Результат интеллектуальной деятельности: ТОПЛИВО ДЛЯ ГИПЕРЗВУКОВОГО ПРЯМОТОЧНОГО ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Настоящее изобретение относится к топливам для прямоточных воздушно-реактивных двигателей, в частности к составам на основе борорганических соединений, обладающих высокой удельной теплотой сгорания.

Известно, что в качестве горючего для ГПВРД были предложены сжиженные водород и метан [2, 3], а также углеводородные горючие марок JP-7, JP-10 [2, 3, 4]. Известны жидкие борсодержащие горючие, представляющие собой смеси изопропилметакарборана с углеводородами: толуол, циклин, квадран, нафтил, алкилпроизводные бензола, а также топливами Т-6, RJ-5 и некоторыми другими [5].

Наиболее близким аналогом заявляемого технического решения является «Композиция твердого горючего» («Composition for solid fuel») [6]. Указанное техническое решение имеет существенные преимущества перед предшествовавшими аналогами, содержит в своем составе карборан (С₂B₁₀H₁₂) и его производные в количестве 4-15% масс. Недостатками твердых топлив для ПВРД являются их низкие по сравнению с ПВРД на жидком горючем и атмосферном воздухе энергетические характеристики, а также повышенная чувствительность к механическим и температурным воздействиям. Кроме того, на гиперзвуковых скоростях полета необходимо охлаждение элементов конструкции двигателя, в том числе за счет циркуляции жидкого горючего в рубашке охлаждения.

Технической задачей настоящего изобретения является создание топлива для гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя с повышенной энергоемкостью, сохраняющего свои физико-химические свойства в широком диапазоне температур, за счет сочетания энергоемкого низкозамерзающего и высокотермостабильного горючего 1,7-диметилдикарба-клозо-октокарборана и углеводородного горючего Т-10, в соотношении, мас.%:

Сравнительный анализ технического решения с известным показывает, что заявляемое техническое решение отличается тем, что в качестве топлива для гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя предложено использовать смесь из горючего Т-10 и 1,7-диметилдикарба-клозо-октокарборана.

При увеличении скорости полета летательного аппарата, оснащенного ПВРД, уменьшается относительный подогрев воздуха в двигателе θ, равный отношению температуры в камере сгорания к температуре торможения холодного воздуха на входе в воздухозаборник, за счет роста температуры торможения холодного воздуха. При достаточном росте скорости полета наступает «тепловая смерть» воздушно-реактивного двигателя, так как относительный подогрев приближается к единице [2].

1,7-диметилдикарба-клозо-октокарборан обладает высокой удельной теплотой сгорания ≈ 50000 кДж/кг, высокой термической стабильностью, а также достаточно низкой температурой плавления (-60°С) по сравнению с другими представителями данного класса соединений. Смешение 1,7-диметилдикарба-клозо-октокарборана с Т-10 осуществляется с целью придания топливу оптимальных эксплуатационных свойств.

Эффективность применения топлива в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе станет очевидна при расчете относительного подогрева θ для двух штатных углеводородных горючих Т-6, Т-10 и топлива состоящего из 1,7-диметилдикарба-клозо-октокарборана (70 мас.%) и Т-10 (30 мас.%) (для идеального ПВРД). Полученные расчетные данные представлены в таблице 1.

Данную топливную композицию предполагается использовать в гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателях авиационной и ракетно-космической техники.

Представленная топливная композиция решает проблему недостаточной теплопроизводительности горючих предлагаемых к использованию в ГПВРД для скоростей полета 6-10М, а также недостаточной физико-химической устойчивости при эксплуатации в широком диапазоне температур.

Источники информации

1. Р. Граймс Карбораны: Монография. - М.: Издательство «МИР», 1974.

2. Артемов О.А. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели (расчет характеристик): Монография. - М.: Компания Спутник+, 2006.

3. Tom Anderlis. The way to hyper plane // The Industrial Physicist American Institute of Physics, Дин Андреадис, March, 2005.

4. Петрухин Н.В., Сергеев С.М., Прокопенко О.А. Требования к горючим для гиперзвуковых двигателей ракетно-космической техники // Сборник научных трудов ФГУП «НПО им. С.А. Лавочкина» по актуальным вопросам проектирования космических систем и комплексов. - М.: ФГУП НПО им. С.А. Лавочкина, 2011.

5. Бакулин В.Н., Дубовкин Н.Ф., Котов В.Н., Сорокин В.А., Францкевич В.П., Яновский Л.С. Энергоемкие горючие для авиационных и ракетных двигателей / Под ред. Л.С. Яновского. - М.: ФИЗМАТЛИТ, 2009.

6. Патент России №2288207.