RU2601820C1 - Staroverov rocket engine (versions) - Google Patents

Abstract

FIELD: engines.

SUBSTANCE: rocket engine comprises combustion chamber, wherein combustion chamber is supplied with borane, or silane, or phosphine, or germane, or other hydrides, having positive formation enthalpy from simple substances, or their mixture at temperature, enabling self-maintaining pattern of said substances thermal decomposition reaction due to exothermal reaction heat. In another embodiment, rocket engine comprises combustion chamber or housing with nozzle, operating on liquid or solid rocket fuel. At that, into combustion chamber or solid propellant rocket housing in addition to redox fuel additionally supplied are diborane, tetraboran or methane in amount of 1:1 to fuel, or solid rocket fuel composition additionally contains beryllium boron hydride, in amount exceeding oxidizer oxidizing capabilities by 10 %.

EFFECT: higher specific impulse of rocket engine.

6 cl

Description

Изобретение относится к ракетным двигателям жидкого и твердого топлива.The invention relates to rocket engines of liquid and solid fuels.

Известны ракетные двигатели, см. например, мой «Бескорпусный двигатель с самоподачей», пат.№2431052. Все существующие химические ракетные двигатели используют принцип высокотемпературного нагрева газа или газопылевого 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.Rocket engines are known, see, for example, my “Self-feeding Open Frame Engine”, Pat. No. 2431052. All existing chemical rocket engines use the principle of high-temperature heating of gas or a gas-dust working fluid (dust is solid fractions of decomposed solid rocket fuel). This is done in order to increase the flow rate of the working fluid from the jet nozzle. This speed is determined, firstly, by the speed of sound in the gas, and secondly, by the degree of expansion of the gas in the expanding supersonic jet nozzle, and reaches 4000 m / s in the best engines. Moreover, engine parts operate in very intense thermal conditions, even taking into account their cooling.

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. 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. А также, в некоторых случаях, снижение демаскирующего инфракрасного излучения. А также, в одном из вариантов, получение термобарического оружия.Meanwhile, the speed of sound in hydrogen even at normal temperature and pressure of 1330 m / s. And if you also slightly increase the temperature of hydrogen, then the speed of sound in it and the speed of its outflow from the nozzle will increase sharply. For example, hydrogen with a temperature of only 650 degrees C (this is below its ignition temperature) will have a sound speed of 2360 m / s and will be able to accelerate itself in the jet nozzle and disperse dust particles to a speed of about 4300 m / s. That is, a “cold rocket engine” is obtained in which, due to adiabatic expansion, the gas at the outlet of the jet nozzle can have approximately the ambient temperature. This is the basis of the idea of this invention. The purpose of the invention is to increase the speed of a jet stream and the specific impulse of a rocket engine. And also, in some cases, a decrease in unmasking infrared radiation. And also, in one of the options, receiving thermobaric weapons.

ВАРИАНТ 1. Данный двигатель жидкостного типа (скорее - газового) и имеет камеру сгорания (будем ее так называть, хотя никакого процесса «сгорания» в ней не происходит), в которую подается боран, или силан, или фосфин, или герман, или другие гидриды, имеющие положительную энтальпию образования из простых веществ (далее «энтальпия»), или их смесь при температуре, обеспечивающей самоподдерживающийся характер реакции термического разложения указанных веществ за счет тепла экзотермической реакции (Любой из альтернативных признаков, включая смесь веществ, обладает положительной энтальпией образования и обеспечивает заданный технический результат - саморазложение гидридов). То есть в результате лавинообразной химической реакции получится водород и твердый ингредиент (кроме фосфина). Так как скорость звука в нагретом до одинаковой температуры водороде будет намного выше скорости звука в газах обычных ракетных двигателей (примерно в 4 раза), то скорость истечения реактивной струи и удельный импульс могут быть больше.OPTION 1. This engine is of a liquid type (rather, gas) and has a combustion chamber (we will call it that, although there is no “combustion” process in it) into which borane, or silane, or phosphine, or germanium, or other hydrides having a positive enthalpy of formation from simple substances (hereinafter “enthalpy”), or a mixture thereof at a temperature providing a self-sustaining nature of the thermal decomposition reaction of these substances due to the heat of an exothermic reaction (Any of the alternative features, including a mixture l substances, has a positive enthalpy of formation and provides a given technical result - self-decomposition of hydrides). That is, as a result of an avalanche-like chemical reaction, hydrogen and a solid ingredient (except phosphine) will be obtained. Since the speed of sound in hydrogen heated to the same temperature will be much higher than the speed of sound in gases of conventional rocket engines (about 4 times), the velocity of the jet and the specific impulse may be greater.

