RU2524793C1 - Staroverov's conical rocket engine 8 (versions) and method of its vertical launching (versions) - Google Patents
Staroverov's conical rocket engine 8 (versions) and method of its vertical launching (versions) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2524793C1 RU2524793C1 RU2013105914/06A RU2013105914A RU2524793C1 RU 2524793 C1 RU2524793 C1 RU 2524793C1 RU 2013105914/06 A RU2013105914/06 A RU 2013105914/06A RU 2013105914 A RU2013105914 A RU 2013105914A RU 2524793 C1 RU2524793 C1 RU 2524793C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- fuel
- channels
- checker
- rocket
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 10
- 230000007423 decrease Effects 0.000 claims abstract description 13
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 claims abstract description 6
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims abstract description 4
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims abstract description 4
- 239000000126 substance Substances 0.000 claims abstract description 3
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 85
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims description 34
- 239000000203 mixture Substances 0.000 claims description 12
- 239000007787 solid Substances 0.000 claims description 11
- 239000000835 fiber Substances 0.000 claims description 9
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 5
- JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N phencyclidine Chemical compound C1CCCCN1C1(C=2C=CC=CC=2)CCCCC1 JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 5
- 239000000843 powder Substances 0.000 claims description 5
- 239000002760 rocket fuel Substances 0.000 claims description 5
- 239000002360 explosive Substances 0.000 claims description 4
- VKYKSIONXSXAKP-UHFFFAOYSA-N hexamethylenetetramine Chemical compound C1N(C2)CN3CN1CN2C3 VKYKSIONXSXAKP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 4
- FGIUAXJPYTZDNR-UHFFFAOYSA-N potassium nitrate Chemical compound [K+].[O-][N+]([O-])=O FGIUAXJPYTZDNR-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 4
- WUUKBGNBCAPHPJ-UHFFFAOYSA-N 1,3-dimethyl-2,4,5-trinitrobenzene Chemical group CC1=CC([N+]([O-])=O)=C([N+]([O-])=O)C(C)=C1[N+]([O-])=O WUUKBGNBCAPHPJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 2
- PAWQVTBBRAZDMG-UHFFFAOYSA-N 2-(3-bromo-2-fluorophenyl)acetic acid Chemical compound OC(=O)CC1=CC=CC(Br)=C1F PAWQVTBBRAZDMG-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 2
- 235000010299 hexamethylene tetramine Nutrition 0.000 claims description 2
- 239000004312 hexamethylene tetramine Substances 0.000 claims description 2
- 238000002844 melting Methods 0.000 claims description 2
- 235000010333 potassium nitrate Nutrition 0.000 claims description 2
- 239000004323 potassium nitrate Substances 0.000 claims description 2
- 230000008018 melting Effects 0.000 claims 1
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 abstract description 8
- 239000003380 propellant Substances 0.000 abstract 10
- 241000252254 Catostomidae Species 0.000 abstract 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 230000000717 retained effect Effects 0.000 abstract 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 17
- 239000010410 layer Substances 0.000 description 7
- 229910052790 beryllium Inorganic materials 0.000 description 5
- ATBAMAFKBVZNFJ-UHFFFAOYSA-N beryllium atom Chemical compound [Be] ATBAMAFKBVZNFJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 5
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 description 4
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 description 4
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 4
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 4
- VVQNEPGJFQJSBK-UHFFFAOYSA-N Methyl methacrylate Chemical compound COC(=O)C(C)=C VVQNEPGJFQJSBK-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 229920005372 Plexiglas® Polymers 0.000 description 3
- BRUFJXUJQKYQHA-UHFFFAOYSA-O ammonium dinitramide Chemical compound [NH4+].[O-][N+](=O)[N-][N+]([O-])=O BRUFJXUJQKYQHA-UHFFFAOYSA-O 0.000 description 3
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 3
- AYBCUKQQDUJLQN-UHFFFAOYSA-N hydridoberyllium Chemical compound [H][Be] AYBCUKQQDUJLQN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 239000004593 Epoxy Substances 0.000 description 2
- UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N Hydrogen Chemical compound [H][H] UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 2
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 2
- 238000013461 design Methods 0.000 description 2
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 2
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 description 2
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 2
- 229920002577 polybenzoxazole Polymers 0.000 description 2
- 238000006116 polymerization reaction Methods 0.000 description 2
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 2
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 2
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 2
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 description 2
- 239000002344 surface layer Substances 0.000 description 2
- 238000004804 winding Methods 0.000 description 2
- GDDNTTHUKVNJRA-UHFFFAOYSA-N 3-bromo-3,3-difluoroprop-1-ene Chemical compound FC(F)(Br)C=C GDDNTTHUKVNJRA-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 241000272525 Anas platyrhynchos Species 0.000 description 1
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 1
- 229920000742 Cotton Polymers 0.000 description 1
- VGGSQFUCUMXWEO-UHFFFAOYSA-N Ethene Chemical compound C=C VGGSQFUCUMXWEO-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000005977 Ethylene Substances 0.000 description 1
- WHXSMMKQMYFTQS-UHFFFAOYSA-N Lithium Chemical compound [Li] WHXSMMKQMYFTQS-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910000861 Mg alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- CBENFWSGALASAD-UHFFFAOYSA-N Ozone Chemical compound [O-][O+]=O CBENFWSGALASAD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 241001323321 Pluto Species 0.000 description 1
- 229920000508 Vectran Polymers 0.000 description 1
- 239000004979 Vectran Substances 0.000 description 1
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- HSFWRNGVRCDJHI-UHFFFAOYSA-N alpha-acetylene Natural products C#C HSFWRNGVRCDJHI-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- AZDRQVAHHNSJOQ-UHFFFAOYSA-N alumane Chemical class [AlH3] AZDRQVAHHNSJOQ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- SNAAJJQQZSMGQD-UHFFFAOYSA-N aluminum magnesium Chemical compound [Mg].[Al] SNAAJJQQZSMGQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 150000001573 beryllium compounds Chemical class 0.000 description 1
- 239000011230 binding agent Substances 0.000 description 1
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 1
- 238000005266 casting Methods 0.000 description 1
- 239000003795 chemical substances by application Substances 0.000 description 1
- 150000001875 compounds Chemical class 0.000 description 1
- 238000012937 correction Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000003822 epoxy resin Substances 0.000 description 1
- 125000002534 ethynyl group Chemical group [H]C#C* 0.000 description 1
- 239000011152 fibreglass Substances 0.000 description 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 1
- 239000004519 grease Substances 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- -1 i.e. Substances 0.000 description 1
- 229910052744 lithium Inorganic materials 0.000 description 1
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 150000002739 metals Chemical class 0.000 description 1
- 125000005397 methacrylic acid ester group Chemical group 0.000 description 1
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000013021 overheating Methods 0.000 description 1
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 description 1
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 description 1
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 description 1
- VLTRZXGMWDSKGL-UHFFFAOYSA-M perchlorate Inorganic materials [O-]Cl(=O)(=O)=O VLTRZXGMWDSKGL-UHFFFAOYSA-M 0.000 description 1
- VLTRZXGMWDSKGL-UHFFFAOYSA-N perchloric acid Chemical compound OCl(=O)(=O)=O VLTRZXGMWDSKGL-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229920003023 plastic Polymers 0.000 description 1
- 239000004033 plastic Substances 0.000 description 1
- 229920000647 polyepoxide Polymers 0.000 description 1
- 229920000728 polyester Polymers 0.000 description 1
- 229920002635 polyurethane Polymers 0.000 description 1
- 239000004814 polyurethane Substances 0.000 description 1
- 125000002924 primary amino group Chemical group [H]N([H])* 0.000 description 1
- 230000002285 radioactive effect Effects 0.000 description 1
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 description 1
- 229920005989 resin Polymers 0.000 description 1
- 239000011347 resin Substances 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 238000001228 spectrum Methods 0.000 description 1
- 230000008961 swelling Effects 0.000 description 1
- 229920002994 synthetic fiber Polymers 0.000 description 1
- 239000012209 synthetic fiber Substances 0.000 description 1
- 229920003002 synthetic resin Polymers 0.000 description 1
- 239000000057 synthetic resin Substances 0.000 description 1
- 238000012719 thermal polymerization Methods 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к бессопловым ракетным двигателям торцевого горения и пригодно для всех видов ракет - от малокалиберных неуправляемых до стратегических и космических ракет. А также для фейерверков.The invention relates to non-nozzle end-face rocket engines and is suitable for all types of rockets - from small-caliber uncontrolled to strategic and space rockets. And also for fireworks.
