 | Аэроджет-Дженерал Корпорейшн | Rocket power plant with non-sensitive arming and multiple operating modes, and its operating method |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
В.Е.АЛЕМАСОВ и др., Теория ракетных двигателей, Москва, "Машиностроение", 1980, стр. 484-486, рис. 39.5 д, е . * |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2012128747A (en) | 2014-01-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Wolański | Detonation engines | |
US2434652A (en) | Igniter | |
RU2565131C1 (en) | Ramjet engine running on solid propellant and method of its operation | |
US20150059314A1 (en) | Electrically ignited and throttled pyroelectric propellant rocket engine | |
RU2486452C1 (en) | Method of increasing artillery shell range and device to this end | |
Pradhan et al. | Review on different materials and their characterization as rocket propellant | |
CN108590885B (en) | A kind of multi-functional modularization solid propellant rocket combination spray pipe structure | |
JP6131711B2 (en) | Projectile | |
Daniau et al. | Pulsed and rotating detonation propulsion systems: first step toward operational engines | |
RU2514821C2 (en) | Staroverov's rocket engine-12 | |
Murugesan et al. | Experimental investigation on aluminum-based water ramjet for propelling high-speed underwater vehicles | |
Gautham et al. | Propulsive performance of mechanically activated aluminum–water gelled composite propellant | |
US10920714B2 (en) | Stable hybrid rocket technology | |
RU2670463C1 (en) | Artillery projectile firing range increasing method | |
Kirchberger et al. | Overview on the Gelled Propellants Activities of DLR Lampoldshausen | |
Kuznetsov et al. | Development of a lab-scale gel fuel ramjet combustor | |
RU2554685C2 (en) | Solid propellant rocket engine | |
Pašagić et al. | Influence of technological parameters on the combustion velocity of pyrotechnic compositions for gas generator of base bleed projectiles | |
JP2009299949A (en) | Device for ejecting rocket-mounted sub warhead | |
RU2493401C1 (en) | Solid propellant rocket engine | |
RU2670465C1 (en) | Artillery projectile firing range increasing method | |
US3331203A (en) | Hydrazine propulsive method using lithium and ammonium perchlorate with metal | |
Predoi et al. | Comparative analysis regarding burning process for different fuels in hybrid rocket engines | |
RU2670464C1 (en) | Artillery shell | |
RU2670462C1 (en) | Artillery shell |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
FA92 | Acknowledgement of application withdrawn (lack of supplementary materials submitted) |
Effective date: 20140109 |
|
FZ9A | Application not withdrawn (correction of the notice of withdrawal) |
Effective date: 20140212 |