Рабочая температура должна быть такой, чтобы выделившееся в результате экзотермической реакции разложения таких гидридов тепло могло с учетом теплоемкости исходного и получившихся веществ и тепловых потерь нагреть само себя выше температуры разложения. То есть тогда лавинообразная реакция получится энергетически цепной (цепной не в ядерном смысле этого слова, когда выделяется одна или несколько частиц, вызывающих продолжение реакции, а в энергетическом смысле, когда выделяется энергия, вызывающая продолжение реакции). Собственно, в этом нет ничего нового - так работают все ракетные топлива.The operating temperature should be such that the heat released as a result of the decomposition reaction of such hydrides can, taking into account the heat capacity of the initial and resulting substances and heat losses, heat itself above the decomposition temperature. That is, then an avalanche-like reaction will turn out to be energetically chain (chain not in the nuclear sense of the word when one or several particles are released that cause the continuation of the reaction, but in the energy sense when the energy is released that causes the reaction to continue). Actually, this is nothing new - this is how all rocket fuels work.

Гидриды могут быть в ракете и подаваться к двигателю в криогенном жидком или в сжатом газообразном состоянии (достижения в нанотехнологии материалов позволяют создать легкий корпус из титана или композитных материалов нужной прочности).Hydrides can be in the rocket and supplied to the engine in a cryogenic liquid or in a compressed gaseous state (advances in nanotechnology materials allow you to create a lightweight body made of titanium or composite materials of the required strength).

Кроме бора, кремния и фосфора положительной энтальпией обладает гидрид германия, однако процентное содержание водорода в нем невелико, а стоимость германия высока, поэтому он представляет лишь теоретический интерес.In addition to boron, silicon and phosphorus, germanium hydride has a positive enthalpy, but the percentage of hydrogen in it is small and the cost of germanium is high, so it is only of theoretical interest.

Положительные энтальпии некоторых веществ таковы: диборан - 1,39 кДж/г, моносилан - 1,08 кДж/г, фосфин - 0,16 кДж/г, монгогерман - 1,185 кДж/г.The positive enthalpies of some substances are as follows: diborane - 1.39 kJ / g, monosilane - 1.08 kJ / g, phosphine - 0.16 kJ / g, Mongogerman - 1.185 kJ / g.

Процентное содержание водорода в указанных веществах: диборан - 21,86%, моносилан - 12,55%, фосфин - 8,88%, моногерман - 5,26%.The percentage of hydrogen in these substances: diborane - 21.86%, monosilane - 12.55%, phosphine - 8.88%, monogerman - 5.26%.

Из этих данных ясно, что из доступных веществ практический интерес представляют диборан, имеющий все наивысшие показатели, и моносилан, который значительно «слабее», но, возможно, будет в массовом производстве дешевле диборана. А кроме того, как будет показано ниже, у силанового заряда более высокая температура реакции.From these data it is clear that of the available substances of practical interest are diborane, which has all the highest indicators, and monosilane, which is much "weaker", but may be cheaper in mass production than diboran. And besides, as will be shown below, the silane charge has a higher reaction temperature.