Известны бессопловые двигатели с канальным и торцевым горением, но они обладают низким удельным импульсом, так как в них невозможно обеспечить эффективное расширение образующихся газов. Известен «Бескорпусный двигатель» пат. №2398125, в котором для получения нужной достаточно высокой линейной скорости горения топлива шашка имеет продольные отверстия на всю длину, заполненные смесью на основе черного пороха. Для повышения прочности шашки она имеет продольное армирование высокомодульными волокнами.Known non-exhaust engines with channel and end combustion, but they have a low specific impulse, since it is impossible to ensure the effective expansion of the resulting gases. Known "Unpackaged engine" US Pat. No. 2398125, in which the checker has longitudinal holes for the entire length, filled with a mixture based on black powder, to obtain the desired sufficiently high linear burning rate of fuel. To increase the strength of the checker, it has longitudinal reinforcement with high modulus fibers.
Однако те же самые технические решения могут обеспечить получение в задней части шашки формы в виде расширяющегося конуса, обеспечивающего расширение образующихся газов с эффективностью настоящего реактивного сопла.However, the same technical solutions can provide obtaining in the back of the checkerboard a shape in the form of an expanding cone, which ensures the expansion of the gases formed with the efficiency of this jet nozzle.
Итак, данный двигатель содержит шашку твердого ракетного топлива, имеющую один или несколько продольных каналов на всю длину шашки, заполненный (заполненные) более быстро горящим топливом, чем основное топливо (далее «лидер-топливо», а заполненный им канал - «лидер-заряд»).So, this engine contains a solid rocket fuel checker having one or several longitudinal channels for the entire length of the checker, filled (filled) with faster burning fuel than the main fuel (hereinafter “leader-fuel”, and the channel filled by it - “leader-charge” ").
Таким более быстро горящим топливом может быть смесь на основе черного пороха. Причем для изменения скорости горения этой смеси она может частично содержать нитрат аммония (безводный) вместо нитрата калия (например, 50:50%). Или может содержать мелкодисперсные взрывчатые вещества малобризантного действия (например, тринитро-м-ксилол). Для уменьшения скорости горения смесь может содержать балластные горючие или негорючие вещества, например гексаметилентетрамин.So faster burning fuel can be a mixture based on black powder. Moreover, to change the burning rate of this mixture, it may partially contain ammonium nitrate (anhydrous) instead of potassium nitrate (for example, 50: 50%). Or it may contain finely dispersed low-explosive explosives (for example, trinitro-m-xylene). To reduce the burning rate, the mixture may contain ballast combustible or non-combustible substances, for example hexamethylenetetramine.
К основному топливу предъявляется требование достаточной прочности. Основным топливом могут быть существующие твердые топлива, например перхлорат аммония или динитрамид аммония в полимеризованном эфире метакриловой кислоты (в плексигласе), в полиуретане и т.п.The main fuel is required to be of sufficient strength. The main fuel can be existing solid fuels, for example ammonium perchlorate or ammonium dinitramide in polymerized methacrylic acid ester (in plexiglass), in polyurethane, etc.
При этом в процессе горения шашки точка фронта горения быстрогорящей смеси будет опережать процесс горения основного топлива и будет как бы вершиной конуса, обращенного раструбом назад (все направления даны относительно направления полета). То есть, если упомянутый канал один, то образуется расширяющееся реактивное сопло, состоящее из материала шашки, то есть из топлива.Moreover, in the process of burning the checkers, the point of the combustion front of the quick-burning mixture will be ahead of the process of burning the main fuel and will be, as it were, the top of the cone facing back the bell (all directions are given relative to the direction of flight). That is, if the said channel is one, then an expanding jet nozzle is formed, consisting of checker material, i.e., fuel.
При этом, чтобы края такого сопла не обламывались от перепада давления изнутри и снаружи (хотя этот перепад на срезе сопла невелик или даже отсутствует, если давление на срезе выбирается равным атмосферному), наружная поверхность шашки может быть армирована высокомодульными волокнами. Модуль волокон должен быть больше модуля материала топлива, чтобы именно они воспринимали на себя растягивающую нагрузку. Но в отличие от прототипа волокна должны быть ориентированы в основном поперечно оси шашки. Или и поперечно, и продольно. Или диагонально (то есть по объемной спирали) в разных направлениях.At the same time, so that the edges of such a nozzle do not break off from the pressure drop inside and out (although this difference in the nozzle exit is small or even absent if the pressure at the exit is chosen to be atmospheric), the outer surface of the checker can be reinforced with high modulus fibers. The fiber module must be larger than the fuel material module, so that they perceive the tensile load. But unlike the prototype, the fibers should be oriented mainly transverse to the axis of the checker. Or both transversely and longitudinally. Or diagonally (that is, in a volumetric spiral) in different directions.
Чтобы волокна не болтались за соплом по мере сгорания шашки, они должны быть или легкоплавкими (синтетические высокопрочные высокомодульные волокна типа «3айлон», «Дайнима» «Спектра», «Вектран», легкоплавкие сорта стекловолокна), или сгораемыми (те же синтетические волокна, углеволокно, сгораемые металлы, например, из алюминиево-магниевого сплава).So that the fibers do not dangle behind the nozzle as the checkers burn, they must be either fusible (synthetic high-strength high-modulus fibers such as 3ylon, Dainima Spectra, Vectran, low-melting grades of fiberglass), or combustible (the same synthetic fibers, carbon fiber, combustible metals, for example, from aluminum-magnesium alloy).