Чтобы такой двигатель запустился, ему необходим начальный источник тепла. Им может быть установленная на пусковой установке горелка или пиротехническая шашка, которая направлена внутрь камеры сгорания. В течение некоторого времени она прогревает камеру, а затем, после подачи гидрида, инициирует начало реакции его разложения.For such an engine to start, it needs an initial heat source. It can be a burner or a pyrotechnic checker mounted on the launcher, which is directed inside the combustion chamber. For some time, it warms up the chamber, and then, after the hydride is fed, it initiates the beginning of the decomposition reaction.

Более интересен вариант, в котором шашка быстрогорящего твердого ракетного топлива установлена в самой камере сгорания - по центру и/или на стенках ее. Такая шашка при правильном расчете ее мощности сразу начинает двигать ракету, прогревает камеру сгорания, и, в конце работы (примерно на 25-10% мощности) инициирует реакцию разложения гидрида. Возможно плавное замещение производительности шашки плавной подачей гидрида в камеру сгорания. Время работы такой шашки невелико - секунды или даже доли секунды. Так как желательно прогреть стенки камеры сгорания, то, если шашек две - в центре и по краям камеры сгорания, то центральная шашка должна работать несколько дольше, чтобы прогреть стенки, открывшиеся после полного выгорания боковой шашки.A more interesting option is that a checker of quick-burning solid rocket fuel is installed in the combustion chamber itself - in the center and / or on its walls. Such a checker, with the correct calculation of its power, immediately begins to move the rocket, warms up the combustion chamber, and, at the end of the work (by about 25-10% of the power) initiates the hydride decomposition reaction. It is possible to smoothly replace the performance of the checkers with a smooth supply of hydride to the combustion chamber. The working time of such a checker is small - seconds or even fractions of a second. Since it is desirable to warm the walls of the combustion chamber, if there are two checkers in the center and along the edges of the combustion chamber, then the central checker should work a little longer to warm up the walls that open after the side checker is completely burned out.

Процесс разложения гидрида может быть катализирован, например, окисью алюминия, нанесенной на стенки камеры сгорания.The hydride decomposition process can be catalyzed, for example, by alumina deposited on the walls of the combustion chamber.

ВАРИАНТ 1-А. Если в камеру сгорания подается смесь гидридов, то возможна вторичная реакция образовавшихся в результате их разложения веществ (кроме водорода). Например, образовавшиеся бор и кремний, или бор и фосфор, или фосфор и кремний и т.п. И если эта реакция будет экзотермической, то удельное тепловыделение увеличится. Но важно, чтобы образовавшиеся соединения при данной температуре не были газообразными, иначе из-за их присутствия скорость звука в образовавшейся смеси газов может резко уменьшиться.OPTION 1-A. If a mixture of hydrides is fed into the combustion chamber, then a secondary reaction of substances formed as a result of their decomposition (except hydrogen) is possible. For example, the resulting boron and silicon, or boron and phosphorus, or phosphorus and silicon, etc. And if this reaction is exothermic, then the specific heat will increase. But it is important that the compounds formed at this temperature are not gaseous, otherwise, due to their presence, the speed of sound in the resulting gas mixture can decrease sharply.

Пример 1. Определим практическую температуру в результате применения двух наиболее перспективных указанных двигателей: диборанного и моносиланового. Важно, чтобы она оказалась выше температуры разложения гидрида, иначе реакция не будет лавинообразная.Example 1. We determine the practical temperature as a result of using two of the most promising specified engines: diborane and monosilane. It is important that it is higher than the hydride decomposition temperature, otherwise the reaction will not be avalanche-like.

ДИБОРАНОВЫЙ. Мольная энтальпия - 38,5 кДж/моль, мольная теплоемкость - 56,9 кДж/моль, то есть выделившееся тепло способно нагреть вещество на 677 градусов, что гораздо выше температуры разложения, даже если считать от абсолютного нуля. Но, кстати, ниже температуры воспламенения водорода - 700 градусов С. Однако с учетом теплоемкости водорода реальная температура будет ниже - около 440 градусов С. Скорость звука в таком водороде будет 2075 м/сек, а возможная скорость струи - 3800 м/сек. Однако, слишком малое количество выделившегося водорода внушает сомнения - сможет ли он разогнать всю первоначальную массу до такой скорости. Проверочный расчет по закону сохранения энергии показал, что максимальная скорость газопылевой струи даже при 100% кпд будет всего 1180 м/сек. Реально - еще меньше.DIBORAN. The molar enthalpy is 38.5 kJ / mol, the molar heat capacity is 56.9 kJ / mol, that is, the released heat can heat the substance by 677 degrees, which is much higher than the decomposition temperature, even if we count from absolute zero. But, by the way, below the ignition temperature of hydrogen - 700 degrees C. However, taking into account the heat capacity of hydrogen, the real temperature will be lower - about 440 degrees C. The speed of sound in such hydrogen will be 2075 m / s, and the possible speed of the stream - 3800 m / s. However, the too small amount of hydrogen released raises doubts as to whether it can accelerate the entire initial mass to such a speed. Verification calculation according to the law of energy conservation showed that the maximum speed of a gas-dust jet even at 100% efficiency will be only 1180 m / s. Really - even less.

МОНОСИЛАНОВЫЙ. Мольная энтальпия - 34,7 кДж/моль, мольная теплоемкость - 42,89 дЖ/моль. То есть выделившееся тепло способно нагреть вещество на 809 градусов, что также значительно выше температуры разложения. Реальная температура будет около 635 градусов С, скорость звука около 2340 м/сек, а скорость струи - 4270 м/сек. Проверочный расчет по закону сохранения энергии дал значение 1470 м/сек.MONOSILANE. Molar enthalpy is 34.7 kJ / mol, molar heat capacity is 42.89 J / mol. That is, the released heat is able to heat the substance by 809 degrees, which is also significantly higher than the decomposition temperature. The actual temperature will be about 635 degrees C, the speed of sound is about 2340 m / s, and the speed of the jet is 4270 m / s. The verification calculation according to the law of conservation of energy gave a value of 1470 m / s.

То есть такому двигателю не нужно расширяющееся сопло, достаточно сужающегося.That is, such an engine does not need an expanding nozzle that tapers sufficiently.

Двигатели, основанные только на реакции термического саморазложения гидридов с положительной энтальпией, не дадут высоких показателей. Но у них есть важная особенность - температура струи при большой степени расширения в сопле может не отличаться от температуры окружающей среды. То есть такой двигатель не видно в инфракрасном диапазоне, что в некоторых случаях может оказаться полезно. Кроме того, они не требуют тяжелых и дорогих полостных вольфрамовых конструкций. Ввиду низкой рабочей температуры для таких двигателей достаточно легких титановых конструкций, имеющих к тому же не охлаждение, а наоборот - наружную и/или внутреннюю теплоизоляцию для уменьшения тепловых потерь и для снижения демаскирующего инфракрасного излучения.Engines based only on the reaction of thermal self-decomposition of hydrides with positive enthalpy will not give high rates. But they have an important feature - the temperature of the jet with a large degree of expansion in the nozzle may not differ from the ambient temperature. That is, such an engine is not visible in the infrared range, which in some cases may be useful. In addition, they do not require heavy and expensive cavity tungsten structures. Due to the low operating temperature for such engines, lightweight titanium structures are also available, which also have no cooling, but, on the contrary, external and / or internal thermal insulation to reduce heat loss and to reduce unmasking infrared radiation.

ВАРИАНТ 2. Более того - для снижения температуры отходящих газов возможна добавка в упомянутые гидриды с положительной энтальпией образования гидридов с отрицательной или малой положительной энтальпией образования. Например, моногермана, фосфида, гидрида бериллия, боргидрида бериллия, литий-алюминиевого гидрида (последние три гидрида - твердые вещества, поэтому их подача в камеру сгорания затруднена).OPTION 2. Moreover, to reduce the temperature of the exhaust gases, it is possible to add hydrides with a negative or small positive enthalpy to the hydrides with a positive enthalpy. For example, monogerman, phosphide, beryllium hydride, beryllium borohydride, lithium aluminum hydride (the last three hydrides are solids, therefore, their supply to the combustion chamber is difficult).