Или в качестве армирования шашка может быть заключена в тонкостенную трубу из этих материалов.Or, as a reinforcement, the checker can be enclosed in a thin-walled tube of these materials.
Если каналов несколько, то они должны быть расположены достаточно равномерно по ее поперечному сечению, например в сотовом порядке, квадратами, а лучше - кругами. При этом в задней части шашки образуется не одно, а несколько расширяющихся сопел, то есть задний торец шашки будет иметь многоконусную форму. Такой же форма торца должна быть и изначально при зажигании шашки. При этом уменьшится время нахождения горящих компонентов топлива в зоне реакции, однако это, как показывает опыт ракетомоделирования, не существенно - хорошо летают даже микромодели ракет величиной с полспички.If there are several channels, then they should be located fairly evenly over its cross section, for example, in a honeycomb order, in squares, or better, in circles. At the same time, not one, but several expanding nozzles are formed in the back of the checker, that is, the rear end of the checker will have a multicone shape. The same shape of the butt should be and initially when igniting the checkers. At the same time, the time spent by the burning fuel components in the reaction zone will be reduced, however, as the experience of rocket modeling shows, this is not significant - even micromodels of rockets the size of a half fly well.
Такая форма лучше позволяет использовать шашку до самого конца, когда конус горения становится усеченным конусом при приближении к переднему торцу шашки. А эффективность многоконусного сопла такая же, как и одноконусного.This shape allows you to better use the checker to the very end, when the combustion cone becomes a truncated cone when approaching the front end of the checker. And the efficiency of a multicone nozzle is the same as that of a single cone.
Сопло такого двигателя вследствие некоторой неточности изготовления или неравномерности горения может несколько перекоситься в процессе горения, поэтому для неуправляемых ракет с таким двигателем особенно актуальна стабилизация вращением. Особенно это актуально еще и потому, что на ракете с таким двигателем трудно установить задние аэродинамические стабилизаторы - их не к чему крепить.Due to some manufacturing inaccuracy or combustion unevenness, the nozzle of such an engine may become somewhat skewed during the combustion process, therefore, for unguided missiles with such an engine, rotation stabilization is especially relevant. This is especially true also because it is difficult to install rear aerodynamic stabilizers on a rocket with such an engine - there is nothing to fix them with.
Однако их можно установить на скользящей обойме. Обойма при этом может сдвигаться вперед по мере обгорания шашки сама, за счет наличия расширяющегося конического участка сзади - этот участок будет частью расширяющегося сопла и будет создавать тягу, направленную вперед, аналогично изобретению «Бескорпусный двигатель с самоподачей», пат. №2431052. Или обойма может сдвигаться вперед с помощью нити, соединенной с принудительным приводом, например с турбинкой, находящейся в потоке газов или в потоке воздуха (аналогично изобретению пат. №2398125).However, they can be mounted on a sliding clip. The holder can shift forward as the checker burns itself, due to the presence of an expanding conical section at the back - this section will be part of the expanding nozzle and will create thrust directed forward, similar to the invention “Self-feeding open-frame engine”, US Pat. No. 2431052. Or, the clip can be moved forward by means of a thread connected to a forced drive, for example, to a turbine in a gas stream or in an air stream (similar to the invention of Pat. No. 2398125).
Особенно целесообразно применение таких легких и дешевых двигателей в ракетах систем залпового огня, которые принудительно стабилизируются вращением.It is especially advisable to use such light and cheap engines in rockets of multiple launch rocket systems, which are forcedly stabilized by rotation.
Для начала вращения может быть также использована реактивная сила самой шашки. Для этого в шашке должно быть несколько каналов (как минимум 2, оптимально - 6 и более), причем по всей длине или в задней части шашки каналы на периферии (то есть везде, кроме как по продольной оси) спиральные или наклонные в одну сторону. Спиральные каналы эффективнее, но наклонные - прямолинейные, и поэтому проще в изготовлении. По всей длине шашки трудно сделать наклонные или спиральные каналы, поэтому для приобретения нужной скорости вращения достаточно, если такие каналы будут только в задней части шашки. Эта задняя часть может изготавливаться отдельно и приклеиваться к основной шашке с соблюдением совпадения каналов.To start the rotation, the reactive power of the piece itself can also be used. To do this, the checker should have several channels (at least 2, optimally 6 or more), and along the entire length or in the back of the checker, the channels on the periphery (that is, everywhere except on the longitudinal axis) are spiral or inclined to one side. Spiral channels are more efficient, but inclined - straight, and therefore easier to manufacture. It is difficult to make inclined or spiral channels along the entire length of the checker; therefore, it is sufficient to obtain the desired rotation speed if such channels are only at the back of the checker. This rear part can be manufactured separately and glued to the main checker in compliance with the coincidence of the channels.
Такие каналы образуют несколько наклонных к продольной оси шашки реактивных сопел (они должны быть отформованы на шашке и изначально), которые при старте ракеты будут закручивать ее.Such channels form several jet nozzles inclined towards the longitudinal axis of the checker (they must be molded on the checker initially), which will twist it when the rocket starts.
Но такой двигатель может быть применен и в управляемой ракете, в которой стабилизация полета осуществляется системой ее управления, например в ракетах «воздух-воздух», «земля-воздух», «воздух-земля», в ракетах среднего радиуса действия, в универсальных ракетах, аналогичных ракете «Стандарт-3М». Правда, устойчивый полет такой ракеты без вращения и без стабилизаторов возможен при применении только одной аэродинамической схемы - «Флюгерная утка» по пат.№2410286. Или же с применением газодинамического управления. Самостабилизация при этом будет осуществляться за счет того, что топливо, как правило, легче полезной нагрузки (если та хорошо скомпонована), и поэтому центр тяжести будет находиться впереди аэродинамического фокуса.But such an engine can also be used in a guided missile, in which flight stabilization is carried out by its control system, for example, in air-to-air, ground-to-air, air-to-ground missiles, in medium-range missiles, in universal missiles similar to the Standard-3M rocket. True, a stable flight of such a missile without rotation and without stabilizers is possible when using only one aerodynamic scheme - “Weathervane duck” according to Pat. No. 2410286. Or with the use of gas-dynamic control. Self-stabilization will be carried out due to the fact that the fuel, as a rule, is lighter than the payload (if it is well arranged), and therefore the center of gravity will be in front of the aerodynamic focus.