Для чего может быть применен такой низкотемпературный ракетный двигатель? Например, для противотанковых ПТУРов, чтобы нельзя было инфракрасной аппаратурой обнаружить пуск ПТУРа по танку.Why can such a low-temperature rocket engine be used? For example, for anti-tank ATGMs, so that it would be impossible to detect the launch of ATGMs in the tank with infrared equipment.

Но особенно перспективно применение таких двигателей в качестве термобарического оружия. Пролетев над вражескими окопами и оставив после себя водородо-воздушную смесь (для чего вместо одного сопла двигатель может иметь направленный немного в стороны, а еще лучше - по горизонтали, многосопловой эжекторный аппарат), которая затем будет воспламенена, один такой двигатель может ударной волной уничтожить живую силу на дистанции около километра, даже в окопах.But the use of such engines as thermobaric weapons is especially promising. Flying over the enemy trenches and leaving behind a hydrogen-air mixture (for which instead of a single nozzle the engine can have a slightly outward ejected horizontal direction, and even better horizontally), which will then be ignited, one such engine can destroy by a shock wave manpower at a distance of about a kilometer, even in the trenches.

ВАРИАНТ 3. Для повышения удельного тепловыделения двигатель может быть скомбинирован с классическим ракетным двигателем, жидкостным или твердотопливным. То есть такой двигатель содержит камеру сгорания или корпус с соплом, работает на жидком или твердом ракетном топливе и отличается тем, что в камеру сгорания или в корпус твердотопливного ракетного двигателя дополнительно подается боран, или силан, или фосфин, или герман, или другие гидриды, или метан, или же твердые гидриды дополнительно входят в состав твердого ракетного топлива (любой из альтернативных признаков в любом сочетании обеспечивают заданный технический результат - выделение водорода и повышение скорости звука в струе).OPTION 3. To increase specific heat, the engine can be combined with a classic rocket engine, liquid or solid fuel. That is, such an engine comprises a combustion chamber or a housing with a nozzle, runs on liquid or solid rocket fuel, and is characterized in that borane, or silane, or phosphine, or germanium, or other hydrides is additionally supplied to the combustion chamber or to the housing of the solid fuel rocket engine. or methane, or solid hydrides are additionally included in the composition of solid rocket fuel (any of the alternative signs in any combination provides the specified technical result - hydrogen evolution and an increase in the speed of sound in the jet).

В результате горения обычного (окислительно-восстановительного) ракетного топлива и термического разложения гидридов получается газо-пылевая смесь, в которой скорость звука будет ниже, чем водороде, но выше, чем в обычных ракетных газах. Суммарный импульс такого двигателя может оказаться и выше чисто гидридного двигателя, и выше окислительно-восстановительного двигателя (требуется серия экспериментов). Но, даже если импульс окажется примерно одинаковым, такой двигатель продолжает сохранять преимущество низкой температуры процесса, то есть будет иметь пониженную инфракрасную заметность и низкую тепловую напряженность конструкции двигателя, то есть ее малый вес и отсутствие охлаждения.As a result of burning conventional (redox) rocket fuel and thermal decomposition of hydrides, a gas-dust mixture is obtained in which the speed of sound will be lower than hydrogen, but higher than in conventional rocket gases. The total impulse of such an engine can turn out to be higher than a purely hydride engine, and higher than the redox engine (a series of experiments is required). But, even if the pulse turns out to be approximately the same, such an engine continues to retain the advantage of a low process temperature, that is, it will have reduced infrared visibility and low thermal tension of the engine structure, i.e. its low weight and lack of cooling.

Пример 2. В классический жидкостный ракетный двигатель (например, кислородно-керосиновый) дополнительно подается диборан или тетраборан в количестве, например, 1:1 к топливу. Работает двигатель как обычно. Может подаваться метан, который экзотермически разлагается с выделением тепла 4,68 кДж/г, углерода в виде сажи или графита и двух молекул водорода.Example 2. In a classical liquid propellant rocket engine (for example, oxygen-kerosene), diborane or tetraborane is additionally supplied in an amount of, for example, 1: 1 to the fuel. The engine runs as usual. Methane can be supplied, which exothermically decomposes with the release of heat 4.68 kJ / g, carbon in the form of soot or graphite and two hydrogen molecules.

Пример 3. В состав топлива классического твердотопливного ракетного двигателя (например, перхлорат аммония и полиуретан) дополнительно входит 10% боргидрида бериллия. Работает двигатель как обычно. Так как боргидрид бериллия может быть компонентом основного ракетного топлива, то следует обратить внимание на слово «дополнительно» в формуле изобретения, то есть в количестве, превышающем окислительные возможности окислителя (например, перхлората аммония).Example 3. The fuel composition of a classic solid propellant rocket engine (for example, ammonium perchlorate and polyurethane) additionally includes 10% beryllium borohydride. The engine runs as usual. Since beryllium borohydride can be a component of the main rocket fuel, you should pay attention to the word "additionally" in the claims, that is, in an amount exceeding the oxidizing capabilities of the oxidizing agent (for example, ammonium perchlorate).

Claims (6)

1. Ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания и отличающийся тем, что в камеру сгорания подается боран, или силан, или фосфин, или герман, или другие гидриды, имеющие положительную энтальпию образования из простых веществ (далее «энтальпия»), или их смесь при температуре, обеспечивающей самоподдерживающийся характер реакции термического разложения указанных веществ за счет тепла экзотермической реакции.1. A rocket engine containing a combustion chamber and characterized in that borane, or silane, or phosphine, or germanium, or other hydrides having a positive enthalpy of formation from simple substances (hereinafter referred to as "enthalpy"), or a mixture thereof is supplied to the combustion chamber temperature, providing a self-sustaining nature of the reaction of thermal decomposition of these substances due to the heat of the exothermic reaction. 2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что в камеру сгорания подается диборан или моносилан, или их смесь.2. The engine according to claim 1, characterized in that the diboran or monosilane, or a mixture thereof, is supplied to the combustion chamber. 3. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что в камеру сгорания дополнительно подается гидрид с меньшей положительной или с отрицательной энтальпией образования.3. The engine according to claim 1, characterized in that the hydride with an additional positive or negative enthalpy of formation is additionally fed into the combustion chamber. 4. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что в камеру сгорания направлена горелка или пиротехническая шашка, установленная на пусковой установке.4. The engine according to claim 1, characterized in that the burner or pyrotechnic checker mounted on the launcher is directed into the combustion chamber. 5. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что в центре и/или по краям камеры сгорания установлена шашка твердого ракетного топлива.5. The engine according to claim 1, characterized in that in the center and / or along the edges of the combustion chamber a checker of solid rocket fuel is installed. 6. Ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания или корпус с соплом, работающий на жидком или твердом ракетном топливе и отличающийся тем, что в камеру сгорания или в корпус твердотопливного ракетного двигателя кроме окислительно-восстановительного топлива дополнительно подается диборан, тетраборан или метан в количестве 1:1 к топливу, или же в состав твердого ракетного топлива дополнительно входит боргидрид бериллия, в количестве, превышающем окислительные возможности окислителя на 10%. 6. A rocket engine containing a combustion chamber or a housing with a nozzle operating on liquid or solid rocket fuel and characterized in that in addition to the redox fuel, a diborane, tetraborane or methane in the amount of 1 is additionally supplied to the combustion chamber or to the body of a solid propellant rocket engine: 1 to the fuel, or the composition of solid rocket fuel additionally includes beryllium borohydride, in an amount exceeding the oxidizing capacity of the oxidizing agent by 10%.