Следует отметить особенность технологии изготовления такого двигателя: каналы могут быть просверлены или отлиты, а затем заполнены быстрогорящей смесью. Но возможен и другой вариант - участки с быстрогорящей смесью изготавливаются заранее в виде фитилей (например, нитрованная хлопчатобумажная бечевка, пропитанная затем составом черного пороха). Эти фитили натягиваются между передним и задним торцами (смазать их отливочные формы разделительной смазкой), торцы помещаются в трубу, допустим, из зайлона, и в образовавшуюся полость в вертикальном положении заливается пиротехническая смесь твердого топлива в виде эпоксидной, полиэфирной или другой смолы с добавлением перхлората. Если будет применен плексиглас, то его термическая полимеризация невозможна, необходимо применить радиационную полимеризацию.It should be noted a feature of the manufacturing technology of such an engine: the channels can be drilled or cast, and then filled with a quick-burning mixture. But another option is also possible - sections with a quick-burning mixture are made in advance in the form of wicks (for example, nitrated cotton twine, then impregnated with the composition of black powder). These wicks are stretched between the front and rear ends (grease their casting molds with a release agent), the ends are placed in a pipe, for example, from zylon, and a pyrotechnic mixture of solid fuel in the form of epoxy, polyester or other resin with the addition of perchlorate is poured in the vertical cavity into the formed cavity . If Plexiglass will be used, then its thermal polymerization is impossible, it is necessary to apply radiation polymerization.
Правда, этот двигатель нуждается в точном подборе скорости горения топлива, точнее - двух топлив. Если в обычном твердотопливном двигателе, зная скорость горения какого-то топлива при данном давлении, подбирается нужный диаметр сопла, то в этом двигателе надо делать наоборот - зная диаметр среза сопла, ПОДБИРАТЬ СКОРОСТЬ ГОРЕНИЯ основного топлива и лидер-топлива. Зато каков выигрыш - нет ни корпуса, ни сопла, не нужно ступенирование!True, this engine needs an accurate selection of the burning rate of the fuel, or rather, two fuels. If in a conventional solid-fuel engine, knowing the burning speed of some fuel at a given pressure, the desired nozzle diameter is selected, then in this engine it is necessary to do the opposite - knowing the nozzle cut-off diameter, CHOOSE THE BURNING SPEED of the main fuel and leader fuel. But what is the gain - there is no housing or nozzle, no step-up is necessary!
Чтобы убедиться в работоспособности и эффективности такого двигателя, сравним его с обычным ракетным твердотопливным двигателем (РДТТ) с одинаковым удельным тепловыделением топлива, с одинаковой площадью среза сопла и с одинаковым давлением на срезе сопла. Допустим, в РДТТ в секунду сгорает масса топлива «М». Подбираем скорость горения основного топлива и лидер-топлива данного двигателя так, чтобы конусность фронта горения составляла 10-15 градусов на сторону (примерно как в настоящем реактивном сопле) и чтобы при этом на получившейся конусной поверхности сгорало «М» топлива в секунду. То есть расход топлива одинаковый. Удельное тепловыделение топлива и давление на срезе сопла также одинаковые, следовательно, одинаковой будет и температура газов. Если расход газа через срез сопла и параметры газа одинаковы, то значит одинакова и скорость истечения газа. То есть работа данного двигателя полностью идентична работе обычного РДТТ.To verify the operability and efficiency of such an engine, we compare it with a conventional solid-propellant rocket engine (RDTT) with the same specific heat of fuel, with the same nozzle exit area and the same nozzle exit pressure. Suppose, in a solid propellant rocket engine, the mass of fuel “M” burns per second. We select the burning rate of the main fuel and the leader fuel of this engine so that the taper of the combustion front is 10-15 degrees to the side (approximately as in a real jet nozzle) and so that “M” of fuel burns per second on the resulting conical surface. That is, fuel consumption is the same. The specific heat of the fuel and the pressure at the nozzle exit are also the same, therefore, the temperature of the gases will be the same. If the gas flow through the nozzle exit and the gas parameters are the same, then the gas flow rate is the same. That is, the operation of this engine is completely identical to the operation of a conventional solid propellant rocket motor.
Но для достижения большой конечной скорости полезной нагрузки применение цилиндрического двигателя затруднительно - или длина ракеты будет слишком большой и нарушится прочностная устойчивость (двигатель сломается пополам), или в конце работы двигателя слишком большой его диаметр приведет к чрезвычайно высоким перегрузкам полезной нагрузки, которую она может не выдержать.But to achieve a large final payload speed, the use of a cylindrical engine is difficult - either the rocket length will be too long and the strength stability will be violated (the engine will break in half), or at the end of the engine’s work its diameter too large will lead to extremely high payload overloads, which it may not to withstand.
ВАРИАНТ 1. Шашка двигателя имеет вид усеченного конуса с меньшим диаметром в передней части, в шашке имеется один или несколько каналов, заполненных более быстро горящим топливом, а если каналов несколько, то они расположены в шашке параллельно или в направлении вершины конуса, причем параллельные каналы обрываются от поверхности шашки на расстоянии, равном или большем половине расстояния между соседними каналами (чтобы стенка сопла не прогорела раньше, чем до нее дойдет конусный фронт горения).OPTION 1. The engine checker has the form of a truncated cone with a smaller diameter in the front part, the checkerboard has one or more channels filled with more quickly burning fuel, and if there are several channels, they are located in the checker in parallel or in the direction of the top of the cone, and parallel channels break off from the surface of the checker at a distance equal to or greater than half the distance between adjacent channels (so that the nozzle wall does not burn out before the conical combustion front reaches it).
Такой двигатель свободен от указанного недостатка цилиндрического двигателя - на старте тяга двигателя может превышать конечную тягу в несколько раз и даже на несколько порядков.Such an engine is free from the indicated drawback of a cylindrical engine - at the start, the engine thrust can exceed the final thrust several times or even several orders of magnitude.
Однако одноканальный (с одноконусным фронтом горения) двигатель имеет некоторые преимущества перед многоканальным: исключено опережение или отставание горения лидер-топлива в одном из каналов, лучше форма края сопла (в многоканальном двигателе она как бы зубчатая, что, однако, не ухудшает его работы, если давление на срезе сопла выбрано правильно).However, a single-channel (with a single-conical combustion front) engine has some advantages over a multi-channel one: there is no lead or lagging of leader-fuel combustion in one of the channels, the shape of the edge of the nozzle is better (it is like a gear in a multi-channel engine, which, however, does not impair its performance, if the pressure at the nozzle exit is selected correctly).
Конический двигатель, как и цилиндрический, может иметь в задней части шашки несколько наклонно расположенных каналов для закрутки двигателя с целью самостабилизации.A conical engine, like a cylindrical one, can have several oblique channels in the rear of the checker for twisting the engine for self-stabilization.
ВАРИАНТ 2. Однако космические запуски имеют одну особенность - противодавление за соплом (атмосферное давление) быстро уменьшается от 100% до 0. Поэтому в процессе горения двигателя имеет смысл на каком-то участке полета плавно уменьшать давление на срезе сопла. Для этого можно плавно уменьшать площадь или скорость горения топлива.
В частности, можно уменьшать скорость горения лидер-топлива. В этом случае конус фронта горения становится более тупым, и площадь его уменьшается. Однако при этом уменьшается и конусность сопла, что несколько ухудшает его к.п.д. (желательно иметь угол конусности на сторону 10-15 градусов).In particular, it is possible to reduce the burning rate of leader fuel. In this case, the cone of the combustion front becomes more obtuse, and its area decreases. However, this also reduces the nozzle taper, which somewhat worsens its efficiency. (it is desirable to have a taper angle on the side of 10-15 degrees).
ВАРИАНТ 3. Поэтому лучше уменьшать одновременно (не обязательно пропорционально) и скорость горения лидер-топлива, и скорость горения основного топлива. Желательно, чтобы линия раздела основного топлива с разной скоростью горения повторяла форму конуса, который сформировался в результате горения.
Если скорости горения обоих топлив уменьшены пропорционально, то угол конусности конусного фронта горения останется постоянным, но газопроизводительность двигателя уменьшится. Таких участков в двигателе может быть несколько.If the combustion speeds of both fuels are reduced proportionally, then the taper angle of the conical combustion front will remain constant, but the gas output of the engine will decrease. There may be several such areas in the engine.
ВАРИАНТ 4. Можно уменьшать только площадь горения. Для этого в задней части двигателя заранее делается центральное конусное углубление, на котором в свою очередь делается еще несколько конусных углублений со своими лидер-зарядами, обрывающимися на заданном расстоянии от заднего конца двигателя, причем на разном расстоянии.
Работает этот вариант так. Сначала поверхность горения максимальна, но по мере окончания канала лидер-зарядов (всех или группами) поверхность горения перестраивается в форму, все более приближающуюся к одному центральному конусу, площадь которого меньше. Газопроизводительность двигателя уменьшается.This option works like this. At first, the combustion surface is maximal, but as the leader-charge channel (in all or in groups) ends, the combustion surface is rebuilt into a shape that is increasingly approaching one central cone, the area of which is smaller. Engine gas output is reduced.
У этого варианта есть, правда, один недостаток - форма среза сопла будет несколько отличаться от идеально круглой. Поэтому лучше использовать вариант 3.This option, however, has one drawback - the nozzle cut-off shape will slightly differ from the perfectly round one. Therefore, it is better to use
ВАРИАНТ 5. Как указывалось выше, в процессе работы двигателя желательно использовать один центральный лидер-заряд. Но в тот момент, когда его горение достигнет переднего торца двигателя, конус горения становится усеченным и газопроизводительность двигателя при почти постоянной площади среза сопла (на самом деле у конического двигателя она чуть-чуть уменьшится) начнет постепенно падать. И хотя в вакууме это не сильно уменьшит к.п.д. двигателя (давление на срезе сопла равно нулю), все же желательно перестроить фронт горения из одноконусного в многоконусный. Или, например, из 7-конусного в 19-конусный. Это уменьшит количество топлива, работающего с неоптимальным режимом истечения.
Для этого в передней части двигателя с одним центральным каналом находятся еще несколько дополнительных параллельных или сходящихся каналов, заполненных более быстро горящим топливом, чем основное топливо, причем соотношение длины отдельного периферийного канала и скорости горения в нем таково, что заряды во всех каналах сгорают у переднего торца двигателя одновременно, и скорости горения топлива во всех каналах таковы, что газопроизводительность двигателя на единицу площади среза сопла остается постоянной (от скорости горения лидер-зарядов меняется угол конусности фронта горения и, следовательно, его площадь и газопроизводительность).To do this, in the front of the engine with one central channel there are several additional parallel or converging channels filled with faster burning fuel than the main fuel, and the ratio of the length of a separate peripheral channel to the burning speed in it is such that the charges in all channels burn at the front the end face of the engine at the same time, and the combustion rate of the fuel in all channels is such that the gas output of the engine per unit area of the nozzle exit section remains constant (from the leader of charges, the angle of taper of the combustion front changes and, consequently, its area and gas production).
Каналы могут быть расположены от переднего торца двигателя до воображаемой поверхности конуса, которую примет фронт одноконусного горения в этой части двигателя. Но могут быть и расположены и до другой поверхности, и до плоскости, перпендикулярной продольной оси двигателя. Главное, чтобы соблюдались указанные выше два условия.The channels can be located from the front end of the engine to the imaginary surface of the cone, which will take the front of a single cone combustion in this part of the engine. But they can be located both to another surface and to a plane perpendicular to the longitudinal axis of the engine. The main thing is that the above two conditions are met.
Важное значение имеет расстояние от переднего торца двигателя до вершины конуса фронта горения, на котором начинается перестроение фронта горения из одноконусного в многоконусный. Если оно будет слишком маленьким, например меньше диаметра переднего торца, то может потребоваться уменьшение скорости горения основного топлива, причем возможно слоями. Иначе не удастся соблюсти второе условие - постоянство газовыделения на единицу площади среза сопла. Оптимальным расстоянием можно считать примерно 3-4 диаметра переднего торца.Of great importance is the distance from the front end of the engine to the top of the cone of the combustion front, at which the conversion of the combustion front from single to multi-cone begins. If it is too small, for example, smaller than the diameter of the front end, then it may be necessary to reduce the burning rate of the main fuel, and possibly in layers. Otherwise, it will not be possible to observe the second condition - the constancy of gas evolution per unit nozzle exit area. The optimal distance can be considered approximately 3-4 diameters of the front end.
Так как все каналы, в том числе и центральный, должны догореть к переднему торцу двигателя одновременно, то скорость горения лидер-топлива в центральном канале должна уменьшиться, причем настолько, что возможно он станет ненужным. Скорости горения в периферийных каналах должны возрастать по мере расположения канала ближе к поверхности двигателя.Since all channels, including the central one, must burn out to the front end of the engine at the same time, the burning rate of the leader fuel in the central channel should decrease, so much so that it may become unnecessary. The burning rates in the peripheral channels should increase as the channel is located closer to the engine surface.
ВАРИАНТ 6. Есть и другой вариант - сделать переднюю боковую часть двигателя из основного топлива с большей скоростью горения. Возможны несколько конусных слоев. В вакууме такой вариант будет работать достаточно хорошо.
ВАРИАНТ 7. Для пуска двигателя из вертикального положения (см. ниже) может потребоваться поставить двигатель на задний торец. Чтобы это было возможно по соображениям прочности, изначально выполненная на заднем торце двигателя коническая выемка (выемки) занимает не всю поверхность заднего торца. Выемка, как правило, должна выполняться в центре, а на краях заднего торца двигатель может стоять. Площадь выемки должна быть такой, чтобы тяга двигателя превышала вес ракеты в 1,5-2 раза.OPTION 7. To start the engine from a vertical position (see below), it may be necessary to put the engine on the rear end. To make this possible, for reasons of strength, the conical recess (s) originally made at the rear end of the engine does not occupy the entire surface of the rear end. The recess, as a rule, should be performed in the center, and the engine can stand at the edges of the rear end. The recess area should be such that the engine thrust exceeds the rocket weight by 1.5-2 times.
При этом для увеличения начальной тяги конусная выемка может иметь в основании форму звезды. Тогда поверхность горения при тех же габаритах конусной выемки будет больше.Moreover, to increase the initial thrust, the conical recess may have a star shape at the base. Then the combustion surface with the same dimensions of the conical recess will be larger.
ВАРИАНТ 8. Для придания получившемуся в теле шашки реактивному соплу формы, напоминающей половину эллипсоида вращения, скорость горения основного топлива может непрерывно (это технологически затруднительно) или слоями уменьшаться на периферии (достаточно двух слоев - в центральной части основного топлива повышенная скорость горения, а наружные 10-15% конусной поверхности двигателя имеют пониженную скорость горения). Тогда форма фронта горения будет представлять собой сочетание двух конусов: у поверхности - более острый конус, а в центральной части - более тупой.
Этот вариант может использоваться и для цилиндрического двигателя.This option can also be used for a cylindrical engine.
ВАРИАНТ 9. Для вертикального старта такого двигателя могут быть порознь или вместе применены два способа.OPTION 9. For a vertical start of such an engine, two methods can be used separately or together.
Возможен способ вертикального старта конического ракетного двигателя, состоящий в том, что задним торцом, имеющим на части своей поверхности коническую выемку, двигатель ставится на горизонтальную поверхность, имеющую эластичное покрытие и отверстие в центре.A vertical start method for a conical rocket engine is possible, which consists in the fact that the rear end, having a conical recess on a part of its surface, is placed on a horizontal surface having an elastic coating and an opening in the center.
Эластичное покрытие нужно для того, чтобы компенсировать неровности заднего торца двигателя и горизонтальной поверхности и избежать тем самым местного разрушения материала шашки.An elastic coating is necessary in order to compensate for irregularities in the rear end of the engine and horizontal surface and thereby avoid local destruction of the material of the checker.
Причем эта горизонтальная поверхность может принудительно вращаться для стабилизации ракеты вращением. Это полезно еще и для того, чтобы двигатель равномерно прогревался солнцем, иначе длинный и тонкий двигатель может покоробиться. Разумеется, двигатель посередине поддерживается пневмоколесами.Moreover, this horizontal surface can be forced to rotate to stabilize the rocket rotation. This is also useful to ensure that the engine is evenly warmed up by the sun, otherwise a long and thin engine can warp. Of course, the engine in the middle is supported by air wheels.
Или для закрутки ракеты в полете на шашке могут иметься тангенциально наклонные ракетные двигатели, крепящиеся порознь или на общей эластичной обойме (для одновременности отделения), управляемо отделяющиеся после окончания их работы. Следует избежать соблазна расположить двигатели наклонно вверх более, чем на несколько градусов (это дает одновременно и подъемную силу), так как большая вертикальная составляющая тяги может сорвать эластичное крепление двигателей, и они просто улетят вбок или вверх.Or, for swirling a rocket in flight, a checkerboard can have tangentially inclined rocket engines mounted separately or on a common elastic clip (for simultaneous separation), which can be separated separately after the end of their work. You should avoid the temptation to position the engines obliquely upward by more than a few degrees (this also gives rise to lift), since the large vertical component of the thrust can disrupt the elastic mount of the engines, and they simply fly away sideways or upwards.
ВАРИАНТ 10. Или возможен способ вертикального старта конического ракетного двигателя, состоящий в том, что двигатель до старта удерживается в вертикальном положении множеством эластичных присосок, расположенных по его внешней поверхности.OPTION 10. Or, a vertical start method for a conical rocket engine is possible, consisting in the fact that the engine is held upright by a plurality of elastic suction cups located on its outer surface until start.
Общая поверхность присосок должна быть такой, чтобы они выдерживали касательное усилие от веса ракеты. Чтобы избежать местного перенапряжения в поверхностном слое двигателя, присоски не следует делать слишком большими. Давление в присосках также не следует выбирать слишком маленьким, чтобы избежать вспучивания поверхностного слоя шашки двигателя. При старте присоски разгерметизируются и отводятся.The total surface of the suction cups must be such that they withstand the tangential force of the weight of the rocket. To avoid local overstrain in the surface layer of the engine, the suction cups should not be made too large. The pressure in the suction cups should also not be chosen too small to avoid the swelling of the surface layer of the checkers. At start, the suction cups are depressurized and retracted.
На фиг.1 показан данный двигатель по варианту 6 с одним каналом.Figure 1 shows this engine according to
Двигатель состоит из шашки твердого ракетного топлива 1 в виде усеченного конуса. По оси шашки имеется канал 2 с пороховой смесью - «лидер-заряд». Снаружи шашка имеет армирующий слой в виде тонкостенной зайлоновой намотки 3 с эпоксидной смолой. Сзади имеется конусная выемка 4, занимающая примерно 20% площади заднего торца и образующая расширяющееся реактивное сопло.The engine consists of checkers of solid rocket fuel 1 in the form of a truncated cone. On the axis of the checkers there is a
Примерные размеры двигателя: высота 150 м, диаметр нижнего торца 10 м, диаметр верхнего торца 1 м.Approximate dimensions of the engine: height 150 m, diameter of the lower end 10 m, diameter of the upper end 1 m.
Работает двигатель так. Топливо в канале 2 горит быстрее. И поэтому фронт горения основного топлива образуется в виде конуса, из которого, как из настоящего реактивного сопла, истекают со сверхзвуковой скоростью образующиеся газы (напомню, в этом двигателе скорость горения топлива подбирается к сечению среза сопла, а не наоборот, как обычно). Создается тяга.The engine works like this. The fuel in
Для управления полетом ракеты в головной части ее имеется топливный блок 5 и четыре ракетных двигателя 6 с управляемой тягой, ориентированные поперек или под углом, например, 45 градусов. Двигатели желательно применить жидкостные. Во-первых, они позволяют экономить топливо, если нужды в подруливании нет. А значит потом, повернув эти двигатели назад, можно использовать их для дополнительного разгона или для коррекции траектории. А во-вторых, они позволяют получить большую пиковую тягу в отличие от почти постоянной тяги твердотопливного двигателя.To control the flight of the rocket in its head part there is a
Выше или, наоборот, ниже топливного блока (в зависимости от того, что тяжелее и прочнее) имеется полезная нагрузка 7.Above or, conversely, below the fuel block (depending on which is heavier and stronger) there is a payload 7.
На фиг.2 показана в сечении верхняя (передняя) часть двигателя: в ней, начиная с какой-то поверхности, которая показана пунктиром и в данном случае повторяет конус горения 8, в теле шашки двигателя 1 кроме центрального лидер-заряда 2 имеются еще четыре кольца дополнительных сходящихся каналов 9, заполненных разным, но более быстро горящим, чем основное топливо, топливом. Причем, начиная с точки «А», скорость горения лидер-заряда резко уменьшается, или он вообще кончается, а скорости горения в периферийных дополнительных каналах возрастают по мере удаления от центральной продольной оси. При этом должны выполняться два условия из пятого варианта: одновременное сгорание всех каналов и постоянное газовыделение на единицу площади среза сопла 8. Для этого может потребоваться другое основное топливо.Figure 2 shows in cross section the upper (front) part of the engine: in it, starting from some surface, which is shown by a dotted line and in this case repeats the
Работает эта часть двигателя так. Когда фронт горения доходит до поверхности, обозначенной пунктиром, загораются дополнительный каналы 9. Это может привести к быстрому росту поверхности горения, поэтому, чтобы газовыделение было хотя бы примерно постоянным, в точке «А» горение лидер-заряда резко замедляется и конус начинает затупляться, что уменьшает площадь его поверхности. Конусы горения дополнительных каналов будут тупее, чем исходный конус 8, хотя конусность самого периферийного слоя каналов может быть равна исходной конусности.This part of the engine works like this. When the combustion front reaches the surface indicated by the dotted line, additional channels 9 light up. This can lead to a rapid increase in the combustion surface, therefore, so that the gas evolution is at least approximately constant, at point “A” the leader-charge will sharply slow down and the cone will become dull. which reduces its surface area. The combustion cones of the additional channels will be dumber than the
Такой двигатель получится не только очень эффективным (нет ничего лишнего), но и очень дешевым (только стоимость топлива).Such an engine will turn out to be not only very efficient (there is nothing superfluous), but also very cheap (only the cost of fuel).
Следует отметить еще одно положительное качество такого двигателя - ракете для достижения высоких конечных скоростей не нужна многоступенчатая конструкция. Двух- и более ступенчатая конструкция применяется лишь для того, чтобы сбросить ставшие слишком тяжелыми (в относительном исчислении) баки, корпус, жидкостный двигатель, сопло (в бескорпусном двигателе). Но в данном двигателе ничего этого нет. Даже если условно считать корпусом обмотку шашки в один-два слоя высокомодульными волокнами, то этот «корпус» весит всего 0,1-1% от массы двигателя и сам укорачивается по мере работы двигателя. То есть достижение любых реальных скоростей (например, 40 км/сек) возможно одной ступенью.It should be noted another positive quality of such an engine - a rocket does not need a multi-stage design to achieve high final speeds. A two- or more-stage design is used only to dump tanks, housing, liquid engine, nozzle (in a frameless engine) that have become too heavy (in relative terms). But in this engine there is none of this. Even if we conditionally consider the winding of the checker in one or two layers as high-modulus fibers with the body, this “body” weighs only 0.1-1% of the mass of the engine and is shortened as the engine runs. That is, the achievement of any real speeds (for example, 40 km / s) is possible in one step.
Для чего нужны такие высокие скорости? Например, для полета к далеким планетам - Нептуну, Плутону (планетоид), или для отклонения угрожающих Земле астероидов, особенно летящих со стороны Солнца (они поздно обнаруживаются). Скорости астероидов доходят до 40 км/сек, и, что особенно неприятно, скорость астероида по мере приближения к Земле растет из-за ее гравитационного притяжения, а скорость посланной на перехват астероида ракеты, наоборот, по этой же причине падает. Поэтому крайне желательно иметь в арсенале средств ракету, которая может перехватить астероид на дальних подступах.Why do we need such high speeds? For example, to fly to distant planets - Neptune, Pluto (a planetoid), or to deflect asteroids threatening the Earth, especially flying from the side of the Sun (they are discovered late). The speeds of asteroids reach 40 km / s, and, which is especially unpleasant, the speed of an asteroid as it approaches Earth increases due to its gravitational attraction, and the speed of a rocket sent to intercept an asteroid, on the contrary, decreases. Therefore, it is highly desirable to have a rocket in the arsenal of funds that can intercept an asteroid at distant approaches.
В качестве основного топлива для данного двигателя можно использовать водородовыделяющее топливо, например, по изобретению «Ракетный двигатель Староверова - 14»: боргидрид бериллия - 35,26%, бериллий - 8,22%, динитрамид аммония - 56,52%. Реакция идет с выделением чистого водорода:Hydrogen-generating fuel can be used as the main fuel for this engine, for example, according to the invention of the Staroverov Rocket Engine - 14: beryllium borohydride - 35.26%, beryllium - 8.22%, ammonium dinitramide - 56.52%. The reaction proceeds with the release of pure hydrogen:
2Ве(ВН4)2+NH4N(NO2)2+2Ве=4ВеО+4BN+10Н2.2Be (BH 4 ) 2 + NH 4 N (NO 2 ) 2 + 2Be = 4BeO + 4BN + 10H 2 .
Водород обладает почти вчетверо большей скоростью звука, нежели воздух или обычные ракетные газы, поэтому скорость его истечения даже из сужающегося сопла будет выше.Hydrogen has an almost fourfold speed of sound than air or conventional rocket gases, so its rate of flow even from a tapering nozzle will be higher.
Или по изобретению «Ракетный двигатель Староверова - 15»:Or according to the invention "Rocket engine Staroverova - 15":
2Ве(ВН4)2+NH4N(NO2)2+2ВеН2=4ВеО+4BN+12Н2. /1/2Be (BH 4 ) 2 + NH 4 N (NO 2 ) 2 + 2BeH 2 = 4BeO + 4BN + 12H 2 . /one/
Соотношение компонентов: боргидрида бериллия - 34,63%+-10%, динитрамида аммония - 55,50%+-10%, гидрида бериллия - 9,87%+-5%.The ratio of components: beryllium borohydride - 34.63% + - 10%, ammonium dinitramide - 55.50% + - 10%, beryllium hydride - 9.87% + - 5%.
Если экологический вред при применении соединений бериллия слишком высок, можно применить такие же соединения лития и/или алюминия, правда с меньшим импульсом. Можно сделать часть двигателя, работающую в атмосфере, на экологических компонентах, а часть двигателя, работающую в космосе, - на соединениях бериллия. В качестве связующего можно использовать плексиглас радиационной полимеризации или синтетические смолы, например эпоксидную, аминопласты.If the environmental damage caused by the use of beryllium compounds is too high, the same lithium and / or aluminum compounds can be used, although with a lower impulse. It is possible to make the part of the engine working in the atmosphere on environmental components, and the part of the engine working in space - on the compounds of beryllium. As a binder, you can use plexiglass radiation polymerization or synthetic resins, for example epoxy, amino plastics.
Для топливного блока управления можно использовать топливо, состоящее из горючего - криогенный раствор ацетилена в этилене, и окислителя - 26%-й криогенный раствор озона в кислороде. Или можно использовать половинное горение бериллия по изобретению «Ракетный двигатель Староверова - 6»:For the fuel control unit, you can use fuel consisting of fuel - a cryogenic solution of acetylene in ethylene, and an oxidizing agent - a 26% cryogenic solution of ozone in oxygen. Or you can use the half-burning of beryllium according to the invention of "Staroverov-6 rocket engine":
2ВеН2+O2=ВеН2+ВеО+H2O=2ВеО+2Н2+1155 кДж.2BeH 2 + O 2 = BeH 2 + BeO + H 2 O = 2BeO + 2H 2 + 1155 kJ.
Для двигателей коррекции и ориентации также можно использовать топливо по изобретению «Ракетный двигатель Староверова - 6»:For correction and orientation engines, you can also use the fuel according to the invention "Staroverova-6 rocket engine":
В2Н6+6ВеН2+2HNO3=2BN+6ВеО+10Н2+3660,5 кДж. /2/B 2 H 6 + 6BeH 2 + 2HNO 3 = 2BN + 6BeO + 10H 2 +3660.5 kJ. / 2 /
То есть удельное тепловыделение 16,63 кДж/г (МДж/кг). Правда, в последних двух случаях хранить или, по крайне мере, использовать гидрид бериллия следует при температуре примерно 210-220 градусов С, причем без перегрева (разлагается после 240 градусов С), для чего можно использовать радиоактивный источник тепла.That is, the specific heat release of 16.63 kJ / g (MJ / kg). True, in the last two cases, beryllium hydride should be stored or at least used at a temperature of about 210-220 degrees C, and without overheating (decomposes after 240 degrees C), for which you can use a radioactive heat source.
Есть один нюанс - нельзя в атмосфере развивать скорость более 3-5 М, иначе из-за аэродинамического нагрева шашка двигателя может загореться сбоку.There is one caveat - it is impossible to develop a speed of more than 3-5 M in the atmosphere, otherwise, due to aerodynamic heating, the engine checker can catch fire on the side.
Claims (20)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013105914/06A RU2524793C1 (en) | 2013-02-12 | 2013-02-12 | Staroverov's conical rocket engine 8 (versions) and method of its vertical launching (versions) |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013105914/06A RU2524793C1 (en) | 2013-02-12 | 2013-02-12 | Staroverov's conical rocket engine 8 (versions) and method of its vertical launching (versions) |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2524793C1 true RU2524793C1 (en) | 2014-08-10 |
Family
ID=51355123
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013105914/06A RU2524793C1 (en) | 2013-02-12 | 2013-02-12 | Staroverov's conical rocket engine 8 (versions) and method of its vertical launching (versions) |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2524793C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN117932792A (en) * | 2024-03-18 | 2024-04-26 | 东方空间(江苏)航天动力有限公司 | Method for reducing thrust imbalance of binding boosting solid rocket engine |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3088273A (en) * | 1960-01-18 | 1963-05-07 | United Aircraft Corp | Solid propellant rocket |
| US3256819A (en) * | 1964-04-02 | 1966-06-21 | Atlantic Res Corp | Gas generator |
| US3355985A (en) * | 1964-03-17 | 1967-12-05 | United Aircraft Corp | Dual propellant launch for solid rockets |
| EP1707788A2 (en) * | 2005-03-30 | 2006-10-04 | Bayern-Chemie Gesellschaft für flugchemische Antriebe mbH | Configuration of a solid propellant charge |
| US7254936B1 (en) * | 2004-04-26 | 2007-08-14 | Knight Andrew F | Simple solid propellant rocket engine and super-staged rocket |
| RU2398125C1 (en) * | 2009-01-27 | 2010-08-27 | Николай Евгеньевич Староверов | Bodyless engine (versions) and method of its fabrication |
-
2013
- 2013-02-12 RU RU2013105914/06A patent/RU2524793C1/en active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3088273A (en) * | 1960-01-18 | 1963-05-07 | United Aircraft Corp | Solid propellant rocket |
| US3355985A (en) * | 1964-03-17 | 1967-12-05 | United Aircraft Corp | Dual propellant launch for solid rockets |
| US3256819A (en) * | 1964-04-02 | 1966-06-21 | Atlantic Res Corp | Gas generator |
| US7254936B1 (en) * | 2004-04-26 | 2007-08-14 | Knight Andrew F | Simple solid propellant rocket engine and super-staged rocket |
| EP1707788A2 (en) * | 2005-03-30 | 2006-10-04 | Bayern-Chemie Gesellschaft für flugchemische Antriebe mbH | Configuration of a solid propellant charge |
| RU2398125C1 (en) * | 2009-01-27 | 2010-08-27 | Николай Евгеньевич Староверов | Bodyless engine (versions) and method of its fabrication |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN117932792A (en) * | 2024-03-18 | 2024-04-26 | 东方空间(江苏)航天动力有限公司 | Method for reducing thrust imbalance of binding boosting solid rocket engine |
| CN117932792B (en) * | 2024-03-18 | 2024-05-28 | 东方空间(江苏)航天动力有限公司 | Method for reducing thrust imbalance of binding boosting solid rocket engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5578783A (en) | RAM accelerator system and device | |
| US4938112A (en) | Apparatus and method for the acceleration of projectiles to hypervelocities | |
| US8291828B2 (en) | High velocity ammunition round | |
| US20110214582A1 (en) | High velocity ammunition round | |
| US4213393A (en) | Gun projectile arranged with a base drag reducing system | |
| US9410503B2 (en) | Packaged propellant air-induced variable thrust rocket engine | |
| EP0683376B1 (en) | Airbreathing propulsion assisted gun-launched projectiles | |
| US7182014B2 (en) | Gun barrel for launching projectiles | |
| WO2003016849A2 (en) | Method and apparatus for testing engines | |
| RU2524793C1 (en) | Staroverov's conical rocket engine 8 (versions) and method of its vertical launching (versions) | |
| US6789454B2 (en) | Gun barrel for launching large projectiles | |
| US10330446B2 (en) | Countermeasure flares | |
| JP7006692B2 (en) | Methods and launchers for launching projectiles | |
| KR102269204B1 (en) | Projectile containing ramjet engine | |
| US20240344814A1 (en) | Bullet System with Multiple Drag-Reducing Capabilities | |
| RU2561820C2 (en) | Staroverv's-8 rocket engine (versions) | |
| RU144872U1 (en) | GAS-DYNAMIC ACCELERATOR OF SOLID BODIES | |
| US4170875A (en) | Caseless rocket design | |
| US20150323296A1 (en) | Countermeasure Flares | |
| RU2398125C1 (en) | Bodyless engine (versions) and method of its fabrication | |
| US4208948A (en) | High efficiency propulsion system | |
| US10281248B2 (en) | Gas generators, launch tube assemblies including gas generators, and related systems and methods | |
| KR20250040577A (en) | Weapons and Ammunition Systems | |
| KR20250036063A (en) | Weapons and Ammunition Systems | |
| FR2821420A1 (en) | Self-propelled piercing tip for long-range shell has bolt in thermopropulsive tube of solid propellant set off by pyrotechnic system |